RU2784242C2

RU2784242C2 - Gas turbine engine containing suspension means

Info

Publication number: RU2784242C2
Application number: RU2021112570A
Authority: RU
Inventors: Квентен Матиас Эммануэль ГАРНО; Гийом ГЛЕМАРЕК; Эрве Жан Альбер МУТОН; Гильем СЭЗ; Бенуа Бернар Рене ЛЕКЛЕРК
Original assignee: Сафран Эркрафт Энджинз
Priority date: 2018-10-08
Filing date: 2019-10-04
Publication date: 2022-11-23

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to a gas turbine engine of an aircraft. The gas turbine engine contains a high pressure cascade, front case (14), and suspension means (12, 13) of the gas turbine engine, made with the possibility of attachment of the gas turbine engine to pylon (11) of the aircraft. Suspension means (12, 13) contain front suspension assembly (12), rear suspension assembly (13). Front suspension assembly (12) contains beam (16), at least two connecting thrusts, a traverse pivotally connected to beam (16) at a level of an area of the specified traverse, central in a circumferential direction, at least two thrusts (19) of traction force perception. Rear suspension assembly (13) is made with the possibility of connection of pylon (11) to stationary rear case (15) of the gas turbine engine.

EFFECT: increase in a degree of double-circuit of a gas turbine engine.

10 cl, 5 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеThe technical field to which the invention belongs

Данное изобретение относится к узлу подвески газотурбинного двигателя, в частности, двухконтурного турбореактивного двигателя.The present invention relates to a suspension assembly for a gas turbine engine, in particular a bypass turbojet engine.

Уровень техникиState of the art

Двухконтурный турбореактивный двигатель обычно содержит проточный тракт для прохождения потока первого контура или первый контур — от входа к выходу относительно направления прохождения газа в газотурбинном двигателе — с компрессором низкого давления, компрессором высокого давления, камерой сгорания, турбиной высокого давления и турбиной низкого давления. Турбореактивный двигатель также содержит проточный тракт для прохождения потока второго контура или второй контур, расположенный радиально снаружи первого контура. Термины «радиальный», «по радиусу», «осевой», «по оси» и «по окружности» определены относительно оси газотурбинного двигателя. Термины «выше по потоку», «вход» и «ниже по потоку», «выход» определены относительно направления прохождения потока газа через газотурбинный двигатель.A bypass turbojet engine typically includes a primary flow path, or a primary circuit - from inlet to outlet relative to the direction of gas flow in a gas turbine engine - with a low pressure compressor, a high pressure compressor, a combustion chamber, a high pressure turbine and a low pressure turbine. The turbojet engine also contains a flow path for passing the flow of the second circuit or a second circuit located radially outside the first circuit. The terms "radial", "along the radius", "axial", "along the axis" and "circumferential" are defined with respect to the axis of the gas turbine engine. The terms "upstream", "inlet" and "downstream", "outlet" are defined with respect to the direction of gas flow through the gas turbine engine.

Как правило, турбореактивный двигатель закреплен на пилоне или стойке летательного аппарата, при этом указанный пилон, в свою очередь, закреплен на конструкции летательного аппарата, например, на крыле. Пилон позволяет передавать усилия, создаваемые турбореактивным двигателем, на конструкцию летательного аппарата и обеспечивает также доставку топлива, воздуха и прокладку электрических и гидравлических систем между турбореактивным двигателем и летательным аппаратом.Typically, a turbojet is mounted on a pylon or strut of an aircraft, said pylon in turn being attached to a structure of the aircraft, such as a wing. The pylon allows the forces generated by the turbojet engine to be transferred to the structure of the aircraft and also provides for the delivery of fuel, air, and the laying of electrical and hydraulic systems between the turbojet engine and the aircraft.

В патентной заявке FR 2 867 155, поданной на имя Заявителя, описан газотурбинный двигатель, закрепленный на пилоне посредством переднего узла подвески и заднего узла подвески. Передний узел подвески закреплен на промежуточном корпусе, жестко соединенном с корпусом вентилятора, а задний узел подвески закреплен на корпусе выходного устройства. Оба корпуса являются конструктивными элементами газотурбинного двигателя.Patent application FR 2 867 155, filed in the name of the Applicant, describes a gas turbine engine mounted on a pylon by means of a front suspension unit and a rear suspension unit. The front suspension unit is fixed on the intermediate housing rigidly connected to the fan housing, and the rear suspension unit is fixed on the output device housing. Both housings are structural elements of a gas turbine engine.

Функцией узлов подвески является обеспечение передачи механических усилий между газотурбинным двигателем и пилоном. Эти усилия являются, в частности, тягой, создаваемой газотурбинным двигателем, ориентированной вдоль оси газотурбинного двигателя, обозначаемой Х, боковыми аэродинамическими нагрузками, ориентированными вдоль оси, обозначаемой Y, и весом газотурбинного двигателя, ориентированным вертикально вдоль оси, обозначаемой Z. Также функцией узлов подвески является восприятие крутящего момента Мх, который воздействует на газотурбинный двигатель в окружном направлении вокруг оси Х. Оси Х, Y и Z являются попарно ортогональными.The function of the suspension units is to ensure the transfer of mechanical forces between the gas turbine engine and the pylon. These forces are in particular the thrust generated by the gas turbine engine oriented along the axis of the gas turbine engine, denoted X, the lateral aerodynamic loads, oriented along the axis, denoted Y, and the weight of the gas turbine engine, oriented vertically along the axis, denoted Z. Also a function of the suspension units is the perception of the torque Mx, which acts on the gas turbine engine in a circumferential direction around the X axis. The X, Y and Z axes are orthogonal in pairs.

