RU2022886C1

RU2022886C1 - Power plant

Info

Publication number: RU2022886C1
Authority: RU
Inventors: Г.М. Горелов; В.Г. Чикалов; В.А. Чистяков; С.В. Михайлов
Original assignee: Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд"
Priority date: 1991-04-03
Filing date: 1991-04-03
Publication date: 1994-11-15

Abstract

FIELD: airplane engine manufacture, by-pass turbojet engines provided mainly by units positioned on accessory gear-boxes. SUBSTANCE: bigger part of units is housed in volume 28 bordered by longitudinal vertical walls 21 of C-shaped sections 10 of channel of second contour and fore and rear shaped streamlining members making together with vertical walls 21 lower and upper streamlining edges. EFFECT: reduced flow resistance and mass of power plant. 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а более конкретно к силовым установкам самолетов с двухконтурными турбореактивными двигателями, снабженными агрегатами, расположенными в основном на коробках приводов. The invention relates to aircraft engine building, and more specifically to power plants of aircraft with dual-circuit turbojet engines equipped with units located mainly on the gearboxes.

Известны силовые установки с турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД), блоки вспомогательных агрегатов которых установлены на газогенераторе под его обтекателем [1 и 2]. Ввиду непосредственного закрепления коробки приводов на газогенераторе приводные агрегаты находятся в объеме с повышенной температурой, что уменьшает ресурс их работы. Known power plants with turbojet dual-circuit engines (turbofan engines), the auxiliary units of which are installed on the gas generator under its fairing [1 and 2]. Due to the direct mounting of the drive box on the gas generator, the drive units are in a volume with high temperature, which reduces the resource of their work.

Указанный недостаток устранен в силовой установке с ТРДД, коробке приводов которого расположена за пределами второго контура с его внешней стороны. The specified drawback is eliminated in the power plant with turbofan engine, the drive box of which is located outside the second circuit from its outer side.

Известная силовая установка [3] имеет ТРДД с блоком вспомогательных агрегатов, расположенных снизу на корпусе вентилятора. Снаружи блок вспомогательных агрегатов закрыт отъемными створками, образующими совместно с передним носовым обтекателем и оболочками С-образных участков канала второго контура наружную гондолу двигателя. Сверху оболочки С-образных участков канала шарнирно закреплены на пилоне самолета с зазором между собой, равными ширине пилона. Противоположно расположенные нижние продольные вертикальные стенки С-образных участков выполнены из плоских листов и состыкованы в рабочем положении беззазорно друг с другом по вертикальном плоскости, проходящей по оси двигателя. Привод агрегатов обеспечен валом, пропущенным наклонно через первый и второй контуры двигателя. Передний носок пилона самолета снабжен передним профилированным элементом обтекания. The known power plant [3] has a turbofan engine with a block of auxiliary units located below on the fan casing. Outside, the unit of auxiliary units is closed by removable flaps, which together with the front nose fairing and the shells of the C-shaped sections of the channel of the second circuit, the outer engine nacelle. On top of the shell of the C-shaped sections of the channel are pivotally mounted on the pylon of the aircraft with a gap between them equal to the width of the pylon. Opposite located lower longitudinal vertical walls of the C-shaped sections are made of flat sheets and are joined in a working position gaplessly to each other along a vertical plane passing along the axis of the engine. The drive of the units is provided with a shaft, passed obliquely through the first and second contours of the engine. The front toe of the aircraft pylon is equipped with a front profiled flow element.

Расположение блока вспомогательных агрегатов на корпусе вентилятора за пределами второго контура приводит к неоправданно увеличенному диаметру гондолы двигателя и, следовательно, к большому лобовому сопротивлению, увеличению расхода топлива и массы силовой установки. Имеет место и достаточно сложный и неудобный длинный вал передачи мощности от газогенератора к коробке приводов агрегатов. Кроме того, при подвеске двигателя под крылом самолета появляется опасность касания земли гондолой самолета при посадке. The location of the auxiliary unit block on the fan housing outside the second circuit leads to an unjustifiably increased diameter of the engine nacelle and, consequently, to a large frontal resistance, an increase in fuel consumption and mass of the power plant. There is also a rather complicated and inconvenient long shaft of power transmission from the gas generator to the unit drive box. In addition, when the engine is mounted under the wing of the aircraft, there is a danger of the ground touching the nacelle of the aircraft during landing.

Целью изобретения является устранение указанных недостатков. The aim of the invention is to remedy these disadvantages.

