RU2453477C2 - Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя - Google Patents
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2453477C2 RU2453477C2 RU2009117418/11A RU2009117418A RU2453477C2 RU 2453477 C2 RU2453477 C2 RU 2453477C2 RU 2009117418/11 A RU2009117418/11 A RU 2009117418/11A RU 2009117418 A RU2009117418 A RU 2009117418A RU 2453477 C2 RU2453477 C2 RU 2453477C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbojet engine
- nacelle
- pylon
- gondola
- engine
- Prior art date
Links
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 claims description 10
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 8
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims description 5
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 4
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 230000026058 directional locomotion Effects 0.000 description 3
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 2
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 2
- 240000005561 Musa balbisiana Species 0.000 description 1
- 235000018290 Musa x paradisiaca Nutrition 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 230000009916 joint effect Effects 0.000 description 1
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000013589 supplement Substances 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
- B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
- B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
- B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
- B64D29/08—Inspection panels for power plants
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/64—Reversing fan flow
- F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
- F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя, силовой установке и летательному аппарату. Гондола (1) содержит воздухозаборник (5), расположенный перед турбореактивным двигателем (2), среднюю секцию, внутренний кожух (6а) которой охватывает вентилятор (3) турбореактивного двигателя (2) и заднюю секцию (7), содержащую внешний элемент (7а). Элемент (7а) жестко соединен с задней частью кожуха (6а) вентилятора (3) так, что поддерживает турбореактивный двигатель (2) и имеет средства соединения с пилоном, выполненным с возможностью крепления к неподвижно закрепленному элементу (13) летательного аппарата. Технический результат заключается в оптимизации зазора между лопастями вентилятора и внутренними лопатками турбореактивного двигателя с их соответствующими кожухами. 3 н. и 25 з.п. ф-лы, 18 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя и к силовой установке, содержащей такую гондолу.
Летательный аппарат приводится в движение несколькими турбореактивными двигателями, каждый из которых помещен в гондолу, также вмещающую группу соответствующих управляющих устройств, предназначенных для обеспечения работы двигателя, например, таких как устройство реверсирования тяги, и выполняющих различные функции во время работы двигателя или при его остановке.
Обычно гондола представляет собой трубчатый элемент, содержащий воздухозаборник, расположенный перед турбореактивным двигателем по направлению потока, среднюю секцию, охватывающую вентилятор двигателя, и секцию, расположенную сзади по потоку, в которой размещены средства реверсирования тяги и которая охватывает камеру сгорания двигателя и обычно заканчивается выходным соплом, выход которого находится сзади двигателя по направлению потока.
Современные гондолы предназначены для размещения в них двухконтурного турбореактивного двигателя, способного с помощью вращения крыльчатки вентилятора генерировать поток горячего воздуха (этот поток также называют основным потоком), исходящий из камеры сгорания двигателя, и поток холодного воздуха (обходной поток), проходящий снаружи двигателя через кольцевой канал, называемый также трактом, образованный между капотом двигателя (или внутренним конструктивным элементом гондолы, расположенным сзади по потоку и охватывающим двигатель) и внутренней стенкой гондолы. Эти два потока воздуха выпускаются из двигателя через заднюю часть гондолы.
Таким образом, силовая установка летательного аппарата образована гондолой и турбореактивным двигателем. Эту установку подвешивают к неподвижно закрепленному конструктивному элементу летательного аппарата, например под крылом или на фюзеляже, посредством пилона (или стойки), соединенного с двигателем в его передней и задней части с помощью элементов подвешивания.
В такой конфигурации гондола поддерживается двигателем.
Во время полета летательного аппарата такая конструкция подвергается совместному воздействию внешних сил. Наряду с другими силами на нее действуют силы, обусловленные гравитацией, а также внешние и внутренние аэродинамические силы, порывы ветра и тепловые эффекты.
Эти нагрузки, испытываемые силовой установкой, передаются турбореактивному двигателю и вызывают деформации кожухов, которые непосредственно влияют на характеристики различных ступеней двигателя. В частности, в случае если силовая система имеет конфигурацию типа "осиная талия", то есть имеет относительно тонкую протяженную заднюю по потоку часть по сравнению с промежуточным элементом и воздухозаборником, эти нагрузки приводят к весьма негативным деформациям «в форме банана», и задняя по потоку часть значительно изгибается.
Этот «эффект банана» проявляется деформацией наружного элемента гондолы, образованного различными следующими друг за другом кожухами, в то время как приводной вал, лопасти вентилятора и внутренние лопасти турбореактивного двигателя остаются прямолинейными. В результате этого вершины лопастей вала приближаются к внутренней периферической поверхности кожухов. Таким образом, общая эффективность турбореактивного двигателя по сравнению с конфигурацией, при которой кожухи подвергаются небольшой деформации или не испытывают деформации вообще, снижается, поскольку при проектировании гондолы приходится учитывать эту деформацию, с тем чтобы всегда предусматривать наличие достаточного зазора между вершинами лопастей и периферической поверхностью кожухов. В результате часть приточного воздуха лопастями не сжимается, так как она просачивается через этот значительный зазор.
В неопубликованной французской патентной заявке 06.05912 предложено техническое решение, заключающееся в поддержке силовой установки посредством неподвижно закрепленного внутреннего элемента гондолы (известного под аббревиатурой IFS).
Задача настоящего изобретения состоит в том, чтобы найти еще одно решение, которое позволило бы устранить перечисленные выше недостатки. Для достижения этой цели разработана гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащая воздухозаборник, расположенный перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию, внутренний кожух которой охватывает вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, содержащую наружный элемент, жестко соединенный с задней частью кожуха вентилятора, поддерживая турбореактивный двигатель, и снабженный соединительными средствами для крепления гондолы к пилону, выполненному с возможностью соединения с неподвижно закрепленным элементом летательного аппарата.
Таким образом, наружный элемент гондолы оказывается прикрепленным непосредственно к неподвижно закрепленному элементу летательного аппарата и поддерживает турбореактивный двигатель. В результате нагрузки на гондолу и ее деформации не будут передаваться турбореактивному двигателю и наоборот. Как описано выше, при этом можно оптимизировать зазор, имеющийся между лопастями вентилятора и внутренними лопатками турбореактивного двигателя и их соответствующим кожухом с целью улучшения рабочих характеристик силовой установки.
Целесообразно, чтобы гондола содержала элемент типа пилона, встроенный в наружный элемент и обеспечивающий возможность ее прикрепления к пилону. Пилон проходит, например, по всей длине наружного элемента. Турбореактивный двигатель может охватываться первичным капотом, закрепленным перед корпусом турбореактивного двигателя и центрированным в задней зоне вокруг реактивного сопла турбореактивного двигателя, независимо от наружного элемента гондолы. Поскольку первичный капот не выполняет никакой несущей функции, его можно в максимальной степени облегчить, в частности использовать всю его поверхность для выполнения акустической функции без необходимости при этом предусматривать зоны высокой плотности, которые препятствовали бы выполнению любых акустических функций.
