RU2682206C2 - Изостатическая подвеска турбореактивного двигателя при помощи двойного заднего крепления - Google Patents
Изостатическая подвеска турбореактивного двигателя при помощи двойного заднего крепления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2682206C2 RU2682206C2 RU2016108999A RU2016108999A RU2682206C2 RU 2682206 C2 RU2682206 C2 RU 2682206C2 RU 2016108999 A RU2016108999 A RU 2016108999A RU 2016108999 A RU2016108999 A RU 2016108999A RU 2682206 C2 RU2682206 C2 RU 2682206C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- exhaust
- crankcase
- forces
- turbojet engine
- suspension
- Prior art date
Links
- 239000000725 suspension Substances 0.000 title claims description 28
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims description 4
- 206010009866 Cold sweat Diseases 0.000 claims 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 8
- 230000006870 function Effects 0.000 description 2
- 230000008447 perception Effects 0.000 description 2
- 240000005561 Musa balbisiana Species 0.000 description 1
- 235000018290 Musa x paradisiaca Nutrition 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 239000012895 dilution Substances 0.000 description 1
- 238000010790 dilution Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
-
- 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
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
- B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/04—Mounting of an exhaust cone in the jet pipe
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Exhaust Gas After Treatment (AREA)
Abstract
Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий выпускной картер, имеющий центральную ступицу (13) и средства (11) соединения, выполненные с возможностью передачи усилий, создаваемых турбореактивным двигателем, на конструкцию приводимого в движение этим двигателем летательного аппарата, при этом упомянутые средства соединения являются двумя стойками, проходящими от центральной ступицы, пересекая холодный поток упомянутого турбореактивного двигателя, и отличающимися тем, что они жестко закреплены на упомянутой центральной ступице и расположены диаметрально противоположно друг другу. Дополнительное средство (14) соединения расположено между ступицей (13) и зоной (9) крепления выпускного картера на конструкции (12) летательного аппарата для передачи исключительных нагрузок размерности, при этом упомянутое дополнительное средство соединения при нормальном использовании находится в положении выжидания, не передавая усилий между упомянутой ступицей и упомянутой зоной. Достигается упрощение соединения между пилоном самолета и выпускным картером с целью уменьшения его массы. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области двухконтурных турбореактивных двигателей. В частности, оно относится к устройствам, которые обеспечивают их крепление на соответствующем летательном аппарате.
Тяговый двигатель, такой как турбореактивный двигатель, можно установить в разных местах самолета посредством крепления к стойке или к пилону, принадлежащим к конструкции этого самолета. Она может быть подвешен под крылом, может быть закреплен на фюзеляже, как правило, сзади, или может быть установлен на хвостовом оперении при помощи соответствующих средств крепления. Эти средства крепления предназначены для обеспечения передачи механических усилий между двигателем и конструкцией самолета. При этом нагрузками, которые необходимо учитывать, являются, в частности, вес двигателя по вертикальной оси Z, его тяга по оси Х двигателя и боковые аэродинамические нагрузки по поперечной оси Y. Передаваемые нагрузки включают в себя также восприятие момента кручения вокруг оси двигателя. Кроме того, эти средства должны поглощать, не передавая на стойку или пилон, деформации, которым подвергается двигатель во время различных фаз полета и которые возникают, например, в результате размерных изменений, связанных с тепловыми расширениями или сжатиями.
Обычным вариантом подвески, например, в случае газотурбинного двигателя с вентилятором, является крепление двигателя к пилону, принадлежащему к конструкции самолета (фюзеляж или крыло), при помощи передней подвески или соединения и при помощи задней подвески или соединения. В частности, переднюю подвеску крепят на промежуточном картера, а заднюю подвеску опосредованно на картере выпуска первичного потока. Эти две детали представляют собой конструктивные элементы газотурбинного двигателя, на которые передаются все усилия.