В дальнейшем тексте описания будет представлен, в частности, передний узел подвески.In the following text of the description, in particular, the front suspension unit will be presented.

Известный передний узел подвески «основного» типа, обычно содержит балку, выполненную с возможностью крепления на пилоне летательного аппарата, цилиндрическую часть, жестко соединенную с балкой и шарнирно соединенную с корпусом шарнирного соединения, при этом корпус шарнирного соединения содержит основной элемент и сердечник шарнирного соединения, шарнирно соединенный с основным элементом, причем цилиндрическая часть установлена с возможностью поворота вокруг своей оси в сердечнике шарнирного соединения. Основной элемент корпуса шарнирного соединения прикреплен к неподвижной части турбореактивного двигателя, например, в двухконтурном двухвальном турбореактивном двигателе, к промежуточному корпусу или к межкомпрессорному корпусу, расположенному между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления.The known forward suspension unit of the "main" type usually contains a beam, made with the possibility of mounting on the pylon of an aircraft, a cylindrical part rigidly connected to the beam and pivotally connected to the body of the articulation, while the body of the articulation contains the main element and the core of the articulation, pivotally connected to the main element, and the cylindrical part is installed with the possibility of rotation around its axis in the core of the swivel joint. The main element of the swivel housing is attached to the fixed part of the turbojet engine, for example, in a bypass twin-shaft turbojet engine, to an intermediate housing or to an intercompressor housing located between the low pressure compressor and the high pressure compressor.

В настоящее время существует потребность в увеличении степени двухконтурности турбореактивных двигателей. Следует напомнить, что степень двухконтурности представляет собой отношение расхода потока второго контура к расходу потока первого контура. Следовательно, для увеличения степени двухконтурности нужно увеличить поперечное сечение прохождения воздуха через проточный тракт второго контура. Для этого стараются уменьшить радиальное пространство, занимаемое отсеком между проточными трактами, также называемое «основной областью», расположенной между проточным трактом первого контура и проточным трактом второго контура. Для этого может быть полезно уменьшить размеры переднего узла подвески, особенно на уровне его области крепления к соответствующей области корпуса газотурбинного двигателя.There is currently a need to increase the bypass ratio of turbojet engines. It should be recalled that the bypass ratio is the ratio of the flow rate of the second loop to the flow rate of the first loop. Therefore, to increase the degree of bypass, it is necessary to increase the cross section of the passage of air through the flow path of the second circuit. To this end, efforts are made to reduce the radial space occupied by the compartment between the flow paths, also referred to as the "main area", located between the flow path of the first circuit and the flow path of the second circuit. To this end, it may be useful to reduce the dimensions of the forward suspension unit, especially at the level of its attachment area to the corresponding area of the gas turbine housing.

Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the essence of the invention

Задача изобретения состоит в простом, надежном и недорогом решении вышеуказанных проблем.The object of the invention is to provide a simple, reliable and inexpensive solution to the above problems.

Поставленная задача решена в газотурбинном двигателе, расположенном вдоль оси, содержащем каскад высокого давления, включающий в себя компрессор высокого давления, соединенный во вращении с турбиной высокого давления, и каскад низкого давления, включающий в себя компрессор низкого давления, соединенный во вращении с турбиной низкого давления, передний корпус, расположенный выше по потоку относительно компрессора высокого давления, и средства подвески газотурбинного двигателя, выполненные с возможностью крепления газотурбинного двигателя к пилону летательного аппарата, при этом указанные средства подвески содержат передний узел подвески, включающий в себя балку, выполненную с возможностью крепления на пилоне, по меньшей мере две соединительные тяги, которые расположены в окружном направлении на расстоянии друг от друга и каждая из которых шарнирно соединена на первом конце с балкой и на втором конце с передним корпусом, траверсу, шарнирно соединенную с балкой в окружном направлении на уровне центральной области указанной траверсы, по меньшей мере две тяги восприятия усилий, которые расположены в окружном направлении на расстоянии друг от друга и каждая из которых шарнирно соединена на первом конце с траверсой и на втором конце с неподвижной частью газотурбинного двигателя, при этом указанные по меньшей мере две тяги восприятия усилий расположены выше по потоку относительно радиальной плоскости подвески, которая определена двумя соединительными тягами, причем средства подвески дополнительно содержат задний узел подвески, который выполнен с возможностью соединения пилона с неподвижным расположенным ниже по потоку корпусом газотурбинного двигателя.The problem is solved in a gas turbine engine located along the axis, containing a high-pressure cascade, including a high-pressure compressor connected in rotation with a high-pressure turbine, and a low-pressure cascade, including a low-pressure compressor, connected in rotation with a low-pressure turbine , a front housing located upstream of the high-pressure compressor, and gas turbine engine suspension means configured to attach the gas turbine engine to an aircraft pylon, said suspension means comprising a front suspension assembly including a beam configured to be mounted on pylon, at least two connecting rods, which are located in the circumferential direction at a distance from each other and each of which is pivotally connected at the first end with the beam and at the second end with the front body, a crosshead pivotally connected to the beam in the circumferential direction at level of the central region of the said crosshead, at least two thrusts of the perception of forces, which are located in the circumferential direction at a distance from each other and each of which is pivotally connected at the first end with the crosshead and at the second end with the fixed part of the gas turbine engine, while these are at least at least two force-receiving rods are located upstream relative to the suspension radial plane, which is defined by two connecting rods, and the suspension means additionally contain a rear suspension unit, which is configured to connect the pylon to the stationary gas turbine engine housing located downstream.

