узел двигателя для летательного аппарата

Формула изобретения

1. Узел (1) двигателя для летательного аппарата, содержащий газотурбинный двигатель (2), пилон (4) крепления, а также множество узлов (6а, 6b, 8) подвески двигателя, установленных между пилоном (4) крепления и газотурбинным двигателем (2), при этом крепление газотурбинного двигателя (2) на пилоне (4) осуществляют исключительно при помощи множества узлов (6а, 6b, 8) подвески двигателя, отличающийся тем, что каждый из узлов (6а, 6b, 8) подвески двигателя закрепляют на корпусе (12) компрессора газотурбинного двигателя (2).

2. Узел по п.1, отличающийся тем, что множество узлов (6а, 6b, 8) подвески двигателя содержит первый узел (6а) подвески двигателя и второй узел (6b) подвески двигателя, расположенные симметрично по отношению к плоскости, ограниченной продольной осью (5) газотурбинного двигателя (2) и его вертикальным направлением (Z), а также третий узел (8) подвески двигателя, пересекаемый этой же плоскостью.

3. Узел по п.2, отличающийся тем, что первый, второй и третий узлы (6а, 6b, 8) подвески двигателя крепят на периферической кольцевой части (18) корпуса (12) компрессора.

4. Узел по п.2, отличающийся тем, что первый и второй узлы (6а, 6b) подвески двигателя пересекаются плоскостью, ограниченной продольной осью (5) газотурбинного двигателя (2) и его поперечным направлением (Y).

5. Узел по п.2, отличающийся тем, что первый и второй узлы (6а, 6b) подвески двигателя выполнены, каждый, с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном направлении (X) газотурбинного двигателя (2) и в его вертикальном направлении (Z).

6. Узел по п.2, отличающийся тем, что третий узел (8) подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном направлении (X) газотурбинного двигателя (2) и в его поперечном направлении (Y).

7. Узел по любому из пп.1-6, отличающийся тем, что пилон (4) крепления содержит жесткую конструкцию (10), содержащую множество (30, 130, 230) шпангоутов, выполненных таким образом, чтобы совместно ограничивать часть, по существу, цилиндрической воображаемой поверхности (32) круглого сечения.

8. Узел по п.7, отличающийся тем, что множество (30, 130, 230) шпангоутов содержит, по меньшей мере, один шпангоут (26) в виде кольцевого участка, по существу, с центром на продольной оси (34) воображаемой поверхности (32), при этом продольная ось (34) является параллельной продольному направлению (X) газотурбинного двигателя (2).

9. Узел по п.8, отличающийся тем, что жесткая конструкция (10) пилона (4) крепления содержит центральный кессон (20), расположенный параллельно продольной оси (34) воображаемой поверхности (32) и неподвижно соединенный с каждым шпангоутом (26) в виде кольцевого участка.

10. Узел по п.9, отличающийся тем, что множество (30, 130, 230) шпангоутов дополнительно содержит два боковых шпангоута (28) восприятия тяговых усилий, соответственно находящихся по обе стороны от центрального кессона (20), при этом каждый из двух боковых шпангоутов (28) неподвижно соединен, с одной стороны, с каждым шпангоутом (26) в виде кольцевого участка и, с другой стороны, с центральным кессоном (20).

11. Узел по п.10, отличающийся тем, что множество шпангоутов (130, 230) дополнительно содержит два вторичных боковых шпангоута (142) восприятия тяговых усилий, расположенных соответственно по обе стороны от центрального кессона (20), при этом каждый из двух вторичных боковых шпангоутов (142) неподвижно соединяют, с одной стороны, по меньшей мере, с одним шпангоутом (26) в виде кольцевого участка и, с другой стороны, с центральным кессоном (20).

12. Узел по п.10, отличающийся тем, что множество (230) шпангоутов содержит также два шпангоута (246) поддержки боковых шпангоутов (28) восприятия тяговых усилий, при этом два шпангоута (246) поддержки расположены соответственно по обе стороны центрального кессона (20), и каждый из них неподвижно соединяют, с одной стороны, с одним из двух боковых шпангоутов (26) и, с другой стороны, с центральным кессоном (20).

13. Узел по п.11, отличающийся тем, что множество (230) шпангоутов содержит также два шпангоута (246) поддержки боковых шпангоутов (28) восприятия тяговых усилий, при этом два шпангоута (246) поддержки расположены соответственно по обе стороны центрального кессона (20), и каждый из них неподвижно соединяют, с одной стороны, с одним из двух боковых шпангоутов (26) и, с другой стороны, с центральным кессоном (20).

14. Узел по любому из пп.10-13, отличающийся тем, что каждый из двух боковых шпангоутов (28) восприятия тяговых усилий неподвижно соединяют с концом каждого шпангоута (26) в виде кольцевого участка.