В соответствии с одним из возможных вариантов, гондола согласно изобретению содержит по меньшей мере одну штангу или, предпочтительнее, две или три штанги, воспринимающие крутящие усилия, создаваемые вращающимися узлами турбореактивного двигателя, причем указанная штанга или штанги соединяют пилон с наружным задним элементом турбореактивного двигателя и расположены симметрично относительно продольной плоскости симметрии гондолы.
Указанная штанга или штанги, воспринимающие усилия, имеют предпочтительно обтекаемый профиль. Указанная группа штанг участвует в поддержке турбореактивного двигателя гондолой.
Система штанг жестко установлена между элементами конструкции, точно так же, как в существующих установках такого типа. Однако в некоторых случаях целесообразно, чтобы такая система была «гибкой». Ее выполняют (на одной из соединяемых сторон) состоящей из элементов или материалов, обеспечивающих гибкий или деформируемый контакт, которые не передают нагрузку на заднюю часть узла двигателя или передают ее лишь очень незначительно. При этом в определенных критических условиях полета эта система штанг входит в контакт, ограничивая тем самым дифференциальные перемещения несущей и несомой конструкций.
В соответствии с одним из возможных вариантов, предусмотрена по меньшей мере одна радиальная стойка для соединения корпуса турбореактивного двигателя с кожухом вентилятора, в частности в верхней части кожуха вентилятора, которая связана с обтекателем, предназначенным для прокладки каналов для обеспечения питания турбореактивного двигателя электричеством и топливом, а также для передачи электронных сигналов. Такая конструкция обтекателя радиальной стойки описана более детально в патенте ЕР 0884469.
Наружный элемент может образовывать неподвижно закрепленный капот, содержащий, в частности, сетчатый каркас.
Наружный элемент гондолы может содержать реверсор тяги, причем связь турбореактивного двигателя со стойкой или пилоном обеспечивается с помощью неподвижно закрепленного переднего элемента реверсора тяги.
В качестве реверсора тяги может быть использован, например, реверсор тяги с решетками.
В соответствии с одним из возможных вариантов, неподвижно закрепленный передний элемент реверсора тяги с решетками содержит передний концевой элемент для поддержки турбореактивного двигателя и задний концевой элемент фиксации решеток, причем эти два элемента связаны с помощью усиливающей сетки, расположенной над решетками или под ними.
В пилон могут быть встроены направляющие для обеспечения направленного перемещения подвижного капота реверсора тяги без необходимости при этом использовать какие-либо средства сопряжения. Такое встраивание облегчается благодаря прямолинейной геометрической форме пилона. В пилон могут быть также встроены компоненты реверсора, имеющие другие функции, что позволит уменьшить массу гондолы.
В качестве реверсора тяги можно также использовать реверсор тяги со створками.
В соответствии с одним из возможных вариантов осуществления, подвижный капот реверсора тяги имеет усиленный элемент, соединяющий (соответственно) находящуюся, например, в нижней части по меньшей мере одну точку для фиксации неподвижно закрепленного переднего элемента с (соответственно) находящейся, например, в верхней части неподвижной точкой пилона. Благодаря такой мере удается обеспечить поддержку или облегчить неподвижно закрепленный передний элемент реверсора тяги.
В зоне указанной неподвижной точки пилона может быть предусмотрено фиксирующее устройство, предпочтительно электрическое и выполненное с возможностью дистанционного управления, предназначенное для фиксации подвижного капота реверсора тяги.
Данное изобретение может также охватывать различные усовершенствования описанного выше узла, позволяющие, в частности, добиться экономии в весе и облегчить доступ к корпусу двигателя при необходимости выполнения работ по техобслуживанию.
Эта цель достигается, в частности, путем создания такой конструкции, в которой часть задней секции жестко связана с задней частью с помощью соединительного элемента, выполненного с возможностью установки, с одной стороны, на задней кромке указанного кожуха и, с другой стороны, на пилоне.
Целесообразно, чтобы, по меньшей мере, часть указанного соединительного элемента имела разрыв, по меньшей мере, на части окружности этого элемента.
Благодаря такому решению удается уменьшить вес соединительного элемента по сравнению с конфигурацией, описанной в патентной заявке на FR 06 088 92, где эта соединительная конструкция полностью охватывает весь контур задней кромки кожуха вентилятора.
Как подтверждается с помощью средств моделирования, хотя предлагаемый соединительный элемент и не проходит вдоль всего контура задней кромки кожуха вентилятора, при соответствующем выборе его характеристик он обеспечивает достижение нужной механической прочности.
Кроме того, благодаря разрыву соединительного элемента на части задней поверхности кожуха вентилятора удается облегчить доступ к корпусу двигателя в процессе выполнения работ по техобслуживанию, а при необходимости и установить, по меньшей мере, одну защитную створку для этого корпуса (см. ниже).
В соответствии с другими вариантами осуществления изобретения:
- указанная разорванная часть соединительного элемента конструкции находится в зоне между позициями, соответствующими положению часовой стрелки "4 часа" и "8 часов", что позволяет добиться оптимального соотношения между весом соединительного элемента и его механической прочностью, а также эффективной передачи усилий между задней кромкой кожуха вентилятора и соединительным элементом;
- указанная гондола имеет по меньшей мере одну створку, обеспечивающую доступ к корпусу двигателя указанного турбореактивного двигателя, которая расположена в зоне разрыва указанного соединительного элемента и в его продолжение, благодаря чему в процессе эксплуатации с помощью указанной створки для обслуживания удается обеспечить защиту корпуса двигателя, а в ходе проведения операций техобслуживания - облегчить доступ к нему;
- указанная гондола имеет две створки, обеспечивающие доступ к корпусу двигателя, которые установлены с возможностью поворота вокруг осей, находящихся в зонах, соответствующих положению часовой стрелки соответственно "4 часа" и "8 часов", благодаря чему удается облегчить доступ снизу к корпусу двигателя;
- указанный соединительный элемент имеет два концентрических кольцевых элемента, которые соединены друг с другом с помощью распорок, расположенных в виде треугольников, причем один из этих двух элементов выполнен с возможностью закрепления на задней кромке указанного кожуха вентилятора, благодаря такой «сетчатой» геометрии удается достичь оптимального компромисса между весом и механической прочностью;
- кольцевой элемент, выполненный с возможностью закрепления на задней кромке указанного кожуха, является непрерывным по всей своей окружности, тогда как второй кольцевой элемент имеет разрыв на части своей окружности, причем указанные распорки расположены в зоне окружности, общей для обоих этих кольцевых элементов, благодаря такой конфигурации удается повысить прочность крепления соединительного элемента на задней кромке кожуха вентилятора;
- указанная гондола содержит реверсор тяги, имеющий решетки, которые помещены в промежутках между указанными распорками, и капот, установленный с возможностью скольжения по указанному пилону, благодаря такому размещению решеток между распорками удается добиться оптимальных размерных характеристик;
- указанный капот выполнен подвижным в направлении крайнего положения, обеспечивающего возможность проведения техобслуживания указанного турбореактивного двигателя; благодаря такой конструкции удается облегчить доступ ко всем частям корпуса двигателя при выполнении работ по техобслуживанию;
- указанная гондола содержит две усиливающие штанги, выполненные с возможностью установки по диагонали между указанным соединительным элементом и указанным пилоном, каковые штанги позволяют укрепить связь между пилоном и соединительным элементом;
указанная гондола содержит, по меньшей мере, одну стойку для восприятия усилия тяги, которая выполнена с возможностью установки между корпусом двигателя указанного турбореактивного двигателя и указанным пилоном; благодаря этой штанге удается добиться надежной устойчивости турбореактивного двигателя относительно соединительного элемента под действием усилий тяги;
- указанный соединительный элемент может быть выполнен, например, из композитного материала - и в этом случае такое решение также позволяет оптимизировать соотношение между весом и механической прочностью (можно также предусмотреть использование металлического элемента).