Современные турбореактивные двигатели являются двухконтурными газотурбинными двигателями с высокой степенью разбавления, при этом сжатие вторичного воздушного потока происходит только на одной ступени компрессора, называемой вентилятором. На выходе этой ступени он направляется по каналу непосредственно в реактивное сопло и участвует в тяге двигателя. Таким образом, он проходит между главным корпусом двигателя, ограниченным картерами, и каналом холодного потока (обычно обозначаемого английской аббревиатурой OFD от Outer Fan Duct, то есть наружный канал вентилятора). Для уменьшения веса этот канал в настоящее время выполняют из композиционного материала. Обычно этот канал закреплен на двигателе при помощи соединений, находящихся на его двух продольных концах, при этом первое крепление осуществляют на входе на промежуточном картере, а второе - сзади на конструктивном кольце, установленном на выпускном картере. Выходная часть сопла, содержащая реверс тяги, закреплена на конструктивном кольце, которое содержит для этого крепежный фланец.
Соединение между кольцом канала холодного потока и выпускным картером обычно осуществляют при помощи стоек, которые пересекают холодный поток. В последних решениях, например, таких как решение, описанное в патентной заявке, поданной на имя заявителя и опубликованной 16/11/2012 года под номером FR2975131, его можно также обеспечить при помощи набора профилированных тяг, соединенных, с одной стороны, с каналом холодного воздуха и, с другой стороны, с выпускным картером. В этом случае соединение осуществляют при помощи гиперстатической решетки из попарно совмещенных тяг, как правило, в количестве шести или восьми, которые соединены в трех или четырех точках с конструктивным кольцом, как показано на фиг.2.
На двухконтурных двигателях возникла проблема, которая связана, с одной стороны, с относительно низкой жесткостью канала холодного потока и, с другой стороны, с плечом рычага, существующим между осью, вдоль которой направлена тяга двигателя, и смещенным относительно нее положением точек крепления двигателя. Это плечо рычага и связанный с ним момент сил стремятся деформировать канал холодного потока, заставляя его принять так называемую форму «банана» между фланцем его крепления на промежуточном картере и конструктивным кольцом. Разумеется, эти деформации каркаса двигателя сказываются на нормальной работе двигателя и его характеристиках по причине появления паразитных зазоров между его деталями, и на механической прочности креплений, которые подвергаются напряжениям, действующим не в оптимальном направлении. Для решения этой проблемы заявитель предложил в своей патентной заявке FR1351414, поданной 20 февраля 2013 года, подкрепить конструктивное кольцо канала холодного потока аркой, соединенной с конструкцией самолета на уровне двух точек крепления вместо одной, при этом две точки являются диаметрально противоположными на окружности кольца.
Это усовершенствование, хотя и устраняет деформации канала холодного потока, сохраняет классическое соединение, выполненное в виде решетки тяг между конструктивным кольцом и выпускным картером. Этот узел, который является гиперстатическим для ограничения различных деформаций, которым может подвергаться конструктивное кольцо, имеет большую массу по причине количества как тяг, так и проушин, необходимых для крепления этих тяг на выпускном картере.
Задачей изобретения является упрощение соединения между пилоном самолета и выпускным картером с целью уменьшения его массы.
В связи с этим объектом изобретения является выпускной картер двухконтурного турбореактивного двигателя, оснащенный средством крепления, предназначенным для соединения с конструкцией летательного аппарата, приводимого в движение турбореактивным двигателем, при этом упомянутый картер цилиндрической формы содержит центральную ступицу и средства соединения между упомянутой ступицей и упомянутым средством крепления, выполненные с возможностью передачи усилий, создаваемых на его уровне турбореактивным двигателем при нормальном использовании, при этом упомянутые средства соединения проходят от центральной ступицы и пересекают холодный поток упомянутого турбореактивного двигателя,
отличающийся тем, что упомянутые средства соединения являются стойками, жестко закрепленными на упомянутой центральной ступице.
Жесткость стоек в сочетании с их прочным креплением на выпускном картере позволяет передавать усилия напрямую на соответствующее средство крепления без их прохождения через конструктивное кольцо крепления канала холодного потока. Это позволяет существенно облегчить этот канал.
Предпочтительно соединительные стойки являются радиальными стойками в количестве двух, расположенными диаметрально противоположно друг другу. В данном случае эта конфигурация является изостатической, что соответствует минимальному необходимому количеству средств соединения и, следовательно, оптимальному решению уменьшения массы средств крепления турбореактивного двигателя.
Предпочтительно наружный конец стоек выполнен с возможностью крепления на средстве крепления при помощи соединения типа скользящей или линейной поворотной опоры. Это позволяет допускать движения, создаваемые дифференциальными деформациями деталей.
