RU2762440C2 - Силовая установка летательного аппарата - Google Patents

Силовая установка летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2762440C2
RU2762440C2 RU2020113026A RU2020113026A RU2762440C2 RU 2762440 C2 RU2762440 C2 RU 2762440C2 RU 2020113026 A RU2020113026 A RU 2020113026A RU 2020113026 A RU2020113026 A RU 2020113026A RU 2762440 C2 RU2762440 C2 RU 2762440C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gasket
ventilation
cold air
pylon
chamber
Prior art date
Application number
RU2020113026A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2020113026A3 (ru
RU2020113026A (ru
Inventor
Венсан Жозеф Родольф СТЮДЕР
Original Assignee
Сафран Насель
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сафран Насель filed Critical Сафран Насель
Publication of RU2020113026A3 publication Critical patent/RU2020113026A3/ru
Publication of RU2020113026A publication Critical patent/RU2020113026A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2762440C2 publication Critical patent/RU2762440C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/80—Couplings or connections
    • F02K1/805—Sealing devices therefor, e.g. for movable parts of jet pipes or nozzle flaps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60K—ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PROPULSION UNITS OR OF TRANSMISSIONS IN VEHICLES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PLURAL DIVERSE PRIME-MOVERS IN VEHICLES; AUXILIARY DRIVES FOR VEHICLES; INSTRUMENTATION OR DASHBOARDS FOR VEHICLES; ARRANGEMENTS IN CONNECTION WITH COOLING, AIR INTAKE, GAS EXHAUST OR FUEL SUPPLY OF PROPULSION UNITS IN VEHICLES
    • B60K11/00—Arrangement in connection with cooling of propulsion units
    • B60K11/06—Arrangement in connection with cooling of propulsion units with air cooling
    • 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
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F01D25/145—Thermally insulated casings
    • 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
    • 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
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/021—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing
    • F16J15/022—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing characterised by structure or material
    • F16J15/024—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing characterised by structure or material the packing being locally weakened in order to increase elasticity
    • F16J15/027—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing characterised by structure or material the packing being locally weakened in order to increase elasticity and with a hollow profile
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/061—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with positioning means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/10—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with non-metallic packing
    • 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
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with wings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • 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
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • 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)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к силовым установкам летательного аппарата. Силовая установка летательного аппарата включает в себя гондолу (2) с турбореактивным двигателем (8), поддерживаемым пилоном (3), и устройство (13) вентиляции. Гондола (2) содержит наружный обтекатель (9), внутреннюю неподвижную конструкцию (4), ограничивающую совместно с наружным обтекателем (9) кольцевое пространство (6), в котором может циркулировать поток (7) холодного воздуха, и уплотнительную прокладку (10), расположенную между внутренней неподвижной конструкцией (4) и пилоном (3). Уплотнительная прокладка (10) предназначена для отделения холодной зоны (11) пилона от горячей зоны (12) двигателя. Устройство (13) вентиляции выполнено с возможностью отклонения части (14) холодного воздуха из потока (7) холодного воздуха к уплотнительной прокладке (10) для ее вентиляции. Достигается повышение работоспособности прокладки при высоких температурах в течение более длительного времени. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к силовой установке летательного аппарата, содержащей гондолу турбореактивного двигателя, пилон и огнеупорную уплотнительную прокладку.
Как известно из уровня техники, силовая установка летательного аппарата, такая как с реверсором тяги типа холодного потока, может содержать гондолу, охватывающую турбореактивный двигатель.
Верхняя по потоку часть гондолы предназначена для направления воздуха к входу турбореактивного двигателя, а нижняя по потоку часть гондолы позволяет с высокой скоростью выпускать воздух, прошедший через турбореактивный двигатель, производя, тем самым, тягу, необходимую для приведения в движение летательного аппарата.
Гондола обычно содержит наружный обтекатель, определяющий наружный аэродинамический профиль гондолы, и внутренний обтекатель, окружающий турбореактивный двигатель, при этом пространство между двумя указанными обтекателями определяет путь холодного потока гондолы.
Внутренний обтекатель, часто называемый «внутренней неподвижной конструкцией» гондолы, или «ВНК», в своей нижней по потоку части продолжается основным газовыпускным соплом, направляющим поток горячего воздуха, выходящий из внутреннего контура турбореактивного двигателя.
В стандартной конструкции реверсора тяги холодного потока, зона двигателя, расположенная между внутренней панелью ВНК реверсора тяги и двигателем, называемая зоной отсека внутреннего контура, а также отсеком «внутреннего контура», считается пожароопасной зоной. Кроме того, в нормальном режиме работы эта зона находится в неблагоприятных температурных условиях, особенно в своей нижней по потоку части.