15. Узел по любому из пп.8-13, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один шпангоут (26) в виде кольцевого участка является полукольцом.

16. Узел по п.14, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один шпангоут (26) в виде кольцевого участка является полукольцом.

17. Узел по п.7, отличающийся тем, что диаметр воображаемой поверхности (32), по существу, идентичен диаметру цилиндрической наружной поверхности (38) корпуса (12) компрессора газотурбинного двигателя (2).

18. Узел по п.7, отличающийся тем, что множество шпангоутов (30, 130, 230) имеет форму, по существу, цилиндрической оболочки (40) полукруглого сечения.

19. Летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один узел (1) двигателя по любому из пп.1-18.

Описание изобретения к патенту

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение в целом относится к узлу двигателя для летательного аппарата, содержащему газотурбинный двигатель, пилон крепления, а также множество узлов подвески двигателя, установленных между пилоном крепления и газотурбинным двигателем.

Уровень техники

Как известно, пилон крепления такого узла двигателя предусмотрен для образования соединительной промежуточной конструкции между двигателем типа газотурбинного двигателя и крылом летательного аппарата, оборудованного этим узлом. Она позволяет передавать на конструкцию этого летательного аппарата усилия, создаваемые газотурбинным двигателем, и позволяет также осуществлять прокладку топливных трубопроводов, электрических, гидравлических и воздушных систем между двигателем и летательным аппаратом.

Для обеспечения передачи усилий пилон содержит жесткую конструкцию, например, «кессонного» типа, то есть образованную набором верхних и нижних лонжеронов и боковых панелей, соединенных между собой при помощи поперечных нервюр.

Между газотурбинным двигателем и жесткой конструкцией пилона выполнена монтажная система, причем эта система в основном содержит множество узлов подвески двигателя, состоящих обычно из переднего(их) узла(ов) подвески, неподвижно соединенного(ых) с корпусом компрессора двигателя, и из заднего(их) узла(ов) подвески, неподвижно соединенного(ых) с центральным корпусом этого же двигателя.

Кроме того, монтажная система содержит устройство восприятия тяговых усилий, создаваемых газотурбинным двигателем. В предшествующем уровне техники такое устройство выполнено, например, в виде двух боковых тяг, соединенных, с одной стороны, с задней частью корпуса компрессора газотурбинного двигателя и, с другой стороны, с узлом подвески, установленным на жесткой конструкции пилона, например, с задним узлом подвески.

В качестве информации уточняется, что пилон крепления связан также со второй монтажной системой, установленной между этим пилоном и крылом летательного аппарата, при этом данная вторая система обычно состоит из двух или трех узлов подвески.

Наконец, пилон оборудован вторичной конструкцией, которая обеспечивает разделение и удержание систем и на которой установлены аэродинамические обтекатели.

Как известно специалистам, несмотря на наличие устройства восприятия тяговых усилий, эти тяговые усилия, создаваемые двигателем, обычно вызывают более или менее значительный продольный прогиб этого двигателя, а именно прогиб, возникающий по причине момента сил, действующего в поперечном направлении летательного аппарата.

Когда появляется такой продольный прогиб, в частности, во время фаз полета летательного аппарата, между вращающимися лопатками компрессора и турбины и центральным корпусом двигателя появляются повышенные трения.

Кроме того, отмечается, что вышеупомянутое явление продольного прогиба и, следовательно, трения вращающихся лопаток в значительной мере усиливаются за счет того, что на современных газотурбинных двигателях стремление к все большему повышению степени двухконтурности неизбежно приводит конструкторов к увеличению диаметра компрессора по отношению к диаметру центральной рабочей зоны газотурбинного двигателя.

Главным последствием появляющегося трения является преждевременный износ двигателя, который естественным образом сказывается на сроке службы этого двигателя, а также на эффективности его работы.

Кроме того, следует отметить, что вследствие порывов ветра, действующих, например, в вертикальном направлении или в горизонтальном направлении, могут возникнуть другие явления прогиба двигателя, приводящие к трению между вращающимися лопатками компрессора и турбины и центральным корпусом двигателя.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение призвано предложить узел двигателя для летательного аппарата, который позволит, по меньшей мере, частично устранить вышеуказанные недостатки известных технических решений, при этом изобретение касается также летательного аппарата, содержащего, по меньшей мере, один такой узел.

В связи с этим объектом настоящего изобретения является узел двигателя летательного аппарата, содержащий газотурбинный двигатель, пилон крепления, а также множество узлов подвески двигателя, установленных между пилоном крепления и газотурбинным двигателем, при этом каждый из узлов подвески двигателя крепят на корпусе компрессора газотурбинного двигателя.

Иначе говоря, такое особое расположение узлов подвески двигателя позволяет значительно уменьшить прогиб, возникающий на уровне центрального корпуса, независимо от того, появляется ли этот прогиб в результате тяговых усилий, создаваемых газотурбинным двигателем, или в результате порывов ветра, действующих на различных фазах полета летательного аппарата.