Предпочтительно средство крепления является аркой подвески, на которой закреплены наружные концы стоек и которая содержит зону крепления, выполненную с возможностью передачи на конструкцию летательного аппарата усилий, передаваемых упомянутым выпускным картером.
Еще предпочтительнее арка подвески может иметь круглую форму, охватывающую канал холодного потока турбореактивного двигателя.
Предпочтительно арка подвески является полукруглой, при этом соединительные стойки выполнены в количестве двух и расположены на диаметре, перпендикулярном к радиусу, проходящему через зону крепления.
В частном варианте выполнения оснащенный выпускной картер содержит также дополнительное средство соединения, которое при нормальном использовании находится в положении выжидания, не передавая усилий между упомянутой ступицей и упомянутой зоной. Добавление этого средства позволяет, рассчитав его соответствующие параметры для особых случаев неисправностей, приводящих к исключительным нагрузкам, освободить стойки и крепежную арку от этой функции и максимально облегчить эти элементы.
Предпочтительно упомянутое средство соединения является тягой, направленной радиально напротив зоны крепления и установленной с возможностью свободного поворота в радиальной плоскости вокруг проушин, расположенных соответственно на упомянутой ступице и на упомянутой зоне крепления, при этом упомянутая тяга содержит по меньшей мере на одном из своих концов радиально ориентированное вытянутое отверстие, в котором проходит ось соответствующей проушины.
Объектом изобретения является также двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий описанный выше выпускной картер.
Наконец, его объектом является двухконтурный турбореактивный двигатель, оснащенный каналом холодного потока и содержащий описанный выше выпускной картер, в котором дополнительное средство соединения пересекает канал холодного потока через отверстие без контакта.
Изобретение, его другие задачи, детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания варианта осуществления изобретения, представленного в качестве иллюстративного и не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 изображает схематичный вид известного турбореактивного двигателя.
Фиг. 2 - вид в изометрии известного выпускного картера, соединенного при помощи решетки тяг с конструктивным кольцом крепления канала холодного потока турбореактивного двигателя.
Фиг. 3 - вид в изометрии турбореактивного двигателя в соответствии с изобретением, оснащенного устройствами его крепления на самолете.
Фиг. 4 - вид в поперечном разрезе турбореактивного двигателя, показанного на фиг. 3, в плоскости его заднего крепления.
Фиг. 5 - детальный вид соединения между конструктивным кольцом и аркой подвески турбореактивного двигателя.
На фиг. 1 схематично показан двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор 101, первичный корпус 102, содержащий на своем выходе выпускной картер 10, принадлежащий к конструкции двигателя, и хвостовой конус 107. Первичный поток, который проходит через первичный корпус, выходит в первичное сопло 104, окружающее хвостовой конус, тогда как вторичный поток, выходящий из вентилятора, направляется на его выходе каналом 105 холодного потока, заканчивающимся вторичным соплом 106. На уровне конструктивного кольца (не показано) канал 105 холодного потока соединен с выпускным картером 10 при помощи решетки тяг 103, которые имеют наклон по отношению к радиальной плоскости двигателя, при этом крепление на канале холодного потока расположено спереди по отношению к креплению на выпускном картере.
На фиг. 2, где представлено известное решение, показан выпускной картер 10, окруженный конструктивным кольцом 7 крепления, предназначенным для поддержания с выходной стороны канала 105 холодного потока этого турбореактивного двигателя. Усилия, связанные с этим поддержанием, передаются на выпускной картер 10 через набор из шести тяг 103, которые закреплены одним из своих концов на кольце 7 и другим концом на выпускном картере при помощи креплений в виде проушин. Как показано на фигуре, тяги 103 расположены попарно тангенциально к выпускному картеру 10 и образуют, таким образом, треугольник, вершины которого находятся на кольце 7 крепления. Их прямолинейная часть обычно выполнена уплощенной и имеет профиль, оказывающий минимально возможное сопротивление вторичному потоку, который они пересекают.
На фиг. 3 представлен вид в перспективе турбореактивного двигателя 1, оснащенного средствами соединения с летательным аппаратом, на котором он установлен. В данном случае он показан в так называемой подвешенной конфигурации под крылом, но он может быть также расположен сбоку фюзеляжа и удерживаться соединениями, закрепленными либо на фюзеляже, либо на хвостовом оперении самолета. В этом случае турбореактивный двигатель находится в положении, повернутом на 90° в одном или другом направлении относительно представленной конфигурации, и в этом случае усилия восприятия веса соединениями распределяются по-другому.