Следует помнить, что термины «выше по потоку», «вход» и «ниже по потоку», «выход» определены относительно направления прохождения потока газа через газотурбинный двигатель, а термины «осевой», «по радиусу», «радиальный» и «по окружности», «в окружном направлении» определены относительно оси газотурбинного двигателя.It should be remembered that the terms "upstream", "inlet" and "downstream", "outlet" are defined relative to the direction of gas flow through the gas turbine engine, and the terms "axial", "radius", "radial" and " circumferentially", "in circumferential direction" are defined relative to the axis of the gas turbine engine.

Такая конструкция позволяет уменьшить размер средств подвески, в частности, переднего узла подвески, чтобы иметь возможность увеличить поперечное сечение проточного тракта второго контура и, таким образом, степень двухконтурности газотурбинного двигателя.Such a construction makes it possible to reduce the size of the suspension means, in particular the front suspension unit, in order to be able to increase the cross section of the secondary circuit flow path and thus the bypass ratio of the gas turbine engine.

Газотурбинный двигатель может быть турбореактивным двигателем, в частности, двухконтурным турбореактивным двигателем. Турбореактивный двигатель может быть турбовинтовентиляторным двигателем (ТВВД), например, так называемым двигателем типа двигателя с «открытым ротором».The gas turbine engine may be a turbojet, in particular a bypass turbojet. The turbojet engine may be a turbopropfan engine (HPT), for example, a so-called "open rotor" type engine.

Передний корпус может быть межкомпрессорным корпусом, который расположен вдоль оси между компрессором высокого давления и компрессором низкого давления.The forward casing may be an inter-compressor casing which is located axially between the high pressure compressor and the low pressure compressor.

В качестве альтернативы, передний корпус может быть промежуточным корпусом, который расположен в радиальном направлении между радиально внутренним проточным трактом первого контура и радиально наружным проточным трактом второго контура газотурбинного двигателя.Alternatively, the front housing may be an intermediate housing that is located in the radial direction between the radially inner flow path of the first circuit and the radially outer flow path of the second circuit of the gas turbine engine.

Первая соединительная тяга и вторая соединительная тяга из указанных соединительных тяг могут проходить в радиальной плоскости газотурбинного двигателя, при этом первый конец и второй конец каждой из первой и второй соединительных тяг шарнирно установлен с возможностью поворота вокруг осей шарнирного соединения, параллельных оси газотурбинного двигателя.The first connecting rod and the second connecting rod of said connecting rods can pass in the radial plane of the gas turbine engine, while the first end and the second end of each of the first and second connecting rods are pivotally mounted with the possibility of rotation around the axes of the articulated joint parallel to the axis of the gas turbine engine.

Таким образом, первая и вторая соединительные тяги выполнены с возможностью восприятия радиальных усилий.Thus, the first and second connecting rods are designed to absorb radial forces.

Одна из соединительных тяг может иметь общую L-образную форму и может быть выполнена с возможностью восприятия крутящего момента, действующего вокруг оси газотурбинного двигателя.One of the connecting rods may have a general L-shape and may be configured to receive torque acting around the axis of the gas turbine engine.

Передний узел подвески средств подвески может содержать третью соединительную тягу, шарнирно соединеннyю первым концом с балкой и шарнирно соединенную вторым концом с передним корпусом, при этом по меньшей мере на одном шарнирном соединении третьей соединительной тяги с балкой и/или передним корпусом имеется функциональный зазор, таким образом, что третья соединительная тяга не требуется при обычной работе и нужна в случае разрыва одной из первой и второй соединительных тяг.The front suspension assembly of the suspension means may comprise a third connecting rod pivotally connected by the first end to the beam and pivotally connected by the second end to the front housing, while at least one articulated connection of the third connecting rod with the beam and / or the front housing has a functional gap, such so that the third connecting rod is not required during normal operation and is needed in the event of a break in one of the first and second connecting rods.

Третья соединительная тяга может быть выполнена с возможностью реализации функции отказоустойчивости (называемой также “Fail Safe”).The third tie rod may be configured to implement a fail safe function (also referred to as “Fail Safe”).

Третья соединительная тяга может проходить в осевой плоскости и шарнирно соединяться своим первым концом и своим вторым концом с осями шарнирного соединения, перпендикулярными оси газотурбинного двигателя.The third connecting rod can extend in the axial plane and be articulated at its first end and at its second end with the axes of the articulated connection perpendicular to the axis of the gas turbine engine.

Третья соединительная тяга может быть расположена в окружном направлении между первой и второй соединительными тягами.The third connecting rod may be located in the circumferential direction between the first and second connecting rods.

Вторые концы соединительных тяг могут быть шарнирно соединены с крепежной пластиной, жестко соединенной с передним корпусом.The second ends of the connecting rods can be pivotally connected to a mounting plate rigidly connected to the front housing.

Неподвижная часть газотурбинного двигателя может представлять собой промежуточный корпус, при этом второй конец каждой тяги восприятия усилий может быть шарнирно соединен с выступом промежуточного корпуса, при этом указанный выступ расположен в радиальном направлении между проточным трактом первого контура и проточным трактом второго контура газотурбинного двигателя.The fixed part of the gas turbine engine may be an intermediate housing, while the second end of each force-receiving rod can be pivotally connected to the protrusion of the intermediate housing, while the said protrusion is located in the radial direction between the flow path of the first circuit and the flow path of the second circuit of the gas turbine engine.

Такой газотурбинный двигатель, например, является двухконтурным турбореактивным двигателем.Such a gas turbine engine is, for example, a bypass turbojet engine.

