силовая установка

Формула изобретения

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, снабженный нижней основной коробкой приводов самолетных и двигательных агрегатов с двумя С-образными шарнирно закрепленными на наружной оболочке второго контура полыми участками оболочки канала второго контура, отличающаяся тем, что, с целью уменьшения сопротивления потоку и массы силовой установки, большая часть агрегатов расположена в объеме, ограниченном продольными вертикальными стенками С-образных участков канала второго контура и передними и задними профилированными элементами обтекания, образующими с вертикальными стенками С-образных участков нижнее и верхнее ребра-обтекатели.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а более конкретно к силовым установкам самолетов с двухконтурными турбореактивными двигателями, снабженными агрегатами, расположенными в основном на коробках приводов.

Известны силовые установки с турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД), блоки вспомогательных агрегатов которых установлены на газогенераторе под его обтекателем [1 и 2]. Ввиду непосредственного закрепления коробки приводов на газогенераторе приводные агрегаты находятся в объеме с повышенной температурой, что уменьшает ресурс их работы.

Указанный недостаток устранен в силовой установке с ТРДД, коробке приводов которого расположена за пределами второго контура с его внешней стороны.

Известная силовая установка [3] имеет ТРДД с блоком вспомогательных агрегатов, расположенных снизу на корпусе вентилятора. Снаружи блок вспомогательных агрегатов закрыт отъемными створками, образующими совместно с передним носовым обтекателем и оболочками С-образных участков канала второго контура наружную гондолу двигателя. Сверху оболочки С-образных участков канала шарнирно закреплены на пилоне самолета с зазором между собой, равными ширине пилона. Противоположно расположенные нижние продольные вертикальные стенки С-образных участков выполнены из плоских листов и состыкованы в рабочем положении беззазорно друг с другом по вертикальном плоскости, проходящей по оси двигателя. Привод агрегатов обеспечен валом, пропущенным наклонно через первый и второй контуры двигателя. Передний носок пилона самолета снабжен передним профилированным элементом обтекания.

Расположение блока вспомогательных агрегатов на корпусе вентилятора за пределами второго контура приводит к неоправданно увеличенному диаметру гондолы двигателя и, следовательно, к большому лобовому сопротивлению, увеличению расхода топлива и массы силовой установки. Имеет место и достаточно сложный и неудобный длинный вал передачи мощности от газогенератора к коробке приводов агрегатов. Кроме того, при подвеске двигателя под крылом самолета появляется опасность касания земли гондолой самолета при посадке.

Целью изобретения является устранение указанных недостатков.

Это достигается тем, что в известной силовой установке основная коробка приводов агрегатов и большая часть агрегатов расположена в объеме, ограниченном продольными вертикальными стенками С-образных участков канала второго контура и передними и задними профилированными элементами обтекания, образующими с вертикальными стенками С-образных участков нижнее и верхнее ребра-обтекатели.

Установка основных вспомогательных агрегатов с их коробкой приводов в тракте второго контура позволяет уменьшить массу установки и удельный расход топлива.

На фиг.1 схематически изображена силовая установка самолета; на фиг.2 - сечение А-А на фиг;1; на фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.1.

Силовая установка содержит ТРДД 1, заключенный в гондолу 2 и подвешенный на крыле самолета с помощью пилона 3. Двигатель 1 включает газогенератор 4, вентилятор 5 и наружную оболочку 6 второго контура 7. Подвеску двигателя 1 на пилоне 3 осуществляют передний 8 и задний 9 пояса. Задняя часть второго контура образована двумя С-образными полыми участками 10, шарнирно закрепленным спереди на разнесенных один от другого осях 11 и сзади - на осях 12. Оси установлены на связующей сверху участки 10 перемычках 13 и 14, закрепленных на оболочке 6 второго контура. Стенки 15 и 16 участков 10 обеспечивают плавность переходов по наружной оболочке 6 и по гондоле 2. Стенка 17 является продолжением обтекателя 18 газогенератора. Стыковка стенок 17 и 18 участков 10 происходит беззазорно по стыку 19, расположенному в вертикальной плоскости, проходящей через ось 20 двигателя. Продольные вертикальные стенки 21 С-образных участков 10 разнесены параллельно одна другой на определенное расстояние. К стенкам 21 примыкают передние 22 и задние 23 профилированные элементы обтекания, которые совместно со стенками 21 образуют нижний 24 и верхний 25 ребра-обтекатели. Газогенератор 4 снабжен нижней основной коробкой приводов 26 для привода комплекта агрегатов 27 обслуживания двигателя и самолета (например, электрогенераторов, центрифуг, пневмостартера, топливных насосов, гидронасосов и т.п.). Привод коробки осуществлен от ротора компрессора высокого давления (не показан). Основная коробка приводов 26 с ее агрегатами расположена в объеме 28, ограниченном внутренним объемом нижнего ребра-обтекателя 24. Данный объем образован продольными вертикальными стенками 21 и профильными элементами 22 и 23 по высоте h канала второго ресурса. Внутри нижнего ребра-обтекателя 24 расположены и неприводные габаритные агрегаты, типа топливного фильтра 29 с подогревом топлива и т.п. Внутри верхнего ребра-обтекателя 25 перед пилоном 3 размещены воздухо-воздушные теплообменники 30 системы кондиционирования воздуха, или воздухомасляные теплообменники (не показаны). Часть малогабаритных вспомогательных агрегатов двигателя и самолета (маслобак 31, плунжерный насос 32 подачи гидрожидкости с приводом от ротора компрессора низкого давления и т.п.) расположена в пространстве 33 между обводом гондолы 2 и наружной оболочкой 6 второго контура.

С целью фиксации в рабочем положении С-образных участков 10 стык 19 снабжен быстродействующим замком 34. В процессе полета воздух, нагнетаемый вентилятором 5, приходит через замкнутые полые С-образные участки 10, плавно обтекая ребра 23 и 25, и затем выбрасывается в атмосферу через сопла двигателя.

С целью избежания перегрева агрегатов через внутренние полости под обтекателем 18, стенками 17 и через внутренние полости ребер 24, 25 производится принудительный проток определенной части воздуха второго контура. В процессе осмотра или ремонтных работ С-образные участки 10 поворачивают относительно осей 11 и 12, фиксируют подпорками 35 и получают свободный доступ к агрегатам.

Размещение основной коробки приводов, комплекта габаритных агрегатов двигателя и самолета во втором контуре, а именно в объемах, заключенных в ребрах-обтекателях с их высотой, равной высоте второго контура, дает возможность уменьшить наружный диаметр гондолы двигателя при сохранении оптимальной скорости прохождения воздуха по второму контуру. Фактически получают более эффективное использование имеющегося миделевого сечения гондолы. Уменьшение миделя позволяет уменьшить лобовое сопротивление гондолы и соответственно удельный расход топлива и массу силовой установки. Размещение блока вспомогательных агрегатов в ребрах канала второго контура позволяет избежать длинной трансмиссии привода агрегатов при сохранении низкой окружающей температуры воздуха.