Предметом изобретения являются также силовая установка, содержащая гондолу предложенного типа, и летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну такую силовую установку.
Принципы реализации настоящего изобретения поясняются в нижеследующем подробном описании, сопровождающемся ссылками на приложенные чертежи, на которых:
на фиг.1 в аксонометрии схематически показана гондола согласно изобретению, соединенная с пилоном с помощью внутреннего элемента, охватывающего турбореактивный двигатель;
на фиг.2 показан продольный разрез гондолы, показанной на фиг.1;
на фиг.3 показано поперечное сечение гондолы по линии III-III, показанной на фиг.1;
на фиг.4 показан вид, аналогичный представленному на фиг.2, иллюстрирующий второй вариант осуществления изобретения;
на фиг.5 показан вид, аналогичный представленному на фиг.1, иллюстрирующий третий вариант осуществления изобретения;
на фиг.6 показан продольный вид сбоку гондолы, показанной на фиг.5;
на фиг.7 в увеличенном масштабе показана деталь VII, показанная на фиг.6;
на фиг.8 показан продольный вид сбоку, иллюстрирующий четвертый вариант осуществления изобретения;
на фиг.9 показан вид, аналогичный представленному на фиг.6, иллюстрирующий пятый вариант осуществления изобретения.
Упомянутые выше усовершенствования поясняются также на примере отдельного варианта осуществления, представленного на фиг.10-18, на которых:
на фиг.10 показан вид сбоку силовой установки согласно изобретению в положении, соответствующем нормальной работе;
на фиг.11 показано осевое сечение указанной силовой установки;
на фиг.12 показана указанная силовая установка в случае ее работы в режиме реверсора тяги (для наглядности изображения некоторые элементы установки не показаны);
на фиг.13 показана указанная силовая установка в положении, соответствующем режиму техобслуживания (для наглядности изображения некоторые элементы установки не показаны);
на фиг.14 и 15 в аксонометрии показаны с двух разных углов средства, поддерживающие силовую установку согласно изобретению;
на фиг.16 в аксонометрии показана силовая установка согласно изобретению, оборудованная решетками реверсирования тяги и створками для защиты корпуса двигателя, где одна из указанных створок показана в раскрытом положении;
на фиг.17 показан вид по стрелке F, показанной на фиг.16, иллюстрирующий указанную силовую установку, где две створки показаны в раскрытом положении;
на фиг.18 показана указанная силовая установка в разрезе по плоскости Р, показанной на фиг.16.
На фиг.1 и 2 показана гондола 1 для двухконтурного турбореактивного двигателя 2.
Гондола 1 представляет собой трубчатый элемент, вмещающий двухконтурный турбореактивный двигатель 2, и служит для обеспечения направленного перемещения создаваемых им воздушных потоков с помощью лопастей вентилятора 3, а именно потока горячего воздуха, проходящего через камеру сгорания 4 турбореактивного двигателя 2, и потока холодного воздуха, циркулирующего снаружи указанного турбореактивного двигателя.
Гондола 1 содержит конструктивный элемент, имеющий переднюю секцию, образующую воздухозаборник 5, среднюю секцию 6, охватывающую вентилятор 3 турбореактивного двигателя 2, и заднюю секцию 7, охватывающую турбореактивный двигатель 2. Воздухозаборник 5 имеет внутреннюю поверхность 5а, обеспечивающую направленное перемещение поступающего воздуха, и наружную обтекаемую поверхность 5b. Средняя секция 6 содержит, во-первых, внутренний кожух 6а, охватывающий вентилятор 3 турбореактивного двигателя 2, и, во-вторых, наружный обтекаемый элемент 6b кожуха, который является продолжением наружной поверхности 5b секции воздухозаборника 5.
Кожух 6а прикреплен к секции воздухозаборника 5 и служит продолжением его внутренней поверхности 5а. Кроме того, этот кожух соединен с корпусом турбореактивного двигателя 2 с помощью радиальных стоек 8, расположенных в данном примере (на фиг.2) в виде креста.
Задняя секция 7 гондолы имеет наружный элемент 7а, верхняя часть которого по всей своей длине прикреплена к пилону 12 (его можно также называть «стойкой»), причем сам пилон 12 прикреплен к какой-либо неподвижной части летательного аппарата, например к крылу 13. Крепление пилона 12 может осуществляться с использованием любых средств, или же в гондолу может быть встроен элемент типа пилона, с помощью которого она крепится к собственно пилону 12.
Наружный элемент 7а представляет собой в данном случае неподвижно закрепленный капот, который поддерживает турбореактивный двигатель 2 в зоне задней части кожуха 6а, охватывающего вентилятор 3. Этот неподвижно закрепленный капот 7а имеет внутренний сетчатый каркас, соединяющий наружную поверхность с внутренней поверхностью. Весь каркас образует единое целое с передней частью капота 7а и соединен с элементом кожуха 6а с помощью фитинга 19 посредством болтов или любыми иными известными средствами конструктивной связи с обеспечением или без обеспечения быстрого доступа. Капот 7а может быть выполнен как единое целое или состоять из двух элементов, соединенных в нижней части с помощью болтов или иных крепежных средств.
Снабжение турбореактивного двигателя 2 электричеством, топливом, а также электронная связь осуществляется с летательного аппарата через верхнюю часть капота 7а.
Турбореактивный двигатель 2 окружен первичным капотом 10, не выполняющим функции несущего элемента, который закреплен перед корпусом турбореактивного двигателя 2 и центрирован вокруг его реактивного сопла. Этот первичный капот 10, имеющий форму замкнутого кольцевого элемента, выполнен независимым от наружного капота 7а и ограничивает вместе с ним тракт 9, предназначенный для циркуляции холодного воздуха.