Тяги восприятия усилий могут располагаться в плоскости, проходящей под углом к радиальной плоскости.The force-receiving rods may be located in a plane passing at an angle to the radial plane.

Со стороны, находящейся ближе ко входу, тяги восприятия усилий отдаляются друг от друга в окружном направлении.From the side closer to the inlet, the force-receiving rods move away from each other in the circumferential direction.

Первые концы тяг восприятия усилий могут быть шарнирно соединены с окружными концами траверсы.The first ends of the force-receiving rods can be pivotally connected to the circumferential ends of the traverse.

Шарнирные соединения тяг могут быть выполнены с помощью проушин, которые выполнены на указанных тягах или на элементах, с которыми они шарнирно соединяются.Swivel rods can be made with the help of lugs, which are made on the specified rods or on the elements with which they are pivotally connected.

Одна из соединительных тяг может иметь L-образную форму, которая подходит для восприятия крутящих моментов Мх, действующих на газотурбинный двигатель в окружном направлении вокруг оси Х.One of the connecting rods may be L-shaped, which is suitable for receiving torques Mx acting on the gas turbine engine in a circumferential direction around the X-axis.

Газотурбинный двигатель может содержать редукторное устройство, расположенное между валом каскада низкого давления и вентилятором, расположенным выше по потоку относительно промежуточного корпуса, и которое характеризуется тем, что шарнирные соединения тяг восприятия усилий на промежуточном корпусе расположены в радиальной плоскости, через которую проходит задняя часть редукторного устройства.The gas turbine engine may comprise a gear device located between the low pressure stage shaft and the fan located upstream of the intermediate housing, and which is characterized in that the swivel joints of the force receiving rods on the intermediate housing are located in a radial plane through which the rear part of the gear device passes .

Соединительные тяги могут быть шарнирно установлены в проушинах балки и промежуточного корпуса или в пластины, прикрепленной к промежуточному корпусу.The connecting rods can be pivotally mounted in the lugs of the beam and intermediate body or in a plate attached to the intermediate body.

Концы тяг восприятия усилий могут содержать проушины, связанные с ответными частями неподвижной части газотурбинного двигателя, например, промежуточным корпусом и ответными частями траверсы.The ends of the force-receiving rods may contain lugs associated with counterparts of the stationary part of the gas turbine engine, for example, the intermediate housing and counterparts of the crosshead.

Задняя часть средств подвески может содержать две соединительные тяги, которые находятся на расстоянии друг от друга в окружном направлении и которые выполнены с возможностью восприятия усилий, ориентированных в радиальной плоскости.The rear part of the suspension means may comprise two connecting rods, which are spaced from each other in the circumferential direction and which are adapted to receive forces oriented in the radial plane.

Соединительные тяги задней части могут проходить в радиальной плоскости, при этом оси шарнирного соединения указанных соединительных тяг параллельны оси газотурбинного двигателя.The connecting rods of the rear part can pass in a radial plane, while the axes of the articulation of said connecting rods are parallel to the axis of the gas turbine engine.

Каждая соединительная тяга задней части может быть шарнирно соединена, на первом конце, с балкой задней подвески, которая прикреплена к пилону, и, на втором конце, с корпусом выходного устройства газотурбинного двигателя.Each connecting rod of the rear part can be pivotally connected, at the first end, to the rear suspension beam, which is attached to the pylon, and, at the second end, to the gas turbine engine outlet housing.

Изобретение будет лучше понятно и будут лучше ясны его детали, отличительные признаки и преимущества после прочтения, приведенного ниже описания, которое является примером, не ограничивающим изобретение, и со ссылками на приложенные чертежи.The invention will be better understood and its details, features and advantages will be better understood after reading the following description, which is a non-limiting example, and with reference to the accompanying drawings.

Краткое описание чертежейBrief description of the drawings

На фиг. 1 схематично показана часть двухконтурного турбореактивного двигателя, согласно варианту осуществления изобретения, вид в осевом разрезе;In FIG. 1 schematically shows part of a bypass turbojet engine according to an embodiment of the invention, in axial section;

на фиг. 2 схематично изображен газотурбинный двигатель, при этом показан передний узел подвески средств подвески, вид в радиальном разрезе;in fig. 2 is a diagrammatic representation of a gas turbine engine, showing the forward mounting of the suspension means, in radial section;

на фиг. 3–5 показан передний узел подвески средств подвески, виды сбоку, спереди и в перспективе.in fig. Figures 3-5 show the front suspension means suspension assembly, side, front and perspective views.

Осуществление изобретенияImplementation of the invention

На фиг. 1 показан двухконтурный турбореактивный двигатель 1, согласно варианту осуществления изобретения. Он проходит вдоль оси Х. В приведенном далее описании термины «осевой», «по радиусу» и «радиальный» определены относительно оси Х. Турбореактивный двигатель 1 имеет проточный тракт первого контура или первый контур 2 с, от входа к выходу относительно направления прохождения газа через газотурбинный двигатель, компрессором 3 низкого давления, компрессором 4 высокого давления, камерой 5 сгорания, турбиной 6 высокого давления и турбиной 7 низкого давления. Турбореактивный двигатель 1 также содержит проточный тракт второго контура или второй контур 8, расположенный радиально снаружи относительно первого контура 2. Промежуточный корпус 9 содержит по меньшей мере одну конструкционную обечайку, расположенную радиально между проточными трактами первого и второго контура, и несколько лопаток 40 спрямления потока, которые расположены в проточном тракте второго контура и жестко соединены с конструкционной обечайкой. Вентилятор 10 расположен перед промежуточным корпусом.In FIG. 1 shows a bypass turbojet 1 according to an embodiment of the invention. It runs along the x-axis. In the following description, the terms "axial", "radial" and "radial" are defined with respect to the x-axis. through a gas turbine engine, a low pressure compressor 3, a high pressure compressor 4, a combustion chamber 5, a high pressure turbine 6 and a low pressure turbine 7. The turbojet engine 1 also contains a second circuit flow path or a second circuit 8 located radially outside relative to the first circuit 2. The intermediate housing 9 contains at least one structural shell located radially between the flow paths of the first and second circuits, and several flow straightening blades 40, which are located in the flow path of the second circuit and are rigidly connected to the structural shell. The fan 10 is located in front of the intermediate housing.