Спереди, на уровне своего промежуточного картера турбореактивный двигатель имеет переднюю точку 3 крепления, которая классически передает усилия тяги на летательный аппарат при помощи шаровой опоры, и сзади - две задние точки 4d и 4g крепления, соединенные с выпускным картером и расположенные диаметрально противоположно друг другу. На этих двух точках крепления закреплена полукруглая арка 8, которая образует заднее средство подвески для турбореактивного двигателя. Эта арка, концы которой закреплены на двух задних точках 4d и 4g крепления, содержит в своем центре зону 9 крепления к пилону или к стойке конструкции самолета и выполняет на уровне выпускного картера 10 те же функции передачи усилий, что и переднее крепление 3 на уровне промежуточного картера. Для этого зона 9 крепления установлена на пилоне 12 самолета при помощи соединения, которое является демпфирующим, благодаря использованию эластомерных материалов, и которое допускает степени свободы как в поворотном движении вокруг поперечной оси Оу, так и в поступательном движении вдоль продольной оси х.
На фиг. 4 показан турбореактивный двигатель 4 в соответствии с изобретением в разрезе на уровне выпускного картера 10 и не конструктивного кольца 7 крепления канала холодного потока. На фигуре детально показана задняя подвеска, и она иллюстрирует, каким образом пилон 12 воспринимает усилия, которые передаются турбореактивным двигателем 1 на уровне его выпускного картера 10.
Выпускной картер 10 содержит две жесткие стойки 11, выполненные радиально от его ступицы 13, параметры которых рассчитаны таким образом, чтобы передавать на пилон 12 самолета все силы, действующие на него при нормальном использовании. Эти стойки проходят через кольцо 7 крепления канала холодного потока, не передавая на него усилия, создаваемые турбореактивным двигателем в радиальной плоскости yOz на уровне его выпускного картера. Что касается кольца 7 крепления, то оно просто соединено с двумя стойками 11 для передачи на них усилий (веса и момента прогиба или кручения), исходящих от канала холодного потока. Эта ситуация отличается от известного решения, описанного в заявке FR1351414, где кольцо 7 является конструктивным кольцом, которое воспринимает через тяги все усилия, действующие на выпускной картер 10, и которое передает их на пилон 12 самолета. В заявленной конфигурации эту передачу усилий на арку 8 подвески обеспечивают непосредственно стойки 11 без участия кольца 7 крепления канала холодного потока, которое можно за счет этого значительно облегчить.
Конец 4d или 4g каждой из стоек 11 выполнен с возможностью его крепления на арке 8 подвески. Предусмотрены также средства соединения (не показаны) кольца 7 канала холодного потока со стойками 11 выпускного картера. Они предназначены только для поддержания канала холодного потока и не участвуют, как было указано выше, в передаче усилий между выпускным картером 10 и конструкцией летательного аппарата.
Для обеспечения этих соединений соединительные оси обеспечивают на уровне концов 4d и 4g стоек условие типа скользящей и даже кольцевой линейной опоры между стойками 11, кольцом 7 и аркой 8. Пример такого соединения, которое обеспечивает необходимые перемещения между этими деталями и позволяет учитывать из возможные дифференциальные деформации, показан на фиг. 5. Стойка 11 выпускного картера проходит через отверстие, выполненное в кольце 7 крепления, что обеспечивает возможность перемещения скольжением в направлении, поперечном к кольцу крепления: кроме того, она закреплена на арке 8 подвески при помощи узла винта 16 и шайбы 17, который образует упор и оставляет ее свободной во вращении при помощи втулки 18, установленной между двумя деталями.
Наконец, при расчете параметров соединения между выпускным картером 10 и стойкой 12 необходимо учитывать исключительные усилия, называемые предельными нагрузками, которые могут возникать в случае, например, разрыва лопатки. Этот случай предусмотрен в известном решении за счет соответствующих размерных параметров конструктивного кольца канала 105 холодного потока и соединительных тяг 103, тогда как заявитель поставил перед собой задачу сохранения целостности двигателя при помощи простого и максимально легкого устройства.