Учитывая, что первичный капот 10 не выполняет никакой несущей функции, его можно в максимальной степени облегчить, а именно, выполнить таким образом, чтобы вся площадь его поверхности была задействована для выполнения акустической функции без необходимости предусматривать специальные несущие зоны большой плотности, которые препятствовали бы выполнению всяких акустических функций.
Первичный капот 10 образован по меньшей мере двумя частями, выполненными с возможностью их соединения друг с другом. Доступ к двигателю может осуществляться посредством демонтажа либо всего первичного капота 10 целиком, либо какой-либо части капота 10 или особых съемных панелей, встраиваемых в этот капот.
Часть заднего элемента турбореактивного двигателя 2, например кожух выхлопного сопла, подвешена к нижней части пилона 12 с помощью двух боковых штанг 22 и одной центральной вспомогательной штанги 22′, предусматриваемой на случай повреждения одной из двух боковых штанг 22. Штанги 22 и 22′, расположенные симметрично относительно продольной вертикальной плоскости симметрии Р гондолы 1, в данном случае (см. фиг.3) в виде «пирамиды», служат для восприятия крутящих усилий, создаваемых вращающимися узлами турбореактивного двигателя 2. Эти штанги 22 и 22′ имеют предпочтительно обтекаемый профиль, поскольку они находятся в канале 9 циркуляции холодного воздуха.
Как видно на фиг.4, одна из стоек 8 для соединения корпуса турбореактивного двигателя 2 с кожухом 6а вентилятора связана в его верхней части с обтекателем 35. Этот обтекатель служит для прокладки каналов 24, по которым осуществляется питание турбореактивного двигателя электричеством, топливом или подача электронных сигналов. Такая конфигурация обтекателя 35 более детально описана в патенте ЕР 0884469.
На фиг.5-7 и на фиг.8 иллюстрируются два варианта осуществления, в соответствии с которыми наружный элемент 7а образует реверсирующее устройство 29 с решетками, при этом соединение турбореактивного двигателя с пилоном 12 осуществляется с помощью неподвижно закрепленного переднего элемента 25 реверсора.
Непосредственно в пилон 12 встроены направляющие 30 для перемещения подвижного капота реверсора (см. фиг.5), причем такое встраивание облегчается благодаря прямолинейной геометрической форме пилона.
Чтобы уменьшить общую массу гондолы 1, в пилон 12 могут быть также встроены компоненты реверсора, выполняющие другие функции.
Неподвижно закрепленный передний элемент 25 включает в себя (см. фиг.6 и 7) передний концевой элемент 26 для поддержки турбореактивного двигателя 2 и задний концевой элемент 27 для фиксации решеток 29, который обеспечивает жесткость конструкции. Эти два элемента 26 и 27 конструктивно соединены с пилоном 12 и могут быть выполнены как одно целое либо быть пригнаны друг к другу.
Решетки 29, которые в данном конкретном примере имеют треугольный профиль, не выполняют функцию несущих элементов и в данном случае не используются для обеспечения жесткости между элементами 26 и 27. Эту функцию здесь выполняет сетка 28, которая расположена под решетками 29 и поддерживает образуемую ими конструкцию. Она имеет жесткую механическую связь с передним 26 и задним 27 концевыми элементами. Указанную сетку 28 можно также поместить над решетками 29.
В соответствии с конфигурацией, представленной на фиг.8, подвижный капот 32 реверсора тяги имеет усиленный элемент, соединяющий находящуюся в нижней части точку 33 для фиксации неподвижно закрепленного переднего элемента 25 реверсора тяги с находящейся в верхней части неподвижной точкой 34 пилона 12. Благодаря такой мере удается поддержать или облегчить неподвижно закрепленный передний элемент 25 реверсора тяги. Неподвижная точка 34 обеспечивает передачу конструктивных усилий на пилон 12. В зоне неподвижной точки 34 пилона 12 предусмотрено фиксирующее устройство, предпочтительно электрическое или выполненное с возможностью дистанционного управления и предназначенное для фиксации подвижного капота 32 реверсора тяги. Точка 34 может быть также пассивной, то есть не иметь непосредственного контакта с неподвижно закрепленным передним элементом 25 реверсора тяги.
На фиг.9 представлен еще один вариант осуществления, в соответствии с которым наружный элемент 7а образует реверсор тяги со створками 31. Соединение турбореактивного двигателя 2 с пилоном 12 обеспечивается с помощью неподвижно закрепленного переднего элемента, охватывающего створки 31 реверсора тяги.
Приводимое ниже описание посвящено более детальному рассмотрению варианта осуществления, проиллюстрированного на фиг.10-18.
Как видно на фиг.10 и 11, силовая установка согласно изобретению содержит гондолу 100, в которую помещен турбореактивный двигатель 103, причем рассматриваемый здесь узел, состоящий из гондолы и турбореактивного двигателя, выполнен с возможностью крепления под крылом летательного аппарата посредством пилона 105 (его часто называют также «стойкой»).
Если перейти к более подробному изображению, показанному на фиг.11, то можно видеть, что гондола 100 имеет, во-первых, неподвижную часть 107 и, во-вторых, часть 109, так называемый капот, установленный с возможностью скольжения в продольном направлении по пилону 105.
В передней части турбореактивного двигателя 103 предусмотрен вентилятор 111, а в его задней части - корпус 113 двигателя.
Как хорошо известно специалистам, вентилятор 111 позволяет создавать поток холодного воздуха, циркулирующий в зоне 115, находящейся на периферии корпуса 113 двигателя, причем последний генерирует поток горячего воздуха, выходящий с очень высокой скоростью через сопло 117.
Вентилятор 111 охвачен кожухом 119, который является составной частью внутренней стенки неподвижной части 107 гондолы.
Корпус 113 двигателя закреплен на кожухе 119 вентилятора с помощью ряда радиальных стоек, одна из которых показана на фиг.11 и обозначена позицией 121.
Положение этой стойки соответствует положению часовой стрелки "12 часов".
Такой удобный способ обозначения, применяемый в нижеследующем описании, предполагает, что наблюдатель смотрит на предлагаемую силовую установку в направлении, показанном на фиг.11 стрелкой F1.
Пилон 105 связан с кожухом 119 вентилятора с помощью соединительного элемента 123, который более подробно рассмотрен ниже со ссылками на фиг.12-15.
Как можно видеть на этих фигурах, указанный соединительный элемент 123 содержит два кольцевых элемента 125, 127, которые соединены друг с другом с помощью распорок 129, расположенных в виде треугольника, образуя при этом решетчатый элемент.
Этот решетчатый элемент по существу проходит лишь на некотором участке окружности, предпочтительно в пределах огибающей участка окружности, проходящего от положения "8 часов" до положения "4 часа" и проходящего через положение "12 часов", находящееся, как и вышеописанном случае, в зоне расположения пилона 105. Можно также уменьшить его протяженность, если стойки 149 и 145 двигателя будут располагаться под иным углом, нежели под углом, соответствующим положениям "8 часов" и " 4 часа".