Термины «выше по потоку», «перед», «на входе» и «ниже по потоку», «за», «на выходе» определены относительно прохождения потока газа через турбореактивный двигатель 1.The terms "upstream", "upstream", "inlet" and "downstream", "downstream", "outlet" are defined with respect to the passage of the gas flow through the turbojet 1.

Турбореактивный двигатель 1 закреплен на пилоне (или стойке) летательного аппарата, при этом указанный пилон, в свою очередь, закреплен на конструкции летательного аппарата, например, на крыле. Пилон позволяет передавать усилия, создаваемые турбореактивным двигателем 1, на конструкцию летательного аппарата, а также обеспечивает доставку топлива, воздуха и прокладку электрических и гидравлических систем между турбореактивным двигателем 1 и летательным аппаратом.The turbojet engine 1 is fixed to a pylon (or strut) of an aircraft, said pylon in turn being fixed to a structure of the aircraft, such as a wing. The pylon allows the forces generated by the turbojet 1 to be transferred to the structure of the aircraft, and also provides for the delivery of fuel, air and the laying of electrical and hydraulic systems between the turbojet 1 and the aircraft.

В частности, турбореактивный двигатель 1 закреплен на пилоне с помощью переднего узла 12 подвески и заднего узла подвески.In particular, the turbojet 1 is fixed to the pylon by a front suspension unit 12 and a rear suspension unit.

Передний узел 12 подвески прикреплен к межкомпрессорному корпусу 14. Межкомпрессорный корпус 14 расположен в осевом направлении между компрессором 4 высокого давления и компрессором 3 низкого давления. Наличие межкомпрессорного корпуса особенно целесообразно в турбореактивном двигателе, который снабжен редукторным устройством, позволяющим уменьшать скорость вентилятора относительно скорости каскада низкого давления. Действительно, межкомпрессорный корпус может быть использован для поддержки редукторного устройства в газотурбинном двигателе, например, для обеспечения опоры задней части редукторного устройства, при этом опора передней части редукторного устройства обеспечивается межкомпрессорным корпусом. В варианте осуществления изобретения, который показан на фиг. 1, редукторное устройство 30 расположено в радиальном направлении внутри внутренней обечайки промежуточного корпуса 9, при этом указанная внутренняя обечайка ограничивает с внутренней стороны проточный тракт первого контура. Задний узел 13 подвески прикреплен к корпусу 15 выходного устройства.The forward suspension assembly 12 is attached to the intercompressor housing 14. The intercompressor housing 14 is located axially between the high pressure compressor 4 and the low pressure compressor 3. The presence of an inter-compressor housing is particularly advantageous in a turbojet engine, which is provided with a reduction gear to reduce the speed of the fan relative to the speed of the low pressure cascade. Indeed, the inter-compressor housing can be used to support a gear unit in a gas turbine engine, for example, to provide support for the rear of the gear unit, while the front of the gear unit is supported by the inter-compressor housing. In the embodiment of the invention shown in FIG. 1, the gear device 30 is located in the radial direction inside the inner shell of the intermediate housing 9, while the said inner shell defines the flow path of the primary circuit from the inside. The rear suspension assembly 13 is attached to the exit body 15 .

Степень двухконтурности турбореактивного двигателя 1 является сравнительно высокой и составляет, например, от 10 до 20. Следовательно поперечное сечение проточного тракта 8 второго контура велико и пространство, доступное для крепления переднего узла 12 подвески в газотурбинном двигателе 1 ограничено в радиальном направлении.The bypass ratio of the turbojet 1 is relatively high and ranges from 10 to 20, for example. Therefore, the cross section of the secondary circuit flow path 8 is large and the space available for fastening the front suspension assembly 12 in the gas turbine 1 is limited in the radial direction.

Изобретение позволяет обеспечить крепление переднего узла 12 подвески в зоне с небольшими радиальными размерами.The invention makes it possible to secure the front suspension unit 12 in an area with small radial dimensions.

Для этой цели, как хорошо показано на фиг. 2–5, указанный передний узел 12 подвески содержит переднюю балку 16, прикрепленную к пилону 11 летательного аппарата, например, с помощью крепления винтами или болтами.For this purpose, as well shown in FIG. 2-5, said forward suspension assembly 12 comprises a front beam 16 attached to an aircraft pylon 11, for example by means of screws or bolts.

Балка 16 содержит заднюю часть 16а, которая проходит в окружном направлении и которая содержит три проушины 17, 18, направленных радиально внутрь, в частности, две боковые проушины 17, расположенные на расстоянии друг от друга в окружном направлении и расположенные симметрично относительно центральной осевой плоскости Р, проходящей через ось газотурбинного двигателя, и центральную проушину 18, которая расположена в центральной осевой плоскости Р. Проушины 17, 18 могут быть выполнены за одно целое с балкой 16 или они могут быть образованы посредством одной или нескольких отдельных частей, прикрепленных к балке 16.The beam 16 comprises a rear part 16a which extends in the circumferential direction and which comprises three lugs 17, 18 directed radially inward, in particular two side lugs 17 spaced apart in the circumferential direction and arranged symmetrically with respect to the central axial plane P passing through the axis of the gas turbine engine, and the Central eye 18, which is located in the Central axial plane P. Eyes 17, 18 may be made in one piece with the beam 16 or they can be formed by one or more separate parts attached to the beam 16.