Для этого предусмотрена установка устройства, которое находится в режиме ожидания при нормальном использовании и которое задействуют только при появлении в арке 8 подвески усилий, превышающих определенный порог. Это устройство ослабления усилия добавлено к описанному выше соединению между выпускным картером 10 и пилоном 12, и его параметры рассчитаны таким образом, чтобы учитывать исключительные усилия, которые могут возникнуть, например, в результате потери лопаток.
Как показано на фиг. 4, это устройство представляет собой проходящую радиально тягу 14, которая установлена с возможностью свободного поворота в радиальной плоскости при помощи поворотных соединений на каждом из ее концов. Эта тяга установлена в режиме ожидания с зазором в проушинах, например, при помощи радиально ориентированного вытянутого отверстия по меньшей мере на одном из ее концов. Ее внутренний конец установлен на первой проушине 14а, которая находится на выпускном картере 10, тогда как ее наружный конец установлен на второй проушине 14b, находящейся на зоне 9 крепления арки 8 на пилоне 12. Эти два соединения могут свободно поворачиваться, и длину тяги 14 рассчитывают таким образом, чтобы она не упиралась в оси проушин при нормальном использовании. Однако в случае ненормально высоких усилий и потенциально больших перемещений выпускного картера эта тяга приходит в положение упора, с одной стороны, в выпускной картер 10 и, с другой стороны, в арку 8 на уровне ее зоны 9 крепления, на которую она передает усилия удержания в положении выпускного картера. Ее параметры рассчитаны таким образом, чтобы выдерживать так называемые предельные усилия, и за счет разгрузки стоек 11 и арки подвески, на которые могут действовать такие усилия, она позволяет уменьшить их массу.
Тяга 14 пересекает кольцо 7 крепления канала холодного потока через отверстие 15 без контакта, чтобы на это кольцо не действовали дополнительные нагрузки, в противном случае пришлось бы соответствующим образом предусматривать его размерные параметры, что привело бы к увеличению его массы.
Таким образом, предложенное изобретением решение состоит в замене гиперстатической решетки тяг из известного решения выпускным картером 10, оснащенным встроенными стойками, которые соединены с аркой 8 подвески. Предпочтительно число стоек равно двум, при этом соединение между выпускным картером 10 и пилоном является изостатическим. Эта конфигурация является оптимальной в плане уменьшения массы, которая необходима для обеспечения крепления выпускного картера.
Устройство крепления выпускного картера, состоящее из двух стоек 11, дополнено устройством 14 ослабления усилия, позволяющим воспринимать предельные нагрузки, появляющиеся, например, в результате потери лопатки, и отказаться от расчета размерных параметров стоек и арки подвески для восприятия таких усилий.
Даже допуская некоторое снижение характеристик газотурбинного двигателя сверх определенного порога нагрузок (например, при предельных нагрузках), предложенное изобретение устройство позволяет уменьшить массу арки 8 подвески и ее габаритный размер по толщине, а также повысить безопасность системы крепления и одновременно уменьшить массу выпускного картера.
Claims (14)
1. Выпускной картер двухконтурного турбореактивного двигателя для летательного аппарата, оснащенный средством (8) крепления, предназначенным для соединения с конструкцией летательного аппарата, при этом упомянутый выпускной картер цилиндрической формы содержит центральную ступицу (13), установленную на упомянутом средстве (8) крепления при помощи средств соединения, отличающийся тем, что упомянутые средства соединения содержат стойки (11), жестко закрепленные на упомянутой центральной ступице (13) и проходящие через канал (105) холодного потока, в котором проходит вторичный воздушный поток двухконтурного газотурбинного двигателя и проходящими от нее, пересекая вторичный воздушный поток двухконтурного турбореактивного двигателя, при этом упомянутые стойки (11) выполнены с возможностью передачи на упомянутое средство (8) крепления усилий, создаваемых на уровне упомянутой центральной ступицы (13) турбореактивным двигателем при нормальном использовании, не передавая их на канал (105) холодного потока, причем упомянутые средства (8) крепления являются арками подвески, окружающими канал (105) холодного потока, причем стойки (11) содержат наружные концы 4g, 4d), закрепленные на арке 8 подвески, и являются двумя радиальными стойками, расположенными диаметрально противоположно относительно друг друга и центра выпускного картера.
2. Выпускной картер по п. 1, в котором канал холодного потока состоит из наружного канала вентилятора, окружающего центральную втулку в радиально наружном направлении.