Иначе говоря, это значит, что дуга, определяемая элементом 123, составляет максимум 240°, т.е. этот элемент имеет разрыв на участке окружности, проходящем от положения "4 часа" до положения " 8 часов" часов и проходящем через положение "6 часов".
Конструктивное решение соединительного элемента 123 выполнено традиционным способом с использованием правил, применяемых в области сопротивления материалов, а при необходимости - и имеющихся на рынке вычислительных программных средств.
Предпочтительно, как показано, в частности, на фиг.14 и 15, дополнить конструкцию двумя усиливающими штангами 131, располагающимися по обе стороны от пилона 105 и связывающими его с соединительным элементом 123.
Можно также предусмотреть по меньшей мере одну (предпочтительнее две) стойку 133, воспринимающую усилие тяги, которая прикреплена, во-первых, к пилону 105 и, во-вторых, к корпусу 113 двигателя.
Целесообразно, чтобы соединительный элемент 123 был выполнен из композитного материала.
На фиг.11-13 показано, что соединительный элемент 123 закреплен с помощью соответствующих крепежных средств на задней кромке 134 кожуха 119 вентилятора.
Конфигурация, показанная на фиг.12, может быть получена из конструкции, показанной на фиг.10, путем скользящего перемещения капота 109 в сторону задней зоны турбореактивного двигателя 103, то есть, если смотреть на чертеж, вправо.
При таком скольжении удается раскрыть соединительный элемент 123, приводя тем самым в действие средства реверсирования тяги, что ниже будет описано более подробно.
Конфигурация, показанная на фиг.13, может быть получена из конструкции, показанной на фиг.12, путем продвижения обтекателя 109 еще далее в сторону задней зоны, что соответствует режиму техобслуживания силовой установки согласно изобретению.
Теперь рассмотрим более подробно фиг.16-18, на которых представлена предлагаемая силовая установка в варианте, когда она полностью оборудована всеми необходимыми компонентами.
Как видно на фиг.16, эта силовая установка содержит решетки 135 реверсора тяги, помещенные в промежутках между распорками 329.
Она снабжена также двумя подвижными элементами 137, 139 (створками) реверсора, обеспечивающими доступ к корпусу двигателя 113, которые установлены с возможностью поворота вокруг осей 141, 143, расположенных, соответственно, на позициях, соответствующих положениям "4 часа" и "8 часов".
Как видно на фиг.18, указанные подвижные элементы 137, 139 реверсора выполнены с возможностью замыкания, являясь продолжением соединительного элемента 123, в зоне его разрыва.
Эти подвижные элементы реверсора могут включать в себя решетки для реверсирования потока.
На фиг.18 можно также видеть, что предусмотрены предпочтительно четыре стойки 121, 145, 147, 149, помещенные между корпусом 113 двигателя и кожухом 119 вентилятора.
Имеются, во-первых, стойка 121, находящаяся в положении "12 часов" (она видна на фиг.11), и, во-вторых, три стойки 145, 147, 149, расположенных, соответственно, в положениях "4, 6 и 8 часов".
Таким образом, можно заметить, что три стойки, а именно те, что находятся в положениях "12, 4 и 8 часов», оказываются в той же угловой зоне, что и соединительный элемент 123.
Преимущества настоящего изобретения очевидны непосредственно из приведенного выше описания.
Учитывая, что соединительный элемент 123 проходит лишь вдоль некоторого участка окружности задней кромки 134 кожуха 119 вентилятора, удается добиться экономии в весе по сравнению с системами, известными из предшествующего уровня техники.
При надлежащем выборе характеристик этого сетчатого соединительного элемента в соответствии с правилами, известными для специалистов в данной области, удается достигнуть требуемой механической прочности.
Требуемую прочность при меньшем весе можно получить, если указанный соединительный элемент будет выполнен из композитных материалов.
Кроме того, благодаря разрыву рассматриваемого соединительного элемента 123 на участке окружности, облегчается доступ к корпусу 113 двигателя, когда силовая установка согласно изобретению находится в конфигурации, соответствующей режиму техобслуживания, представленной на фиг.13.
Кроме того, такой разрыв по окружности соединительного элемента 123 дает возможность установить подвижные элементы реверсора (защитные створки) 137, 139, о которых уже говорилось при рассмотрении фиг.16-18.
Решетчатая форма соединительного элемента 123 особенно подходит для установки решеток реверсора тяги, которые приводятся в действие, когда силовая установка согласно изобретению находится в конфигурации, показанной на фиг.12.
Отметим, что благодаря размещению трех стоек 121, 145, 149 в одной угловой зоне с соединительным элементом 123, удается добиться оптимальной передачи усилий между корпусом двигателя 113 и этим соединительным элементом.
Следует также отметить, что стойка 133, воспринимающая усилие тяги, обеспечивает передачу на пилон 105 часть усилий тяги, создаваемых турбореактивным двигателем 103.
Можно также предусмотреть такую систему, в которой кольцевой элемент 125, закрепленный на задней кромке кожуха 119, будет проходить вдоль всей окружности этой кромки, тогда как второй кольцевой элемент 127 будет занимать лишь часть окружности, находящуюся в зоне между положением "8 часов" и положением "4 часа", проходя через положение "12 часов" (как в предыдущем варианте осуществления), при этом распорки 129 будут располагаться в зоне окружности, общей для обоих этих элементов.
Преимущество такого варианта выполнения состоит в том, что он дает возможность установки подвижных элементов 137, 139 реверсора, обеспечивая в то же время более надежное крепление соединительного элемента 123 на задней кромке 134 кожуха 119.
Хотя изобретение было описано применительно к отдельным примерам его осуществления, очевидно, что оно ни в коем случае не ограничивается ими и охватывает всевозможные технические эквиваленты рассмотренных здесь средств, а также их различные комбинации, при условии сохранения объема изобретения.
Claims (28)
1. Гондола (1) для двухконтурного турбореактивного двигателя (2), содержащая воздухозаборник (5), расположенный перед турбореактивным двигателем (2), среднюю секцию (6), внутренний кожух (6а) которой охватывает вентилятор (3) турбореактивного двигателя (2), и заднюю секцию (7), имеющую наружный элемент (7а), отличающаяся тем, что наружный элемент (7а) жестко связан (в точке 19) с задней частью кожуха (6а) вентилятора (3), поддерживая турбореактивный двигатель (2), и имеет соединительные средства для крепления гондолы к пилону (12), выполненному с возможностью соединения с неподвижно закрепленным элементом (13) летательного аппарата.
2. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что она содержит элемент типа пилона, встроенный в наружный элемент (7а) и обеспечивающий возможность крепления гондолы к пилону (12).
3. Гондола (1) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что пилон (12) проходит по всей длине наружного элемента (7а).