Боковые проушины 17 ориентированы так, чтобы обеспечить возможность шарнирного соединения вдоль оси, параллельной оси Х газотурбинного двигателя. Центральная проушина 18 ориентирована так, чтобы обеспечить возможность шарнирного соединения вдоль оси, перпендикулярной оси Х газотурбинного двигателя.The side lugs 17 are oriented so as to be articulated along an axis parallel to the X-axis of the gas turbine engine. The central lug 18 is oriented so as to be articulated along an axis perpendicular to the X-axis of the turbine engine.

Балка 16 также содержит переднюю часть 16b, предназначенную для шарнирного соединения с траверсой 28. Траверса 28 проходит в окружном направлении и содержит центральную область и два окружных конца. Центральная область шарнирно соединена с передней частью 16b балки 16 с возможностью поворота вокруг оси шарнирного соединения, расположенной в упомянутой выше центральной осевой плоскости Р и наклоненной на угол, находящийся в диапазоне от 30° до 60°, например, составляющий порядка 45° с радиальной плоскостью.Beam 16 also includes a front portion 16b intended to be hinged to traverse 28. Traverse 28 extends circumferentially and includes a central region and two circumferential ends. The central region is pivotally connected to the front part 16b of the beam 16 with the possibility of rotation about the axis of the hinge, located in the above-mentioned central axial plane P and inclined at an angle ranging from 30° to 60°, for example, component of the order of 45° with the radial plane .

Передний узел 12 также содержит две тяги 19 восприятия усилий, находящиеся на расстоянии друг от друга в окружном направлении и распложенные симметрично по обе стороны от центральной осевой плоскости Р.The front assembly 12 also includes two force-receiving rods 19 spaced apart in the circumferential direction and arranged symmetrically on either side of the central axial plane P.

Каждая тяга 19 восприятия усилий содержит первый конец, расположенный радиально снаружи и ниже по потоку и содержащий проушину 19а, которая шарнирно соединена с окружным концом траверсы 28, и второй конец, который находится радиально внутри и выше по потоку и который содержит проушину 19b, шарнирно соединенную с неподвижной частью газотурбинного двигателя. Неподвижная часть газотурбинного двигателя, с которой шарнирно соединены тяги 19 восприятия усилий, может быть промежуточным корпусом 9.Each force receiving rod 19 has a first end located radially outward and downstream and containing an eyelet 19a which is pivotally connected to the circumferential end of the yoke 28, and a second end which is radially inward and upstream and which contains an eyelet 19b pivotally connected with a fixed part of a gas turbine engine. The stationary part of the gas turbine engine, with which the thrust 19 of the perception of forces are pivotally connected, can be an intermediate housing 9.

Первые концы 19а тяг 19 восприятия усилий шарнирно соединены с траверсой 28 с возможностью поворота вокруг осей, которые параллельны оси шарнирного соединения траверсы 28 с балкой 16.The first ends 19a of the rods 19 for the perception of forces are pivotally connected to the yoke 28 with the possibility of rotation around axes that are parallel to the axis of the swivel of the yoke 28 with the beam 16.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 1, вторые концы 19b тяг 19 восприятия усилий шарнирно соединены с промежуточным корпусом 9 и, более конкретно, с жестким выступом 9’ промежуточного корпуса, который расположен в отсеке между трактами. Шарнирные соединения тяг 19 восприятия усилий с промежуточным корпусом 9 расположены в осевом направлении в области промежуточного корпуса, в которой находится задняя часть редукторного устройства 30. Более точно, эти шарнирные соединения расположены в радиальной плоскости, через которую проходит задняя часть редукторного устройства 30.In the embodiment of the invention shown in FIG. 1, the second ends 19b of the force-receiving rods 19 are pivotally connected to the intermediate housing 9 and, more particularly, to the rigid protrusion 9' of the intermediate housing, which is located in the compartment between the paths. The articulations of the force-receiving rods 19 with the intermediate housing 9 are located in the axial direction in the region of the intermediate housing in which the rear part of the gear device 30 is located. More precisely, these articulations are located in the radial plane through which the rear part of the gear device 30 passes.

Каждая соединительная тяга 19 проходит вдоль оси, наклоненной относительно центральной осевой плоскости Р. Со стороны, находящейся ближе ко входу, тяги 19 восприятия усилий отдаляются друг от друга в окружном направлении.Each connecting rod 19 extends along an axis inclined relative to the central axial plane P. On the side closer to the inlet, the force receiving rods 19 move away from each other in the circumferential direction.

Кроме того, передний узел 12 подвески содержит крепежную пластину 20, проходящую в окружном направлении на некотором угловом секторе и соединенную с межкомпрессорным корпусом 14. Крепежная пластина 20 содержит две боковые проушины 21, симметрично расположенные с двух сторон от центральной осевой плоскости Р, и центральную проушину 22, которая расположена на центральной осевой плоскости Р.In addition, the front suspension assembly 12 includes a mounting plate 20 extending in the circumferential direction on a certain angular sector and connected to the intercompressor housing 14. The mounting plate 20 includes two side lugs 21 symmetrically located on both sides of the central axial plane P, and a central lug 22, which is located on the central axial plane P.