3. Выпускной картер по одному из пп. 1 или 2, в котором указанные наружные концы (4d, 4g) каждой стойки (11) выполнены с возможностью крепления на арках подвески при помощи соединения типа скользящей или линейной поворотной опоры.
4. Выпускной картер по одному из пп. 1 и 2, в котором зона (9) крепления выполнена с возможностью передачи на конструкцию летательного аппарата усилий, передаваемых упомянутым выпускным картером.
5. Выпускной картер по п. 1, в котором арка подвески имеет круглую форму, охватывающую канал (105) холодного потока турбореактивного двигателя.
6. Выпускной картер по п. 4, в котором арка (8) подвески является полукруглой, и соединительные стойки расположены на диаметре, перпендикулярном к радиусу, проходящему через зону крепления.
7. Выпускной картер по п. 4, содержащий также дополнительное средство (14) соединения между его ступицей (13) и упомянутой зоной (9) крепления, при этом упомянутое дополнительное средство соединения находится в положении выжидания, не передавая усилий между упомянутой ступицей и упомянутой зоной (9) крепления, и выполнено с возможностью передачи усилий между упомянутой ступицей (13) и упомянутой зоной (9) крепления, когда в указанной арке (8) подвески появляются усилия, превышающие определенный порог.
8. Выпускной картер по п. 7, в котором упомянутое дополнительное средство соединения является тягой (14), размеры которой рассчитаны таким образом, чтобы выдерживать ненормально большие усилия, называемые предельными нагрузками, приводящие к потенциально большим перемещениям выпускного картера.
9. Выпускной картер по п. 8, в котором упомянутая тяга (14) направлена радиально напротив зоны (9) крепления и установлена с возможностью свободного поворота в радиальной плоскости вокруг проушин (14а, 14b), расположенных соответственно на упомянутой ступице и на упомянутой зоне крепления, по меньшей мере одно радиально ориентированное вытянутое отверстие расположено на по меньшей мере одном конце указанной тяги, причем по меньшей мере одна проушина проходит через радиально ориентированное вытянутое отверстие.
10. Выпускной картер по одному из пп. 7 или 8, в котором дополнительное средство (14) соединения пересекает канал (105) холодного потока через отверстие (15) без контакта с каналом холодного воздуха.
11. Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий выпускной картер (10) по одному из пп. 1-10.
12. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 11, в котором соединительные стойки (11) проходят через канал (105) холодного потока на уровне кольца (7) крепления канала холодного потока.
13. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 12, в котором каждая стойка (11) выпускного картера проходит через отверстие, выполненное в кольце (7) крепления.
14. Двухконтурный турбореактивный двигатель по одному из пп. 12 и 13, в котором арка подвески удерживается соединительными стойками (11) при помощи средств соединения, соединяющих арку подвески с соединительными стойками (11), при этом упомянутое кольцо (7) крепления не участвует в передаче усилий между выпускным картером (10) и конструкцией летательного аппарата.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1358221 | 2013-08-28 | ||
FR1358221A FR3010147B1 (fr) | 2013-08-28 | 2013-08-28 | Suspension isostatique d'un turboreacteur par double support arriere |
PCT/FR2014/052109 WO2015028747A1 (fr) | 2013-08-28 | 2014-08-21 | Suspension isostatique d'un turboréacteur par double support arrière |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2016108999A RU2016108999A (ru) | 2017-10-03 |
RU2016108999A3 RU2016108999A3 (ru) | 2018-07-19 |
RU2682206C2 true RU2682206C2 (ru) | 2019-03-15 |
Family
ID=49510354
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016108999A RU2682206C2 (ru) | 2013-08-28 | 2014-08-21 | Изостатическая подвеска турбореактивного двигателя при помощи двойного заднего крепления |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9863273B2 (ru) |
EP (1) | EP3039254B1 (ru) |
CN (1) | CN105579672B (ru) |