4. Гондола (1) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что турбореактивный двигатель (2) окружен первичным капотом (10), который независимо от наружного элемента (7а) гондолы закреплен перед корпусом турбореактивного двигателя (2) и центрирован в задней зоне вокруг реактивного сопла турбореактивного двигателя (2).
5. Гондола (1) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере одну штангу или, предпочтительнее, две или три штанги (22, 22′), воспринимающие крутящие усилия, создаваемые вращающимися узлами турбореактивного двигателя (2), причем указанная штанга (22, 22′) или штанги соединяют пилон (12) с наружным задним элементом турбореактивного двигателя (2) и расположены симметрично относительно продольной плоскости (Р) симметрии гондолы.
6. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что указанная штанга или штанги (22, 22′), воспринимающие усилия, имеют обтекаемый профиль.
7. Гондола по любому из пп.1, 2 и 6, отличающаяся тем, что предусмотрена по меньшей мере одна радиальная стойка (8) для соединения корпуса турбореактивного двигателя (2) с кожухом (6а) вентилятора (3), в частности, в верхней части вентилятора, которая связана с обтекателем (35), предназначенным для прокладки каналов (24) питания турбореактивного двигателя (2).
8. Гондола (1) по любому из пп.1, 2 и 6, отличающаяся тем, что наружный элемент (7а) образует неподвижно закрепленный капот, содержащий каркас, в частности сетчатый каркас.
9. Гондола (1) по любому из пп.1, 2 и 6, отличающаяся тем, что наружный элемент (7а) содержит реверсор тяги, причем связь турбореактивного двигателя (2) с пилоном (12) обеспечена посредством неподвижно закрепленного переднего элемента (25) реверсора тяги.
10. Гондола (1) по п.9, отличающаяся тем, что реверсор тяги представляет собой реверсор тяги с решетками (29).
11. Гондола (1) по п.10, отличающаяся тем, что неподвижно закрепленный передний элемент (25) реверсора тяги с решетками содержит передний концевой элемент (26) для поддержки турбореактивного двигателя (2) и задний концевой элемент (27) для фиксации решеток (29), причем эти два элемента (26, 27) соединены посредством усиливающей сетки (28), расположенной над решетками (29) и/или под решетками (29).
12. Гондола (1) по п.10 или 11, отличающаяся тем, что в пилон (12) встроены направляющие (30) для капота реверсора тяги, выполненного с возможностью перемещения.
13. Гондола (1) по п.9, отличающаяся тем, что в качестве реверсора тяги использован реверсор (31) тяги со створками.
14. Гондола (1) по п.9, отличающаяся тем, что капот (32) реверсора тяги выполненный с возможностью перемещения, имеет усиленный элемент, соединяющий, соответственно, находящуюся, например, в нижней части по меньшей мере одну точку (33) для фиксации неподвижно закрепленного переднего элемента (25) с, соответственно, находящейся, например, в верхней части неподвижной точкой (34) пилона (12).
15. Гондола (1) по п.14, отличающаяся тем, что в зоне указанной неподвижной точки (34) пилона (12) предусмотрено фиксирующее устройство, предпочтительно электрическое, выполненное с возможностью дистанционного управления и предназначенное для фиксации выполненного с возможностью перемещения капота (32) реверсора тяги.
16. Гондола (101) по любому из пп.1, 2, 6, 10, 11, 13-15, отличающаяся тем, что наружный элемент (109) жестко связан с задней частью турбореактивного двигателя (2) посредством соединительного элемента (123), выполненного с возможностью установки, с одной стороны, на задней кромке (134) указанного кожуха (119), а с другой стороны, на пилоне (105).
17. Гондола (101) по п.16, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, часть указанного соединительного элемента (123) имеет разрыв, по меньшей мере, на части окружности этого элемента, предпочтительно на участке между позициями, соответствующими положениям часовой стрелки "4 часа" и "8 часов".
18. Гондола (101) по п.16, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере один реверсирующий элемент (137, 139), обеспечивающий доступ к корпусу двигателя (13) указанного турбореактивного двигателя (3), причем указанный по меньшей мере один реверсирующий элемент расположен в зоне разрыва указанного соединительного элемента (123) и в продолжение этого элемента.
19. Гондола (101) по п.17 или 18, отличающаяся тем, что она содержит два подвижных реверсирующих элемента (137, 139), обеспечивающих доступ к корпусу (113) двигателя, которые установлены с возможностью поворота вокруг осей (141, 143), находящихся, в точках, соответствующих положениям часовой стрелки соответственно "4 часа" и "8 часов".
20. Гондола (101) по любому из пп.1, 2, 6, 10, 11, 13-15, 17 и 18, отличающаяся тем, что указанный соединительный элемент (123) содержит два концентрических кольцевых элемента (125, 127), соединенных друг с другом посредством распорок (129), расположенных в виде треугольников, причем один элемент (125) из указанных двух элементов выполнен с возможностью закрепления на задней кромке (134) указанного кожуха (119) вентилятора (111).
21. Гондола (101) по п.20, отличающаяся тем, что кольцевой элемент (125), выполненный с возможностью закрепления на задней кромке (134) указанного кожуха (119), является непрерывным по всей своей окружности, тогда как другой кольцевой элемент (127) имеет разрыв на части своей окружности, причем указанные распорки расположены в зоне окружности, общей для обоих этих кольцевых элементов (125, 127).
22. Гондола (101) по п.20, отличающаяся тем, что она содержит реверсор тяги, имеющий решетки (135), расположенные в промежутках между указанными распорками (129), и капот (109), установленный с возможностью скольжения по указанному пилону (105).
23. Гондола (101) по п.22, отличающаяся тем, что указанный капот (109) выполнен с возможностью перемещения в крайнее положение, в котором обеспечивается возможность проведения техобслуживания указанного турбореактивного двигателя (113).
24. Гондола (101) по любому из пп.1, 2, 6, 10, 11, 13-15, 17, 18, 21-23, отличающаяся тем, что она содержит две усиливающие соединительные штанги (131), выполненные с возможностью установки по диагонали между указанным соединительным элементом (123) и указанным пилоном (105).
25. Гондола (101) по любому из пп.1, 2, 6, 10, 11, 13-15, 17, 18, 21-23, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере одну стойку (133) для восприятия усилия тяги, выполненную с возможностью установки между корпусом двигателя (113) указанного турбореактивного двигателя (3) и указанным пилоном (105).
26. Гондола (101) по любому из пп.1, 2, 6, 10, 11, 13-15, 17, 18, 21-23, отличающаяся тем, что указанный соединительный элемент (123) выполнен из композитного материала.
27. Силовая установка, отличающаяся тем, что она содержит гондолу (1) по любому из пп.1-15, в которую помещен турбореактивный двигатель (2).
28. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере одну силовую установку по п.27.