Это достигается тем, что в известной силовой установке основная коробка приводов агрегатов и большая часть агрегатов расположена в объеме, ограниченном продольными вертикальными стенками С-образных участков канала второго контура и передними и задними профилированными элементами обтекания, образующими с вертикальными стенками С-образных участков нижнее и верхнее ребра-обтекатели. This is achieved by the fact that in the known power plant, the main gearbox of the drive units and most of the units are located in a volume limited by the longitudinal vertical walls of the C-shaped sections of the channel of the second circuit and the front and rear profiled flow elements forming the lower and the vertical walls of the C-shaped sections upper fairing ribs.

Установка основных вспомогательных агрегатов с их коробкой приводов в тракте второго контура позволяет уменьшить массу установки и удельный расход топлива. The installation of the main auxiliary units with their gearbox in the secondary circuit allows to reduce the weight of the installation and the specific fuel consumption.

На фиг.1 схематически изображена силовая установка самолета; на фиг.2 - сечение А-А на фиг;1; на фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.1. Figure 1 schematically shows the power plant of the aircraft; figure 2 is a section aa in figure 1; figure 3 is a section bB in figure 1.

Силовая установка содержит ТРДД 1, заключенный в гондолу 2 и подвешенный на крыле самолета с помощью пилона 3. Двигатель 1 включает газогенератор 4, вентилятор 5 и наружную оболочку 6 второго контура 7. Подвеску двигателя 1 на пилоне 3 осуществляют передний 8 и задний 9 пояса. Задняя часть второго контура образована двумя С-образными полыми участками 10, шарнирно закрепленным спереди на разнесенных один от другого осях 11 и сзади - на осях 12. Оси установлены на связующей сверху участки 10 перемычках 13 и 14, закрепленных на оболочке 6 второго контура. Стенки 15 и 16 участков 10 обеспечивают плавность переходов по наружной оболочке 6 и по гондоле 2. Стенка 17 является продолжением обтекателя 18 газогенератора. Стыковка стенок 17 и 18 участков 10 происходит беззазорно по стыку 19, расположенному в вертикальной плоскости, проходящей через ось 20 двигателя. Продольные вертикальные стенки 21 С-образных участков 10 разнесены параллельно одна другой на определенное расстояние. К стенкам 21 примыкают передние 22 и задние 23 профилированные элементы обтекания, которые совместно со стенками 21 образуют нижний 24 и верхний 25 ребра-обтекатели. Газогенератор 4 снабжен нижней основной коробкой приводов 26 для привода комплекта агрегатов 27 обслуживания двигателя и самолета (например, электрогенераторов, центрифуг, пневмостартера, топливных насосов, гидронасосов и т.п.). Привод коробки осуществлен от ротора компрессора высокого давления (не показан). Основная коробка приводов 26 с ее агрегатами расположена в объеме 28, ограниченном внутренним объемом нижнего ребра-обтекателя 24. Данный объем образован продольными вертикальными стенками 21 и профильными элементами 22 и 23 по высоте h канала второго ресурса. Внутри нижнего ребра-обтекателя 24 расположены и неприводные габаритные агрегаты, типа топливного фильтра 29 с подогревом топлива и т.п. Внутри верхнего ребра-обтекателя 25 перед пилоном 3 размещены воздухо-воздушные теплообменники 30 системы кондиционирования воздуха, или воздухомасляные теплообменники (не показаны). Часть малогабаритных вспомогательных агрегатов двигателя и самолета (маслобак 31, плунжерный насос 32 подачи гидрожидкости с приводом от ротора компрессора низкого давления и т.п.) расположена в пространстве 33 между обводом гондолы 2 и наружной оболочкой 6 второго контура. The power plant contains a turbofan engine 1, enclosed in a nacelle 2 and suspended on the wing of the aircraft using a pylon 3. Engine 1 includes a gas generator 4, a fan 5 and the outer shell 6 of the second circuit 7. The engine 1 on the pylon 3 is mounted on the front 8 and rear 9 belts. The rear part of the second circuit is formed by two C-shaped hollow sections 10, pivotally mounted in front on axes 11 spaced apart from one another and on the axles 12 at the rear. The axes are mounted on sections 10 connected at the jumper 13 and 14, mounted on the shell 6 of the second circuit. Walls 15 and 16 of sections 10 provide smooth transitions along the outer shell 6 and along the nacelle 2. Wall 17 is a continuation of the fairing 18 of the gas generator. The docking of the walls 17 and 18 of sections 10 occurs without a gap at the joint 19 located in a vertical plane passing through the axis 20 of the engine. The longitudinal vertical walls 21 of the C-shaped sections 10 are spaced parallel to one another at a certain distance. Front walls 22 and rear 23 are adjoined to the walls 21 by profiled flow elements, which together with the walls 21 form the lower 24 and upper 25 fairing ribs. The gas generator 4 is provided with a lower main gearbox 26 for driving a set of engine and aircraft service units 27 (for example, electric generators, centrifuges, a pneumatic starter, fuel pumps, hydraulic pumps, etc.). The gearbox is driven from the rotor of a high pressure compressor (not shown). The main box of drives 26 with its units is located in a volume 28, limited by the internal volume of the lower fairing rib 24. This volume is formed by longitudinal vertical walls 21 and profile elements 22 and 23 along the height h of the channel of the second resource. Inside the lower fairing rib 24, non-drive overall units are located, such as a fuel filter 29 with fuel heating, etc. Inside the upper cowl rib 25 in front of the pylon 3, air-to-air heat exchangers 30 of an air conditioning system or air-oil heat exchangers (not shown) are arranged. A part of the small-sized auxiliary units of the engine and aircraft (oil tank 31, hydraulic fluid supply plunger pump 32 driven by the rotor of the low pressure compressor, etc.) is located in the space 33 between the bypass of the nacelle 2 and the outer shell 6 of the second circuit.