BR (1) | BR112016004104B1 (ru) |
CA (1) | CA2921900C (ru) |
FR (1) | FR3010147B1 (ru) |
RU (1) | RU2682206C2 (ru) |
WO (1) | WO2015028747A1 (ru) |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB201418396D0 (en) * | 2014-10-17 | 2014-12-03 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine support structures |
FR3051831B1 (fr) * | 2016-05-26 | 2018-05-18 | Safran Aircraft Engines | Carter d'echappement de turbomachine et son procede de fabrication |
FR3051832B1 (fr) * | 2016-05-26 | 2019-09-06 | Safran Aircraft Engines | Procede de fabrication d'un carter d'echappement de turbomachine |
FR3085358B1 (fr) * | 2018-08-31 | 2020-09-25 | Safran Nacelles | Ensemble et procede de manutention d’un ensemble propulsif d’aeronef |
CN109592056B (zh) * | 2018-11-02 | 2022-03-15 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种加油机吊舱悬挂方法 |
RU199280U1 (ru) * | 2019-03-07 | 2020-08-25 | Публичное акционерное общество "МОТОР СИЧ" | Корпус подвески турбовинтового двигателя |
US11274630B2 (en) * | 2020-02-27 | 2022-03-15 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Exhaust nozzle with vane support structure for a gas turbine engine |
US11959390B2 (en) * | 2022-08-09 | 2024-04-16 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine exhaust case with blade shroud and stiffeners |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2021696A (en) * | 1978-05-22 | 1979-12-05 | Boeing Co | Turbofan engine mounting |
GB2061389A (en) * | 1979-10-23 | 1981-05-13 | Rolls Royce | Rod installation for a gas turbine engine |
US5181675A (en) * | 1991-05-23 | 1993-01-26 | Societe Nationale D'etude Et Moteurs D'aviation S.N.E. | Pod for suspending a turbojet engine unit of the bypass type under the wing of an aircraft |
SU849694A1 (ru) * | 1980-03-12 | 1996-09-20 | А.А. Бобух | Устройство для крепления двухконтурного турбореактивного двигателя |
RU2238224C1 (ru) * | 2003-04-07 | 2004-10-20 | Государственное предприятие "Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" им. акад. А.Г. Ивченко" | Задний пояс подвески газотурбинного двухконтурного двигателя |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1351414A (fr) | 1962-09-18 | 1964-02-07 | Eastman Kodak Co | Instrument de mesure électrique et ses applications |
GB9116986D0 (en) * | 1991-08-07 | 1991-10-09 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nacelle assembly |
US5205513A (en) * | 1991-09-26 | 1993-04-27 | General Electric Company | Method and system for the removal of large turbine engines |
BRPI0717730A2 (pt) | 2006-10-11 | 2013-10-22 | Aircelle Sa | Nacela para motor turbojato de contorno, conjunto de propulsão e avião |
FR2907098B1 (fr) * | 2006-10-11 | 2010-04-16 | Aircelle Sa | Nacelle pour turboreacteur double flux |
FR2924094B1 (fr) | 2007-11-23 | 2010-01-15 | Snecma | Turboreacteur suspendu a un pylone d'aeronef |
FR2928180B1 (fr) * | 2008-02-28 | 2010-04-02 | Airbus France | Ensemble moteur pour aeronef comprenant une structure annulaire de transfert d'efforts entourant le carter central d'un turboreacteur. |
US8621874B2 (en) * | 2009-08-25 | 2014-01-07 | Honeywell International Inc. | Turbomachine core coupling assembly |
FR2952126B1 (fr) | 2009-11-04 | 2011-12-23 | Snecma | Turbomachine a double flux pour aeronef, comprenant des moyens structuraux de rigidification du carter central |
ES2391967B1 (es) | 2010-01-14 | 2013-10-10 | Airbus Operations, S.L. | Pilón de soporte de motores de aeronaves. |
FR2975131B1 (fr) | 2011-05-09 | 2015-12-25 | Snecma | Suspension du canal de flux froid d'un turboreacteur par des biellettes et des chapes radiales sur le carter d'echappement |
CA2756914C (en) * | 2011-11-04 | 2019-01-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbofan mounting arrangement |
-
2013
- 2013-08-28 FR FR1358221A patent/FR3010147B1/fr active Active
-
2014
- 2014-08-21 EP EP14786973.9A patent/EP3039254B1/fr active Active
- 2014-08-21 CA CA2921900A patent/CA2921900C/fr active Active