Applications Claiming Priority (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0608892 | 2006-10-11 | ||
| FR0608892A FR2907098B1 (fr) | 2006-10-11 | 2006-10-11 | Nacelle pour turboreacteur double flux |
| FR0701899 | 2007-03-16 | ||
| FR0701899A FR2913664B1 (fr) | 2007-03-16 | 2007-03-16 | Nacelle pour turboreacteur double flux |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009117418A RU2009117418A (ru) | 2010-11-20 |
| RU2453477C2 true RU2453477C2 (ru) | 2012-06-20 |
Family
ID=39204986
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009117418/11A RU2453477C2 (ru) | 2006-10-11 | 2007-10-05 | Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8523516B2 (ru) |
| EP (1) | EP2076438A2 (ru) |
| BR (1) | BRPI0717730A2 (ru) |
| CA (1) | CA2665425A1 (ru) |
| RU (1) | RU2453477C2 (ru) |
| WO (1) | WO2008043903A2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU187488U1 (ru) * | 2017-02-23 | 2019-03-11 | Государственное предприятие "Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" имени академика А.Г. Ивченко | Реверсивное устройство турбореактивного двигателя |
| RU2787910C2 (ru) * | 2018-10-23 | 2023-01-13 | Сафран Насель | Верхнее аксиальное средство удержания для реверсера тяги каскадного типа со скользящими лопастями d-образной конструкции |
Families Citing this family (39)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2936493A1 (fr) | 2008-10-01 | 2010-04-02 | Aircelle Sa | Mat adapte pour supporter un turboracteur d'aeronef et nacelle associee a un mat. |
| US8220738B2 (en) * | 2008-11-26 | 2012-07-17 | Mra Systems, Inc. | Nacelle and method of assembling the same |
| US8262050B2 (en) * | 2008-12-24 | 2012-09-11 | General Electric Company | Method and apparatus for mounting and dismounting an aircraft engine |
| US8469309B2 (en) * | 2008-12-24 | 2013-06-25 | General Electric Company | Monolithic structure for mounting aircraft engine |
| US8713910B2 (en) * | 2009-07-31 | 2014-05-06 | General Electric Company | Integrated thrust reverser/pylon assembly |
| DE102009054568A1 (de) * | 2009-12-11 | 2011-06-16 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Vorrichtung zur Aufhängung eines Strahltriebwerks an einer Stützstruktur |
| FR2954278B1 (fr) * | 2009-12-18 | 2012-01-20 | Aircelle 7303 | Structure support pour inverseur de poussee notamment a grilles |
| US8876042B2 (en) * | 2009-12-21 | 2014-11-04 | General Electric Company | Integrated nacelle assembly |
| US8549026B2 (en) * | 2010-10-12 | 2013-10-01 | Clinicomp International, Inc. | Standardized database access system and method |
| FR2967398B1 (fr) | 2010-11-16 | 2012-11-02 | Aircelle Sa | Structure de renforcement d'une nacelle de turboreacteur |
| US8683670B2 (en) | 2010-12-20 | 2014-04-01 | Turbine Tooling Solutions Llc | Method for partial disassembly of a bypass turbofan engine |
| GB2492107B (en) | 2011-06-22 | 2013-09-04 | Rolls Royce Plc | Mounting assembly |
| US9109462B2 (en) * | 2011-12-15 | 2015-08-18 | United Technologies Corporation | Energy-absorbing fan case for a gas turbine engine |
| US9783315B2 (en) * | 2012-02-24 | 2017-10-10 | Rohr, Inc. | Nacelle with longitudinal translating cowling and rotatable sleeves |
| US10006405B2 (en) | 2012-11-30 | 2018-06-26 | General Electric Company | Thrust reverser system with translating-rotating blocker doors and method of operation |
| US20140151497A1 (en) * | 2012-12-04 | 2014-06-05 | Ge Aviation Systems Llc | Engine pylon for an aircraft |
| FR3000721B1 (fr) * | 2013-01-09 | 2016-10-14 | Airbus Operations Sas | Ensemble propulsif d'aeronef comprenant un carenage aerodynamique arriere de mat d'accrochage a parois laterales profilees pour l'injection d'air frais le long d'un plancher de protection thermique |
| EP2774853A1 (de) * | 2013-03-07 | 2014-09-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Antriebsgondel für ein Flugzeug |
| US20150121896A1 (en) * | 2013-03-07 | 2015-05-07 | United Technologies Corporation | Reverse core flow engine mounting arrangement |
| US20140352797A1 (en) * | 2013-06-04 | 2014-12-04 | Rohr, Inc. | Aircraft jet engine |
| CA2916522C (en) * | 2013-07-29 | 2021-05-11 | Bombardier Inc. | Method for attachment of a pre-assembled powerplant and pylon assembly to an aircraft |
| FR3010147B1 (fr) | 2013-08-28 | 2015-08-21 | Snecma | Suspension isostatique d'un turboreacteur par double support arriere |
| FR3010700B1 (fr) * | 2013-09-18 | 2017-11-03 | Snecma | Dispositif de suspension d'un carter, turbomachine et ensemble propulsif |
| CN103569367B (zh) * | 2013-11-13 | 2015-08-26 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 机翼吊装涡扇发动机飞机的发动机挂架 |
| GB201322380D0 (en) | 2013-12-18 | 2014-02-05 | Rolls Royce Plc | Gas turbine cowl |
| US9797271B2 (en) | 2014-04-25 | 2017-10-24 | Rohr, Inc. | Access panel(s) for an inner nacelle of a turbine engine |
| EP2982855A1 (en) * | 2014-04-25 | 2016-02-10 | Rohr, Inc. | Access panel(s) for an inner nacelle of a turbine engine |
| DE102015206985A1 (de) * | 2015-04-17 | 2016-10-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Triebwerksverkleidung einer Fluggasturbine |
| FR3044719B1 (fr) * | 2015-12-08 | 2017-12-22 | Snecma | Ensemble de propulsion d'aeronef equipe de marches permettant a un operateur d'atteindre sa portion superieure |
| FR3045570B1 (fr) * | 2015-12-16 | 2017-12-22 | Airbus Operations Sas | Ensemble moteur pour aeronef, comprenant un dispositif d'accrochage du moteur equipe d'une enveloppe structurale fixee sur un caisson central |
| FR3047973B1 (fr) * | 2016-02-23 | 2018-03-09 | Airbus Operations | Ensemble moteur pour aeronef, comprenant un dispositif d'accrochage du moteur equipe de capots mobiles structuraux relies au caisson central |
| FR3048957B1 (fr) * | 2016-03-15 | 2018-03-09 | Airbus Operations | Ensemble moteur pour aeronef, comprenant des dispositifs souples de transmission d'efforts agences entre les capots d'inversion de poussee et le moteur |
| US10800539B2 (en) * | 2016-08-19 | 2020-10-13 | General Electric Company | Propulsion engine for an aircraft |
| FR3059299B1 (fr) * | 2016-11-30 | 2021-11-12 | Safran Nacelles | Nacelle de turboreacteur d’aeronef, ensemble propulsif et aeronef comportant une telle nacelle |
| US10899463B2 (en) | 2017-05-16 | 2021-01-26 | Rohr, Inc. | Segmented pylon for an aircraft propulsion system |