Для обеспечения защиты крыла и систем, таких как пилон, соединяющих силовую установку с крылом и расположенных над турбореактивным двигателем и его гондолой, в случае их установки под крылом, между зоной «внутреннего контура» и зоной пилона необходимо разместить уплотнение в целях предотвращения проникновения пламени в случае возгорания.
С этой целью, в известном из уровня техники решении размещают уплотнительную прокладку, изготовленную из эластомера, называемую обычно огнеупорным уплотнением или противопожарным уплотнением или уплотнением пилона, удерживаемую внутренней неподвижной конструкцией и опирающуюся на пилон (стойку летательного аппарата).
Такие уплотнения, как описано, например, в заявке FR2920215, состоят обычно из нескольких слоев, изготовленных из одного материала или нескольких материалов, в зависимости от желаемой прочности и эластомера. Состав эластомера зависит от практики поставщика и особенностей применения.
Такие прокладки обычно имеют выпуклую форму и содержат удлинения, или ножки, для их удержания на конструкции.
Таким образом, прокладки пилона отделяют холодную зону пилона от горячей зоны «внутреннего контура» турбореактивного двигателя.
Например, максимальные температуры, которые выдерживают такие прокладки, достигают 205°C в случае длительного использования и даже 225°C и 250°C в случае краткосрочного использования.
Однако, такие высокие температуры могут привести к проблемам, связанным с остаточным магнетизмом и механической прочностью прокладки после продолжительной работы под воздействием высоких температур и особенно в нижней по потоку зоне гондолы. Прокладка даже может быть существенно повреждена и, следовательно, не сможет длительное время выдерживать температуры выше 250°C.
Настоящее изобретение направлено на полное или частичное устранение указанных недостатков путем предложения силовой установки для летательного аппарата, содержащей уплотнительную прокладку в нижней по потоку части гондолы, устойчивую к высоким температурам на протяжении длительного периода.
Изобретение относится к силовой установке летательного аппарата, включающей в себя гондолу, содержащую турбореактивный двигатель, поддерживаемый пилоном. Указанная гондола содержит:
- наружный обтекатель;
- внутреннюю неподвижную конструкцию, ограничивающую совместно с наружный обтекателем кольцевое пространство, в котором может циркулировать поток холодного воздуха, и
- уплотнительную прокладку, расположенную между внутренней неподвижной конструкцией и пилоном, причем указанная уплотнительная прокладка предназначена для отделения холодной зоны пилона от горячей зоны двигателя.
Согласно изобретению силовая установка содержит устройство вентиляции, обеспечивающее отклонение части холодного воздуха из потока холодного воздуха к уплотнительной прокладке для ее вентиляции.
Согласно варианту осуществления уплотнительная прокладка содержит полую часть, вентилируемую устройством вентиляции.
Предпочтительно, устройство вентиляции вентилирует полую часть уплотнительной прокладки потоком холодного воздуха, обеспечивающего высокое давление внутри уплотнительной прокладки.
В соответствии с другим вариантом осуществления, устройство вентиляции вентилирует наружную поверхность уплотнительной прокладки.
Предпочтительно, устройство вентиляции содержит вентиляционный канал, пересекающий в поперечном направлении внутреннюю неподвижную конструкцию. Вентиляционный канал имеет вход холодного воздуха, открывающийся в поток холодного воздуха, и выход холодного воздуха, открывающийся в зону вентиляции, образованную между внутренней неподвижной конструкцией и пилоном, вблизи от уплотнительной прокладки.
Предпочтительно, силовая установка содержит опорный элемент прокладки, расположенный внутри зоны вентиляции. Опорный элемент прокладки содержит нижний участок, прикрепленный к внутренней неподвижной конструкции, верхний участок, поддерживающий уплотнительную прокладку, и камеру, в которую открывается выход холодного воздуха вентиляционного канала. Устройство вентиляции имеет по меньшей мере одно вентиляционное отверстие, пересекающее верхний участок опорного элемента прокладки. Перед выходом через вентиляционное отверстие часть холодного воздуха, циркулирует от вентиляционного канала к камере.
Согласно варианту осуществления, вентиляционное отверстие пересекает одну из поперечных стенок опорного элемента прокладки так, чтобы вентилировать наружную поверхность уплотнительной прокладки и открывается в горячую зону двигателя.
Согласно другому варианту осуществления вентиляционное отверстие пересекает верхнюю стенку опорного элемента прокладки. Уплотнительная прокладка содержит отверстие, обращенное к указанному вентиляционному отверстию так, чтобы образовать сообщение по текучей среде между камерой и полой частью уплотнительной прокладки для вентиляции внутреннего пространства последней.
Согласно другому варианту осуществления, устройство вентиляции содержит проход внутри камеры опорного элемента прокладки, соединяющий вентиляционный канал с вентиляционным отверстием.