Боковые проушины 21 ориентированы так, чтобы обеспечить возможность шарнирного соединения вдоль оси, параллельной оси Х газотурбинного двигателя 1. Центральная проушина 22 ориентирована так, чтобы обеспечить возможность шарнирного соединения вдоль оси, перпендикулярной оси Х газотурбинного двигателя 1.The side lugs 21 are oriented so as to be articulated along an axis parallel to the X axis of the gas turbine engine 1. The central eye 22 is oriented so as to be articulated along an axis perpendicular to the X axis of the gas turbine engine 1.

Первая и вторая соединительные тяги 23, 23' соединяют соответствующие боковые проушины 17, 21 балки 16 и крепежной пластины 20. Кроме того, чтобы повысить расход потока второго контура может быть полезно уменьшить ширину пилона на уровне заднего узла 13 подвески газотурбинного двигателя. Для этого целесообразно, чтобы задний узел подвески был выполнен относительно узким благодаря отсутствию системы восприятия крутящих усилий Мх, которые действуют на газотурбинный двигатель в окружном направлении относительно оси Х. Тогда восприятие крутящего момента может быть осуществлено на уровне переднего узла 12 подвески. Как хорошо известно, одна из соединительных тяг 23, 23’, например, вторая соединительная тяга 23', которая схематично показана на фиг. 2, может иметь L-образную форму, также известную как «бумеранг». Также, вторая соединительная тяга 23' может содержать два пальца для соединения с балкой, чтобы воспринимать крутящий момент.The first and second connecting rods 23, 23' connect the respective side lugs 17, 21 of the beam 16 and the mounting plate 20. In addition, in order to increase the flow rate of the secondary circuit, it may be useful to reduce the width of the pylon at the level of the rear node 13 of the gas turbine engine mount. To this end, it is expedient that the rear suspension unit be made relatively narrow due to the absence of a system for receiving torque forces Mx, which act on the gas turbine engine in a circumferential direction relative to the X axis. Then the torque absorption can be carried out at the level of the front suspension unit 12. As is well known, one of the connecting rods 23, 23', for example the second connecting rod 23', which is shown schematically in FIG. 2 may be L-shaped, also known as a boomerang. Also, the second connecting rod 23' may include two pins for connecting to the beam to receive the torque.

Третья соединительная тяга 24 соединяет центральную проушину 18 балки 16 и центральную проушину 22 крепежной пластины 20.The third connecting rod 24 connects the central lug 18 of the beam 16 and the central lug 22 of the mounting plate 20.

Первая и вторая соединительные тяги 23 проходят в радиальной плоскости, и каждая из них содержит первый радиально наружный конец, шарнирно соединенный с соответствующей боковой проушиной 17 балки 16 с возможностью поворота вокруг оси шарнирного соединения, которая параллельна оси Х газотурбинного двигателя 1, и второй радиально внутренний конец, шарнирно соединенный с соответствующей боковой проушиной 21 неподвижной пластины 20 с возможностью поворота вокруг оси шарнирного соединения, которая параллельна оси Х газотурбинного двигателя 1.The first and second connecting rods 23 extend in a radial plane, and each of them contains the first radially outer end, pivotally connected to the corresponding side lug 17 of the beam 16 with the possibility of rotation around the axis of the articulated connection, which is parallel to the X axis of the gas turbine engine 1, and the second radially inner end pivotally connected to the corresponding side lug 21 of the fixed plate 20 with the possibility of rotation around the axis of the articulated joint, which is parallel to the X axis of the gas turbine engine 1.

В направлении радиально внутрь первая и вторая соединительные тяги 23 отходят друг от друга в окружном направлении.In the radially inward direction, the first and second connecting rods 23 move away from each other in the circumferential direction.

Одна из соединительных тяг 23 может обладать, в общем, L-образной формой с двумя частями, расположенными под углом друг к другу, как показано на фиг. 2.One of the connecting rods 23 may have a generally L-shape with two parts angled to each other, as shown in FIG. 2.

Третья соединительная тяга 24 проходит в центральной осевой плоскости Р вдоль оси, наклоненной относительно радиальной плоскости R.The third connecting rod 24 extends in the central axial plane P along an axis inclined relative to the radial plane R.

Третья соединительная тяга 24 содержит первый конец, шарнирно соединенный с центральной проушиной 18 балки 16 с возможностью поворота вокруг оси шарнирного соединения, которая перпендикулярна оси Х газотурбинного двигателя 1, и второй конец, шарнирно соединенный с центральной проушиной 22 крепежной пластины 20 с возможностью поворота вокруг оси шарнирного соединения, которая перпендикулярна оси Х газотурбинного двигателя 1. Указанный радиально наружный первый конец расположен ниже по потоку относительно указанного радиально внутреннего второго конца третьей соединительной тяги 24.The third connecting rod 24 comprises a first end pivotally connected to the central lug 18 of the beam 16 with the possibility of rotation around the axis of the articulation, which is perpendicular to the X axis of the gas turbine engine 1, and the second end pivotally connected to the central lug 22 of the mounting plate 20 with the possibility of rotation around the axis swivel, which is perpendicular to the X axis of the gas turbine engine 1. The specified radially outer first end is located downstream relative to the specified radially inner second end of the third connecting rod 24.

Первая и вторая соединительные тяги 23 выполнены с возможностью восприятия усилий, проходящих в радиальном направлении, а также крутящего момента относительно оси Х газотурбинного двигателя 1, при этом третья соединительная тяга 24 обеспечивает восприятие усилий в случае поломки, когда одна из соединительных тяг 23 не может воспринять соответствующие усилия или крутящий момент.The first and second connecting rods 23 are designed to absorb forces passing in the radial direction, as well as torque about the X axis of the gas turbine engine 1, while the third connecting rod 24 provides the perception of forces in the event of a breakdown, when one of the connecting rods 23 cannot perceive appropriate force or torque.