| DE102019210764A1 (de) * | 2019-07-19 | 2021-01-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Triebwerksbaugruppe mit gehäuseseitigem Strömungsleitelement zur Überbrückung eines Spaltes zwischen zwei Triebswerksbauteilen |
| FR3100529B1 (fr) * | 2019-09-09 | 2021-08-27 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour un aéronef |
| KR102385053B1 (ko) * | 2020-07-15 | 2022-04-12 | 한국항공우주산업 주식회사 | 위치 가변형 파일론 |
| FR3134080A1 (fr) * | 2022-03-31 | 2023-10-06 | Safran Nacelles | Ensemble propulsif pour aéronef comprenant un capot intermédiaire de type fixe démontable monté sur un système d’articulation |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2007343C1 (ru) * | 1992-06-09 | 1994-02-15 | Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина | Пилон подвески двигателя летательного аппарата |
| GB2275308A (en) * | 1993-02-20 | 1994-08-24 | Rolls Royce Plc | A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure. |
| EP0884469A1 (fr) * | 1997-06-12 | 1998-12-16 | Hispano-Suiza Aérostructures | Turboréacteur à double flux associé à un inverseur de poussée avec un carénage rapporté dans la veine fluide |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB9116986D0 (en) * | 1991-08-07 | 1991-10-09 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nacelle assembly |
| US5277382A (en) * | 1992-10-13 | 1994-01-11 | General Electric Company | Aircraft engine forward mount |
| US5524847A (en) * | 1993-09-07 | 1996-06-11 | United Technologies Corporation | Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine |
| FR2732074B1 (fr) * | 1995-03-21 | 1997-06-06 | Aerospatiale | Turboreacteur a double flux a nacelle flottante |
| GB9602130D0 (en) * | 1996-02-02 | 1996-04-03 | Rolls Royce Plc | Improved method of combining ducted fan gas turbine engine modules and aircraft structure |
| GB9723022D0 (en) * | 1997-11-01 | 1998-01-07 | Rolls Royce Plc | Gas turbine apparatus |
| GB2375513B (en) * | 2001-05-19 | 2005-03-23 | Rolls Royce Plc | A mounting arrangement for a gas turbine engine |
| FR2873988B1 (fr) | 2004-08-05 | 2007-12-21 | Airbus France Sas | Mat d'accrochage de turboreacteur pour aeronef |
| FR2885877B1 (fr) * | 2005-05-23 | 2008-12-12 | Airbus France Sas | Mat d'accrochage de turboreacteur pour aeronef |
| FR2903076B1 (fr) | 2006-06-30 | 2009-05-29 | Aircelle Sa | Nacelle structurante |
| FR2903665B1 (fr) * | 2006-07-11 | 2008-10-10 | Airbus France Sas | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un berceau de support de capot de soufflante monte sur deux elements distincts |
-
2007
- 2007-10-05 EP EP07858402A patent/EP2076438A2/fr not_active Withdrawn
- 2007-10-05 US US12/445,421 patent/US8523516B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-10-05 BR BRPI0717730-5A2A patent/BRPI0717730A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-10-05 WO PCT/FR2007/001633 patent/WO2008043903A2/fr active Application Filing
- 2007-10-05 RU RU2009117418/11A patent/RU2453477C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-10-05 CA CA002665425A patent/CA2665425A1/fr not_active Abandoned
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2007343C1 (ru) * | 1992-06-09 | 1994-02-15 | Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина | Пилон подвески двигателя летательного аппарата |
| GB2275308A (en) * | 1993-02-20 | 1994-08-24 | Rolls Royce Plc | A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure. |
| EP0884469A1 (fr) * | 1997-06-12 | 1998-12-16 | Hispano-Suiza Aérostructures | Turboréacteur à double flux associé à un inverseur de poussée avec un carénage rapporté dans la veine fluide |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU187488U1 (ru) * | 2017-02-23 | 2019-03-11 | Государственное предприятие "Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" имени академика А.Г. Ивченко | Реверсивное устройство турбореактивного двигателя |
| RU2787910C2 (ru) * | 2018-10-23 | 2023-01-13 | Сафран Насель | Верхнее аксиальное средство удержания для реверсера тяги каскадного типа со скользящими лопастями d-образной конструкции |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US8523516B2 (en) | 2013-09-03 |
| US20100040466A1 (en) | 2010-02-18 |
| WO2008043903A2 (fr) | 2008-04-17 |
| EP2076438A2 (fr) | 2009-07-08 |
| CA2665425A1 (fr) | 2008-04-17 |
| WO2008043903A3 (fr) | 2008-07-03 |
| RU2009117418A (ru) | 2010-11-20 |
| BRPI0717730A2 (pt) | 2013-10-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2453477C2 (ru) | Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя | |
| RU2424160C2 (ru) | Несущая гондола | |
| US7866142B2 (en) | Aeroengine thrust reverser | |
| US8876042B2 (en) | Integrated nacelle assembly | |
| US8844861B2 (en) | Aircraft propulsion system | |
| EP2718185B1 (en) | System and method for mounting an aircraft engine | |
| US8469309B2 (en) | Monolithic structure for mounting aircraft engine | |
| US4013246A (en) | Mounting bypass gas turbines engines on aircraft | |
| US5497961A (en) | Gas turbine engine nacelle assembly | |
| US7845158B2 (en) | Turbine engine mounting arrangement | |
| CN101541635B (zh) | 涡轮风扇发动机的发动机舱 | |
| JP6470909B2 (ja) | 航空機のタービンエンジン用の内部カウル構造体 | |
| ES2835263T3 (es) | Sistema de propulsión rotativo de una aeronave | |
| CN107355313A (zh) | 具有反推装置组件的燃气涡轮发动机以及操作方法 | |
| CN101522524A (zh) | 旁路涡轮喷气发动机的发动机舱 | |
| US6068213A (en) | Aircraft engine ducted fan cowling with thrust reverser section and fairings for fan shroud brace members in fan exhaust duct | |
| US10450079B2 (en) | Propulsive wing of an aircraft | |
| US20090155063A1 (en) | Intermediate casing for an aircraft jet engine, of improved design | |
| EP3441601A1 (en) | Turbine engine thrust reverser stop | |
| US4506850A (en) | Engine installation for aircraft | |
| EP3628589B1 (en) | Active laminar flow control structural plenums fastened | |
| GB2546879A (en) | Aircraft engine assembly, comprising an attachment device for the engine equipped with a structural cover attached on a central box | |
| CN113727911B (zh) | 机舱进气道和包括这种进气道的机舱 | |
| US3310951A (en) | Jet propulsion engines for aircraft | |
| RU2804492C2 (ru) | Воздухозаборник гондолы и гондола, содержащая такой воздухозаборник |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151006 |