Предпочтительно, указанный проход образован каналом, проходящим вдоль одной из поперечных стенок опорного элемента прокладки, и опорной камерой, образованной под верхней стенкой опорного элемента прокладки. Опорная камера ограничена верхней стенкой опорного элемента прокладки и дополнительной стенкой.
Верхняя стенка опорного элемента поддерживает С-образный удерживающий элемент, в который вставлены две ножки уплотнительной прокладки, отходящие радиально от полой части.
Альтернативно, опорная камера соответствует пространству, образованному между удерживающим элементом и верхней стенкой опорного элемента прокладки. Канал соединен с опорной камерой, открывающейся внутрь уплотнительной прокладки, по меньшей мере одним вентиляционным отверстием.
Таким образом, изобретением предложена силовая установка для летательного аппарата, содержащая уплотнительную прокладку, выдерживающую высокую температуру более длительное время.
Устройство вентиляции согласно изобретению позволяет уплотнительной прокладке выдерживать температуры более 250°C. Механические свойства прокладки при указанных температурах остаются неизменными.
Изобретение обеспечивает простое и недорогое решение.
Оно позволяет использовать известные и проверенные технологии в области огнеупорных прокладок без чрезмерных затрат, связанных с испытаниями на соответствие стандартам высокотемпературных прокладок новых типов.
Такая вентиляция положительно влияет на прочность прокладки, как в нормальных условиях работы, так и в случае возгорания.
Такая вентиляция также участвует в вентиляции турбореактивного двигателя в зоне внутреннего контура (горячая зона двигателя).
Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут понятны из нижеследующего описания, приведенного со ссылками на приложенные чертежи, на которых:
- на фиг. 1 в аксонометрии показана силовая установка летательного аппарата, содержащая гондолу турбореактивного двигателя, удерживаемую пилоном;
- на фиг. 2 схематически показано устройство вентиляции согласно первому варианту осуществления изобретения;
- на фиг. 3 в аксонометрии подробно показаны вентиляционные отверстия в опорном элементе прокладки, согласно этому варианту осуществления;
- на фиг. 4 схематически показано устройство вентиляции согласно второму варианту осуществления изобретения;
- на фиг. 5 схематически показано устройство вентиляции согласно третьему варианту осуществления изобретения;
- на фиг. 6 схематически показано устройство вентиляции согласно четвертому варианту осуществления изобретения;
- на фиг. 7 схематически показано устройство вентиляции согласно пятому варианту осуществления изобретения.
На фиг. 1 в аксонометрии показана силовая установка 1 летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель 8 и гондолу 2, удерживаемую пилоном 3, или стойкой летательного аппарата.
Силовая установка 1, состоящая из пилона 3, гондолы 2 и турбореактивного двигателя 8, показана с верхней по потоку (или передней) стороны в левой части чертежа и нижней по потоку (задней) стороны в правой части чертежа.
Воздух, показанный стрелкой 30, всасывается в воздухозаборник 35 вентилятором (не показан).
Силовая установка 1 содержит наружный обтекатель 9, который может состоять из капота, и внутреннюю неподвижную конструкцию 4, определяющую вместе с наружным обтекателем 9 кольцевое пространство 6, в котором циркулирует поток 7 холодного воздуха (или холодный поток).
Вентилятор (не показан) приводится в действие внутренним контуром турбореактивного двигателя, который содержит компрессор, камеру сгорания и турбину (не показаны).
Выхлопные газы, полученные в результате сгорания топлива и воздуха, собранного на выходе вентилятора, после прохождения через турбину выпускаются через канал горячего потока, показанный стрелкой 31 между газовыпускным основным соплом 5 и газовыпускным конусом 34.
Установка изготовлена и установлена в направлении продольной оси А. Пилон 3 позволяет подвесить гондолу 2 и турбореактивный двигатель 8 к крылу летательного аппарата (не показано).
Основное сопло 5 для выпуска выхлопных газов, испускаемых основной частью турбореактивного двигателя 8, расположено в нижней по потоку (задней) части 36 гондолы 2. Турбореактивный двигатель 8 установлен внутри внутренней неподвижной конструкции 4 гондолы 2.
Между внутренней неподвижной конструкцией 4 и пилоном 3 установлена уплотнительная прокладка 10 для отделения холодной зоны 11 пилона от горячей зоны 12 двигателя. Уплотнительная прокладка 10 прижата к пилону 3 и, в частности к боковой поверхности 42 пилона 3, служащей опорной зоной (или «местом посадки» прокладки).
Холодная зона 11 расположена на стороне пилона 3, в отличие от горячей зоны 12 двигателя, расположенной в отсеке внутреннего контура двигателя, также называемым отсеком «внутреннего контура», в котором имеет место высокая температура.