Задний узел 13 подвески содержит две соединительные тяги 25 (фиг. 1), отстоящие друг от друга в окружном направлении и выполненные с возможностью восприятия усилий, проходящих в радиальном направлении.The rear suspension assembly 13 comprises two connecting rods 25 (FIG. 1) spaced from each other in the circumferential direction and configured to absorb forces passing in the radial direction.

Соединительные тяги 25 заднего узла 13 проходят в радиальной плоскости, при этом оси шарнирного соединения указанных соединительных тяг 25 параллельны оси Х газотурбинного двигателя 1.The connecting rods 25 of the rear assembly 13 pass in the radial plane, while the axes of the articulation of said connecting rods 25 are parallel to the X axis of the gas turbine engine 1.

Каждая соединительная тяга 25 заднего узла может быть шарнирно соединена первым концом с задней балкой 26 подвески, которая прикреплена к пилону 11, а вторым концом – с корпусом 15 выхлопного устройства газотурбинного двигателя.Each connecting rod 25 of the rear assembly can be pivotally connected at the first end to the rear suspension beam 26, which is attached to the pylon 11, and at the second end to the casing 15 of the exhaust device of the gas turbine engine.

Claims

1. Gas turbine engine (1), located along the axis (X) and containing a high pressure stage, including a high pressure compressor (4), connected in rotation with a high pressure turbine (6), and a low pressure stage, including a compressor (3) low pressure, connected in rotation with the low pressure turbine (7), the front housing (14) located in front of the high pressure compressor (4), and the means (12, 13) of the suspension of the gas turbine engine (1), made with the possibility of fastening gas turbine engine (1) to the pylon (11) of the aircraft, while these suspension means (12, 13) comprise a front suspension unit (12) containing a beam (16) configured to be mounted on the pylon (11), at least two connecting rods (23, 23', 24) located at a distance from each other in the circumferential direction and each of which is pivotally connected at the first end with the beam (16) and at the second end with the front housing (14), a crosshead (18) , articulated connected to the beam (16) at the level of the region central in the circumferential direction of the specified crosshead (18), at least two rods (19) for the perception of traction forces generated by the gas turbine engine, located at a distance from each other in the circumferential direction and each of which is pivotally connected at the first end (19a) with a traverse (18) and at the second end (19b) with a fixed part (9) of the gas turbine engine (1), and at least two said thrusts (19) for receiving forces are located upstream relative to the radial plane of the suspension , which is defined by two connecting rods (23, 23'), while the suspension means (12, 13) additionally contain a rear suspension unit (13) configured to connect the pylon (11) to the fixed rear housing (15) of the gas turbine engine (1 ).

2. Gas turbine engine (1) according to claim 1, characterized in that the front housing is an intercompressor housing (14) located in the axial direction between the high pressure compressor (4) and the low pressure compressor (3).

3. Gas turbine engine (1) according to claim 1 or 2, characterized in that the first connecting rod (23) and the second connecting rod (23') of said connecting rods pass in the radial plane (R) of the gas turbine engine (1), with in this case, the first end and the second end of each rod of the first and second connecting rods (23, 23') are pivotally connected to the articulated axes parallel to the axis (X) of the gas turbine engine (1).

4. Gas turbine engine (1) according to any one of paragraphs. 1-3, characterized in that the front suspension unit (12) of the suspension means (12, 13) contains a third connecting rod (24), pivotally connected by the first end to the beam (16) and pivotally connected by the second end to the front housing (14), at the same time, at least one articulated connection of the third connecting rod (24) with the beam (16) and/or input housing (14) has a functional clearance so that the third connecting rod (24) is not required during normal operation, but is required in case rupture of one rod from the first and second connecting rods (23, 23').

5. Gas turbine engine (1) according to claim. 4, characterized in that the third connecting rod (24) passes in the axial plane (P) and is pivotally connected by its first and second ends to the axes of the articulated connection perpendicular to the axis (X) of the gas turbine engine (one).

6. Gas turbine engine (1) according to any one of paragraphs. 1-5, characterized in that the second ends of the connecting rods (23, 23', 24) are pivotally connected to the mounting plate (20) fixed to the front housing (14).

7. Gas turbine engine (1) according to any one of paragraphs. 1-6, characterized in that the fixed part (9) of the gas turbine engine (1) is an intermediate housing (9), and the second end of each thrust (19) for the perception of forces is pivotally connected to the protrusion of the intermediate housing (9), while the specified protrusion located in the radial direction between the flow path (2) of the first circuit and the flow path (8) of the second circuit of the gas turbine engine (1).

8. Gas turbine engine (1) according to any one of paragraphs. 1-7, characterized in that the thrusts (19) for the perception of forces pass in a plane forming an angle with the radial plane (R).

9. Gas turbine engine (1) according to any one of paragraphs. 1-8, characterized in that one rod (23') of the connecting rods has an L-shape, which is suitable for the perception of torsional forces Mx acting on the gas turbine engine in the circumferential direction relative to the X axis.

10. Gas turbine engine (1) according to claim 7, characterized in that it contains a gear device (30) for transmitting movement between the shaft of the low pressure cascade and the fan (10) located upstream relative to the intermediate housing (9), while articulated connections of rods (19) for the perception of forces are located on the intermediate housing (9) in the radial plane through which the rear part of the gear device passes.