- 2014-08-21 CN CN201480052157.7A patent/CN105579672B/zh active Active
- 2014-08-21 RU RU2016108999A patent/RU2682206C2/ru active
- 2014-08-21 US US14/914,349 patent/US9863273B2/en active Active
- 2014-08-21 BR BR112016004104-6A patent/BR112016004104B1/pt active IP Right Grant
- 2014-08-21 WO PCT/FR2014/052109 patent/WO2015028747A1/fr active Application Filing
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2021696A (en) * | 1978-05-22 | 1979-12-05 | Boeing Co | Turbofan engine mounting |
GB2061389A (en) * | 1979-10-23 | 1981-05-13 | Rolls Royce | Rod installation for a gas turbine engine |
SU849694A1 (ru) * | 1980-03-12 | 1996-09-20 | А.А. Бобух | Устройство для крепления двухконтурного турбореактивного двигателя |
US5181675A (en) * | 1991-05-23 | 1993-01-26 | Societe Nationale D'etude Et Moteurs D'aviation S.N.E. | Pod for suspending a turbojet engine unit of the bypass type under the wing of an aircraft |
RU2238224C1 (ru) * | 2003-04-07 | 2004-10-20 | Государственное предприятие "Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" им. акад. А.Г. Ивченко" | Задний пояс подвески газотурбинного двухконтурного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
BR112016004104A2 (ru) | 2017-08-01 |
CA2921900C (fr) | 2021-03-16 |
EP3039254B1 (fr) | 2017-04-19 |
CA2921900A1 (fr) | 2015-03-05 |
FR3010147A1 (fr) | 2015-03-06 |
FR3010147B1 (fr) | 2015-08-21 |
EP3039254A1 (fr) | 2016-07-06 |
US9863273B2 (en) | 2018-01-09 |
RU2016108999A (ru) | 2017-10-03 |
CN105579672A (zh) | 2016-05-11 |
BR112016004104B1 (pt) | 2022-01-04 |
RU2016108999A3 (ru) | 2018-07-19 |
CN105579672B (zh) | 2018-10-26 |
US20160200443A1 (en) | 2016-07-14 |
WO2015028747A1 (fr) | 2015-03-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2682206C2 (ru) | Изостатическая подвеска турбореактивного двигателя при помощи двойного заднего крепления | |
EP1847457B1 (en) | Aeroengine mounting | |
CA2701548C (en) | Arrangement for mounting an engine on the airframe of an aircraft | |
JP4936672B2 (ja) | フェールセーフ航空機エンジン取付けシステム | |
US10336458B2 (en) | Aircraft assembly comprising a mounting strut built into the nacelle and arranged at the rear section of the fuselage | |
US8523516B2 (en) | Bypass turbojet engine nacelle | |
US7789344B2 (en) | Aircraft engine mounting device attachment arrangement | |
US7815145B2 (en) | Mounting system for use in mounting a gas turbine engine | |
US10494113B2 (en) | Aircraft engine assembly, comprising an engine attachment device equipped with structural movable cowls connected to the central box | |
US8733693B2 (en) | Aircraft engine assembly comprising an annular load-transfer structure surrounding the central casing of a turbojet engine | |
EP1918203A1 (en) | Tail cone for aircraft with movable fairing and support structure for auxiliary power unit and the ancillary elements thereof | |
EP3497017B1 (en) | Mounting systems for aircraft engines | |
US20050269446A1 (en) | Aircraft engine mount | |
US10246196B2 (en) | Aircraft engine assembly comprising at least two rear engine attachments axially shifted from each other | |
CN112805219B (zh) | 包括悬架构件的涡轮机 | |
US20140217233A1 (en) | Aircraft propulsion assembly | |
US20130233997A1 (en) | Turbine engine case mount | |
US20220411084A1 (en) | Propulsion unit with propeller and electric motor comprising an adapted primary structure, and aircraft having at least one such propulsion unit | |
US10184401B2 (en) | Turbojet engine suspension using a double rear support | |
EP2883795B1 (en) | Engine mount | |
US10562639B2 (en) | Aircraft engine assembly, comprising an attachment device for the engine equipped with a structural cover attached on a central box | |
CN103153789A (zh) | 用于悬挂飞行器推进单元的挂架的附接组件 | |
GB2527709B (en) | Structure for suspending a twin prop-fan engine from a structural element of an aircraft | |
US11440670B2 (en) | Suspension device | |
US11077955B2 (en) | Jet engine with a linking device |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
HZ9A | Changing address for correspondence with an applicant |