Уплотнительная прокладка 10, обычно называемая огнеупорной уплотнительной прокладкой 10 или прокладкой пилона, так как она опирается на пилон 3, предназначена для защиты пилона 3.
Уплотнительная прокладка 10 расположена по длине пилона 3 и в частности смещена к задней части пилона 3.
Из соображений симметрии, силовая установка 1 содержит две внутренние неподвижные конструкции 4, расположенные на каждой стороне пилона 3.
Следовательно, силовая установка 1 содержит по меньшей мере две уплотнительные прокладки 10, размещенные на каждой стороне пилона 3.
Уплотнительная прокладка 10 содержит полую часть 19 и две ножки 33, отходящие радиально от полой части 19. В этом примере полая часть 19 имеет цилиндрическую форму, но она может иметь и другую форму.
Согласно изобретению, силовая установка 1 содержит устройство 13 вентиляции, позволяющее отклонять часть 14 холодного воздуха из потока 7 холодного воздуха к уплотнительной прокладке 10 для ее вентиляции и охлаждения.
Такое решение позволяет вентилировать уплотнительную прокладку 10 или участок уплотнительной прокладки 10, подверженный в нормальном режиме работы воздействию высоких температур.
Устройство 13 вентиляции расположено на обеих сторонах пилона 3 для охлаждения двух уплотнительных прокладок 10, проходящих вдоль двух соответствующих боковых поверхностей 42 пилона 3.
Устройство 13 вентиляции расположено преимущественно в нижней по потоку части гондолы. Оно может быть размещено по всей длине пилона 3. Устройство 13 вентиляции может быть также размещено вдоль других уплотнительных прокладок, например, таких, как расположенные выше по потоку от внутренней неподвижной конструкции 4.
Устройство 13 вентиляции содержит по меньшей мере один вентиляционный канал 15, пересекающий в поперечном направлении внутреннюю неподвижную конструкцию 4, как показано на фиг. 2, 4-7.
Вентиляционный канал 15 содержит с одной стороны вход 16 холодного воздуха, открывающийся в поток 7 холодного воздуха, и выход холодного воздуха 17, открывающийся в зону 18 вентиляции, образованную между внутренней неподвижной конструкцией 4 и пилоном 3 вблизи от уплотнительной прокладки 10. Эта зона 18 вентиляции расположена в верхней части отсека «внутреннего контура» двигателя.
Силовая установка 1 содержит опорный элемент 20 прокладки, размещенный внутри зоны 18 вентиляции.
В этом примере опорный элемент 20 прокладки имеет в целом U-образную форму, но может быть другой эквивалентной формы.
Опорный элемент 20 прокладки содержит нижний участок 21, прикрепленный к внутренней неподвижной конструкции 4, верхний участок 22, поддерживающий уплотнительную прокладку 10, и камеру 25, в которую открывается выход 17 холодного воздуха вентиляционного канала 15.
Камера 25 проходит вдоль внутренней неподвижной конструкции 4 в направлении, перпендикулярном плоскости фигуры 2.
Опорный элемент 20 прокладки проходит в направлении X, перпендикулярном плоскости фигуры 2.
Устройство 13 вентиляции содержит по меньшей мере одно вентиляционное отверстие 24, расположенное на верхнем участке 22 опорного элемента 20 прокладки.
Таким образом, часть 14 холодного воздуха, собранная в потоке 7 холодного воздуха, прежде чем выйти через вентиляционное отверстие 24, может циркулировать от вентиляционного канала 15 к камере 25 и вентилировать уплотнительную прокладку 10.
Камера 25 опорного элемента 20 прокладки ограничена первой поперечной стенкой 26, расположенной на стороне горячей зоны 12 двигателя, второй поперечной стенкой 27, расположенной на стороне холодной зоны 11 пилона, и верхней стенкой 37.
На стороне горячей зоны 12 двигателя имеется тепловой мат 39, удерживаемый в положении вдоль внутренней неподвижной конструкции 4 посредством удерживающего элемента 40, прикрепленного к опорному элементу 20 прокладки.
Согласно первому варианту осуществления, показанному на фиг. 2 и 3, вентиляционное отверстие(ия) 24 пересекает (ют) первую поперечную стенку 26 опорного элемента 20 прокладки так, чтобы вентилировать наружную поверхность 23 уплотнительной прокладки 10 и выходить в горячую зону 12 двигателя.
Другой вариант осуществления показан на фиг. 7. Можно расположить места выхода (вентиляционные отверстия 24) на стороне пилона 3. Вентиляционные отверстия 24 открываются в холодную зону 11 пилона.