С целью фиксации в рабочем положении С-образных участков 10 стык 19 снабжен быстродействующим замком 34. В процессе полета воздух, нагнетаемый вентилятором 5, приходит через замкнутые полые С-образные участки 10, плавно обтекая ребра 23 и 25, и затем выбрасывается в атмосферу через сопла двигателя. In order to fix the C-shaped sections 10 in the working position, the joint 19 is equipped with a quick-acting lock 34. During the flight, the air pumped by the fan 5 comes through the closed hollow C-shaped sections 10, smoothly flowing around the fins 23 and 25, and then released into the atmosphere through engine nozzles.

С целью избежания перегрева агрегатов через внутренние полости под обтекателем 18, стенками 17 и через внутренние полости ребер 24, 25 производится принудительный проток определенной части воздуха второго контура. В процессе осмотра или ремонтных работ С-образные участки 10 поворачивают относительно осей 11 и 12, фиксируют подпорками 35 и получают свободный доступ к агрегатам. In order to avoid overheating of the units through the internal cavities under the fairing 18, the walls 17 and through the internal cavities of the ribs 24, 25, a forced flow of a certain part of the air of the second circuit is performed. In the process of inspection or repair work, the C-shaped sections 10 are turned relative to the axes 11 and 12, fixed with supports 35 and get free access to the units.

Размещение основной коробки приводов, комплекта габаритных агрегатов двигателя и самолета во втором контуре, а именно в объемах, заключенных в ребрах-обтекателях с их высотой, равной высоте второго контура, дает возможность уменьшить наружный диаметр гондолы двигателя при сохранении оптимальной скорости прохождения воздуха по второму контуру. Фактически получают более эффективное использование имеющегося миделевого сечения гондолы. Уменьшение миделя позволяет уменьшить лобовое сопротивление гондолы и соответственно удельный расход топлива и массу силовой установки. Размещение блока вспомогательных агрегатов в ребрах канала второго контура позволяет избежать длинной трансмиссии привода агрегатов при сохранении низкой окружающей температуры воздуха. Placing the main drive box, the set of overall units of the engine and the aircraft in the second circuit, namely, in the volumes enclosed in the cowl ribs with their height equal to the height of the second circuit, makes it possible to reduce the outer diameter of the engine nacelle while maintaining the optimal air velocity along the second circuit . In fact, a more efficient use of the existing middel section of the nacelle is obtained. The reduction of the midship allows you to reduce the drag of the gondola and, accordingly, the specific fuel consumption and mass of the power plant. Placing the block of auxiliary units in the edges of the channel of the second circuit allows you to avoid a long transmission drive units while maintaining low ambient temperature.

Claims

POWER PLANT containing a dual-circuit turbojet engine equipped with a lower main gearbox for aircraft and engine components with two C-shaped hollow sections of the shell of the second circuit channel hinged on the outer shell of the second circuit, characterized in that, in order to reduce the flow resistance and mass of the power plant , most of the units are located in a volume limited by the longitudinal vertical walls of the C-shaped sections of the channel of the second circuit and the front and rear profiles an isolated flow elements forming the vertical walls of the C-shaped sections of the lower and upper edges, fairings.