Независимо от указанных вариантов осуществления, вентиляционные отверстия 24 в данном примере имеют продолговатую форму, проходящую в направлении X, но могут и меть и другую форму.
Также, вентиляционные отверстия 24 равномерно распределены рядом друг с другом вдоль первой поперечной стенки 26 или второй поперечной стенки 27 опорного элемента 20 прокладки в соответствии с указанным направлением X и вблизи от верхней стенки 37 опорного элемента 20 прокладки.
Уплотнительная прокладка 10 расположена на верхней стенке 37 опорного элемента 20 прокладки.
Нижняя часть верхней стенки 37 опорного элемента 20 прокладки, внутренняя часть камеры 25 и даже опорный элемент 20 прокладки также вентилируются, охлаждая, тем самым, уплотнительную прокладку 10 за счет теплопроводности.
Опорный элемент 20 прокладки прикреплен к внутренней неподвижной конструкции 4 по существу герметичным образом.
Предпочтительно, камера 25 герметизирована, имея только места выхода в точно установленных положениях (вентиляционные отверстия 24). Эти места выхода в точно установленных положениях могут быть выполнены наподобие трубок-пикколо и распределены вдоль подлежащего защите участка.
Воздушный поток может выходить только через вентиляционные отверстия 24.
Таким образом, посредством потока 7 холодного воздуха можно поддерживать в этой камере 25 избыточное давление.
Альтернативно, вентилирующий воздух можно выпускать в холодную зону 11 пилона через вентиляционные отверстия 24 на второй поперечной стенке 27 опорного элемента 20 прокладки.
Согласно другому варианту осуществления, показанному на фиг. 4, вентиляционное отверстие 24 пересекает верхнюю стенку 37 опорного элемента 20 прокладки.
Уплотнительная прокладка 10 содержит отверстие 28, обращенное к вентиляционному 24 отверстию так, чтобы установить сообщение по текучей среде между камерой 25 и полой частью 19 уплотнительной прокладки для вентиляции внутренней части последней.
Предпочтительно, полая часть 19 уплотнительной прокладки 10 вентилируется холодным воздушным потоком, достаточным для создания высокого давления внутри уплотнительной прокладки 10.
Устройство 13 вентиляции может также содержать по меньшей мере один проход 29 внутри камеры 25 опорного элемента 20 прокладки, соединяющий вентиляционный канал 15 с вентиляционным отверстием 24.
Согласно другому варианту осуществления, показанному на фиг. 5, проход 29 образован каналом 30, проходящим вдоль одной из поперечных стенок 26, 27 опорного элемента 20 прокладки и опорной камеры 31, образованной под верхней стенкой 37 опорного элемента 20 прокладки.
Опорная камера 31 ограничена дополнительной стенкой 38 и верхней стенкой 37 опорного элемента 20 прокладки.
Опорная камера 31 проходит вдоль опорного элемента 20 прокладки в направлении X.
В этом примере вентиляционные отверстия 24 пересекают поперечную стенку 26 опорного элемента 20 прокладки так, чтобы вентилировать наружную поверхность 23 уплотнительной прокладки 10 и выходить в горячую зону 12 двигателя.
Вентиляционный канал 15 соединен с каналом 30 опорного элемента 20 прокладки, который соединен с опорной камерой 31. Это позволяет получить камеру уменьшенного размера, увеличивая, тем самым, давление части 14 холодного воздуха и эффективность вентиляции.
Удерживающий элемент 40 позволяет направлять воздушный поток к наружной поверхности уплотнительной прокладки 10 на выходе вентиляционных отверстий.
В частности, удерживающий элемент 40 содержит наружный выступ 41, размещенный так, что он обращен к вентиляционному отверстию 24.
Направление воздушных струй на выходе выбрано таким образом, чтоб создавать оболочку между горячей зоной 12 двигателя и выпуклостью уплотнительной прокладки 10.
Верхняя стенка 37 опорного элемента 20 прокладки содержит С-образный удерживающий элемент 32, в который вставлены две ножки уплотнительной прокладки 10.
С-образная форма удерживающего элемента 32 позволяет получить эффект Коанда с закруглением С и направлением воздушного потока к уплотнительной прокладке 10.
Согласно другому варианту осуществления, показанному на фиг. 6, опорная камера 31 соответствует пространству, образованному между С-образным удерживающим элементом 32 и верхней стенкой 37 опорного элемента 20 прокладки. Это позволяет получить камеру уменьшенных размеров, увеличив давление части 14 холодного воздуха и эффективность вентиляции.
Канал 30 соединен с опорной камерой 31, выходящей внутрь уплотнительной прокладки 10 через по меньшей мере одно вентиляционное отверстие 24.
Вентиляционный канал 15 соединен с каналом 30 опорного элемента 20 прокладки, который соединен с опорной камерой 31, выходящей внутрь уплотнительной прокладки 10.
Альтернативно, и в зависимости от конструкции силовой установки, возможно совместить такую вентиляцию с вентиляцией других частей, обычно с вентиляцией «бамперных» металлических фитингов ВНК.
В случае, когда вентилирующий воздух выпускается в горячей зоне 12 двигателя (отсек внутреннего контура), этот воздух участвует в общей вентиляции двигателя.
В соответствии с другим вариантом осуществления (не показан), стенка пилона 42 локально содержит тепловой щит, чтобы минимизировать подачу тепла путем переноса в опорную зону прокладки.

Claims (15)

1. Силовая установка (1) летательного аппарата, включающая в себя гондолу (2), содержащую турбореактивный двигатель (8), поддерживаемый пилоном (3), причем указанная гондола (2) содержит:
наружный обтекатель (9);
внутреннюю неподвижную конструкцию (4), ограничивающую совместно с наружный обтекателем (9) кольцевое пространство (6), в котором может циркулировать поток (7) холодного воздуха, и
уплотнительную прокладку (10), расположенную между внутренней неподвижной конструкцией (4) и пилоном (3), причем указанная уплотнительная прокладка (10) предназначена для отделения холодной зоны (11) пилона от горячей зоны (12) двигателя,
отличающаяся тем, что она содержит:
устройство (13) вентиляции, обеспечивающее отклонение части (14) холодного воздуха из потока (7) холодного воздуха к уплотнительной прокладке (10) для ее вентиляции, при этом устройство (13) вентиляции содержит вентиляционный канал (15), пересекающий в поперечном направлении внутреннюю неподвижную конструкцию (4), причем вентиляционный канал (15) имеет вход (16) холодного воздуха, открывающийся в поток (7) холодного воздуха, и выход (17) холодного воздуха, открывающийся в зону (18) вентиляции, образованную между внутренней неподвижной конструкцией (4) и пилоном (3), вблизи от уплотнительной прокладки (10), и
опорный элемент (20) прокладки, расположенный внутри зоны (18) вентиляции, причем опорный элемент (20) прокладки содержит нижний участок (21), прикрепленный к внутренней неподвижной конструкции (4), верхний участок (22), поддерживающий уплотнительную прокладку (10), и камеру (25), в которую открывается выход (17) холодного воздуха вентиляционного канала (15), причем устройство (13) вентиляции имеет по меньшей мере одно вентиляционное отверстие (24), пересекающее верхний участок (22) опорного элемента (20) прокладки, при этом перед выходом через вентиляционное отверстие (24) часть (14) холодного воздуха циркулирует от вентиляционного канала (15) к камере (25).
2. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что устройство (13) вентиляции содержит проход (29) внутри камеры (25) опорного элемента (20) прокладки, соединяющий вентиляционный канал (15) с вентиляционным отверстием (24).
3. Силовая установка по пп. 1 или 2, отличающаяся тем, что уплотнительная прокладка (10) содержит полую часть (19), вентилируемую устройством (13) вентиляции.
4. Силовая установка по п. 3, отличающаяся тем, что устройство (13) вентиляции вентилирует полую часть (19) уплотнительной прокладки (10) потоком холодного воздуха, обеспечивающим высокое давление внутри уплотнительной прокладки (10).
5. Силовая установка по п. 3 или 4, отличающаяся тем, что вентиляционное отверстие (24) пересекает верхнюю стенку (37) опорного элемента (20) прокладки, причем указанная уплотнительная прокладка (10) имеет отверстие (28), обращенное к указанному вентиляционному отверстию (24) так, чтобы образовать сообщение по текучей среде между камерой (25) и полой частью (19) уплотнительной прокладки (10) для вентиляции внутреннего пространства последней.
6. Силовая установка по любому из пп. 2-5, отличающаяся тем, что проход (29) образован каналом (30), проходящим вдоль любой из поперечных стенок (26, 27) опорного элемента (20) прокладки, и опорной камерой (31), образованной под верхней стенкой (37) опорного элемента (20) прокладки, причем указанная опорная камера (31) ограничена верхней стенкой (37) опорного элемента (20) прокладки и дополнительной стенкой (38).
7. Силовая установка по любому из пп. 2-5, отличающаяся тем, что верхняя стенка (37) опорного элемента (20) прокладки поддерживает С-образный удерживающий элемент (32), в который вставлены две ножки (33) уплотнительной прокладки (10), отходящие радиально от полой части (19), при этом опорная камера (31) соответствует пространству, образованному между удерживающим элементом (32) и верхней стенкой (37) опорного элемента (20) прокладки, причем канал (30) соединен с опорной камерой (31), открывающейся внутрь уплотнительной прокладки (10), по меньшей мере одним вентиляционным отверстием (24).
8. Силовая установка по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что устройство (13) вентиляции вентилирует наружную поверхность (23) уплотнительной прокладки (10).
9. Силовая установка по п. 8, отличающаяся тем, что вентиляционное отверстие (24) пересекает одну из поперечных стенок (26, 27) опорного элемента (20) прокладки так, чтобы вентилировать наружную поверхность (23) уплотнительной прокладки.
RU2020113026A 2017-10-26 2018-10-26 Силовая установка летательного аппарата RU2762440C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1760091A FR3072908B1 (fr) 2017-10-26 2017-10-26 Ensemble propulsif pour aeronef
FR17/60091 2017-10-26
PCT/FR2018/052660 WO2019081864A1 (fr) 2017-10-26 2018-10-26 Ensemble propulsif pour aéronef

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2020113026A3 RU2020113026A3 (ru) 2021-11-26
RU2020113026A RU2020113026A (ru) 2021-11-26
RU2762440C2 true RU2762440C2 (ru) 2021-12-21

Family

ID=60627879

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020113026A RU2762440C2 (ru) 2017-10-26 2018-10-26 Силовая установка летательного аппарата

Country Status (6)

Country Link
US (1) US11292580B2 (ru)
EP (1) EP3701171B1 (ru)
CN (1) CN111279103B (ru)
FR (1) FR3072908B1 (ru)
RU (1) RU2762440C2 (ru)
WO (1) WO2019081864A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11492925B2 (en) * 2018-10-03 2022-11-08 Rohr, Inc. Magnetic fire seal for aircraft nacelle
FR3103787A1 (fr) * 2019-12-03 2021-06-04 Airbus Operations Carénage arrière de mât de moteur d’aéronef à bouclier thermique multicouche.
FR3111670B1 (fr) * 2020-06-19 2022-09-09 Safran Barrière anti-feu entre deux pièces
FR3128206A1 (fr) 2021-10-14 2023-04-21 Safran Nacelles Ensemble arrière pour nacelle de turboréacteur
US11655722B1 (en) * 2022-01-19 2023-05-23 General Electric Company Seal assembly and sealing method
FR3133655B1 (fr) * 2022-03-17 2024-03-08 Safran Nacelles Joint d’étanchéité comprenant une succession de zones avec et sans revêtement de matière anti-friction

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2008480C1 (ru) * 1988-10-03 1994-02-28 Гришин Александр Николаевич Силовая установка
RU2053399C1 (ru) * 1993-04-16 1996-01-27 Лев Кузьмич Хохлов Газотурбинная установка
RU2448265C2 (ru) * 2006-08-31 2012-04-20 Дженерал Электрик Компани Охлаждающее устройство газотурбинного двигателя
EP2543864A2 (fr) * 2011-07-07 2013-01-09 Airbus Operations (Société par actions simplifiée) Ensemble propulsif avec un plancher de protection thermique d'un carenage aérodynamique arrière d'un mât d'accrochage et procédé de refroidissement du plancher de protection thermique
EP3153689A1 (en) * 2015-10-06 2017-04-12 Rohr, Inc. Fire seal for use with a gas turbine engine

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2910209A (en) * 1953-08-18 1959-10-27 Walter K Nelson Sealer strips
JPH04334728A (ja) * 1991-05-07 1992-11-20 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 超音速機用ジェットエンジンの冷却用空気製造装置
US5332239A (en) * 1993-01-22 1994-07-26 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration High-temperature, bellows hybrid seal
FR2736685B1 (fr) * 1995-07-13 1997-09-12 Aerospatiale Statoreacteur pour aeronef a vol supersonique et/ou hypersonique
EP1300335B1 (fr) * 2001-10-05 2005-03-02 Airbus France Aéronef à carénage ventral
FR2855559B1 (fr) * 2003-05-27 2005-07-15 Snecma Moteurs Systeme d'etancheite du flux secondaire a l'entree d'une tuyere d'une turbomachine avec chambre de post-combustion
JP4200846B2 (ja) * 2003-07-04 2008-12-24 株式会社Ｉｈｉ シュラウドセグメント
CN2928682Y (zh) * 2006-06-06 2007-08-01 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种可调的发动机前罩圈
FR2902830B1 (fr) * 2006-06-27 2008-08-08 Airbus France Sas Turboreacteur pour aeronef
US7665310B2 (en) * 2006-12-27 2010-02-23 General Electric Company Gas turbine engine having a cooling-air nacelle-cowl duct integral with a nacelle cowl
US7966925B2 (en) * 2007-02-09 2011-06-28 Honeywell International Inc Combination mismatched metal-to-metal seal and O-ring seal with vent hole in between for high temperature and high pressure environment
FR2914957B1 (fr) * 2007-04-13 2012-05-11 Aircelle Sa Joint notamment pour bord de deviation d'inverseur de poussee a grilles pour avion et support de joint associe
FR2920215B1 (fr) 2007-08-20 2009-12-04 Aircelle Sa Joint d'etancheite a grande amplitude d'ecrasement
FR2924409B1 (fr) * 2007-12-03 2010-05-14 Airbus France Nacelle d'aeronef comprenant des moyens d'evacuations d'air chaud
CN101769379B (zh) * 2010-03-23 2011-12-28 南京林业大学 有源型自适应控制机械密封装置及控制方法
CN202811083U (zh) * 2012-07-18 2013-03-20 中航商用航空发动机有限责任公司 密封件
CN110259599B (zh) * 2013-10-07 2021-11-09 罗尔公司 具有金属和复合构造的混合式内部固定结构
FR3024435B1 (fr) * 2014-07-31 2016-08-26 Airbus Operations Sas Capot de soufflante pliable guide, pour ensemble moteur d'aeronef
US10247021B2 (en) * 2016-12-07 2019-04-02 Rohr, Inc. High temperature seals for blanketless inner fixed structure
US11492925B2 (en) * 2018-10-03 2022-11-08 Rohr, Inc. Magnetic fire seal for aircraft nacelle

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2008480C1 (ru) * 1988-10-03 1994-02-28 Гришин Александр Николаевич Силовая установка
RU2053399C1 (ru) * 1993-04-16 1996-01-27 Лев Кузьмич Хохлов Газотурбинная установка
RU2448265C2 (ru) * 2006-08-31 2012-04-20 Дженерал Электрик Компани Охлаждающее устройство газотурбинного двигателя
EP2543864A2 (fr) * 2011-07-07 2013-01-09 Airbus Operations (Société par actions simplifiée) Ensemble propulsif avec un plancher de protection thermique d'un carenage aérodynamique arrière d'un mât d'accrochage et procédé de refroidissement du plancher de protection thermique
EP3153689A1 (en) * 2015-10-06 2017-04-12 Rohr, Inc. Fire seal for use with a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US20200262539A1 (en) 2020-08-20
EP3701171B1 (fr) 2021-12-01
WO2019081864A1 (fr) 2019-05-02
CN111279103B (zh) 2022-01-07
RU2020113026A3 (ru) 2021-11-26
CN111279103A (zh) 2020-06-12
US11292580B2 (en) 2022-04-05
FR3072908B1 (fr) 2021-02-26
FR3072908A1 (fr) 2019-05-03
EP3701171A1 (fr) 2020-09-02
RU2020113026A (ru) 2021-11-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2762440C2 (ru) Силовая установка летательного аппарата
US6585191B2 (en) Air inlet cowl for a jet engine, provided with deicing means
US10571025B2 (en) Aircraft fire seal structure and aircraft
US8777164B2 (en) Air intake structure for an aircraft nacelle
EP3187718B1 (en) Core compartment ventilation devices for nacelles of gas turbine engines for cooling a core compartment of a gas turbine engine
RU2486106C2 (ru) Воздухозаборник для установки выше по потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата и гондола, оборудованная таким воздухозаборником
KR910006564B1 (ko) 냉각익(cooled flap)을 지닌 배기노즐
US5746047A (en) Infrared suppressor
JPS5885345A (ja) ガスタ−ビンエンジン赤外線サプレツサ
US7377099B2 (en) System and method for cooling lateral edge regions of a divergent seal of an axisymmetric nozzle
US8371522B2 (en) Device for cooling hot gas to be discharged from an aircraft
US8235170B1 (en) Integrated tailcone muffler assemblies and methods
US10718269B2 (en) Aircraft seal structure and aircraft
GB2266345A (en) Ventilation circuit for the compressor and turbine discs of a turbomachine.
US9845733B2 (en) Fire seal for use with a gas turbine engine
US9650149B2 (en) Fire containment apparatuses for aircraft duct assemblies
US9932900B2 (en) Thermal protection device for equipment in a turbomachine engine compartment
EP2634372B1 (en) Transition piece aft frame assembly having a heat shield and corresponding combustion system
US20230022291A1 (en) Propulsion assembly for an aircraft
US9410485B2 (en) Composite panel having a built-in duct
US9945249B2 (en) Ventilation of a piece of electronic equipment of a turbomachine
US8943793B2 (en) Rear section of aircraft nacelle and nacelle equipped with such rear section
KR20200000203A (ko) 멀티엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조
US20230159181A1 (en) Aircraft capable of hovering
RU2463511C2 (ru) Уплотнение с интегрированной стыковочной поверхностью