Следовательно, уменьшение вышеупомянутого прогиба приводит к значительному снижению трений между вращающимися лопатками компрессора и турбины и центральным корпусом двигателя и, следовательно, намного снижает потери КПД, связанные с износом этих лопаток.

Выполнение узлов подвески двигателя на корпусе компрессора дает возможность значительно удалить эти узлы подвески друг от друга. Преимуществом такого удаления является то, что оно существенно упрощает конструкцию этих узлов подвески двигателя в силу того, что воспринимаемые ими усилия, связанные с моментом, действующим вдоль данной оси, естественным образом уменьшаются по сравнению с известными техническими решениями, согласно которым узлы подвески двигателя находятся на центральном корпусе и не могут быть удалены друг от друга.

Наконец, отмечается, что узлы подвески двигателя и пилон крепления предпочтительно могут находиться на удалении от горячей части газотурбинного двигателя, что обеспечивает значительное уменьшение термических воздействий на эти элементы.

Предпочтительно множество узлов подвески двигателя содержит первый узел подвески двигателя и второй узел подвески двигателя, расположенные симметрично относительно плоскости, ограниченной продольной осью газотурбинного двигателя и его вертикальным направлением, а также третий узел подвески двигателя, пересекаемый этой плоскостью.

В этой конфигурации можно предусмотреть, чтобы первый, второй и третий узлы подвески двигателя были закреплены на периферической кольцевой части корпуса компрессора, что позволяет им занимать такое положение, при котором они предпочтительно значительно удалены друг от друга.

Предпочтительно первый и второй узлы подвески двигателя пересекаются плоскостью, ограниченной продольной осью газотурбинного двигателя и его поперечным направлением.

Предпочтительно первый и второй узлы подвески двигателя выполнены, каждый таким образом, чтобы воспринимать усилия, действующие вдоль продольного направления газотурбинного двигателя и вдоль его вертикального направления, а третий узел подвески двигателя выполнен таким образом, чтобы воспринимать усилия, действующие вдоль этого же продольного направления газотурбинного двигателя и вдоль его поперечного направления.

Предпочтительно пилон крепления узла двигателя содержит жесткую конструкцию, содержащую множество шпангоутов, выполненных таким образом, чтобы совместно ограничивать часть по существу цилиндрической воображаемой поверхности круглого сечения.

Таким образом, каждый из выполненных шпангоутов имеет кривизну, позволяющую ему располагаться вокруг этой по существу цилиндрической воображаемой поверхности круглого сечения. Вследствие этого они совместно образуют набор жесткой конструкции, который лишь в незначительной степени может стать причиной возмущения вторичного потока, выходящего из кольцевого канала компрессора газотурбинного двигателя, по сравнению с известными техническими решениями, согласно которым пилон крепления выполняют в виде большеразмерного центрального кессона, установленного очень близко к центральному корпусу газотурбинного двигателя.

Действительно, можно предусмотреть, чтобы диаметр воображаемой поверхности был по существу идентичным диаметру наружной цилиндрической поверхности корпуса компрессора, при этом жесткий набор, образованный множеством шпангоутов, в этом случае располагается по существу в продолжение этой наружной поверхности корпуса компрессора и, в целом, в продолжение периферической кольцевой части этого корпуса. Естественно, в данном конкретном случае, когда множество шпангоутов совмещено с участком по существу цилиндрической оболочки круглого сечения, имеющей диаметр, близкий к диаметру корпуса компрессора, возмущения вторичного потока, которые могут возникнуть из-за присутствия этого множества шпангоутов, являются очень незначительными и даже ничтожными.

Это позволяет получить выигрыши в лобовом сопротивлении, в КПД газотурбинного двигателя, а также в расходе топлива.

Например, отмечается, что, если множество шпангоутов в основном совмещено с участком по существу цилиндрической оболочки круглого сечения, оно предпочтительно принимает форму участка по существу цилиндрической оболочки полукруглого сечения, при этом само собой разумеется, что понятие «участок» применяется с учетом наличия пустых пространств между отдельными шпангоутами. Естественно, эта предпочтительная форма вполне подходит для обеспечения легкой установки газотурбинного двигателя на жесткую конструкцию пилона крепления.

Предпочтительно множество шпангоутов содержит, по меньшей мере, один шпангоут в виде кольцевого участка по существу с центром на продольной оси воображаемой поверхности, причем эта продольная ось является параллельной продольному направлению газотурбинного двигателя и предпочтительно совпадает с продольной осью этого газотурбинного двигателя. Например, именно на таком шпангоуте в виде кольцевого участка можно крепить все вышеупомянутые узлы подвески двигателя.

Кроме того, жесткая конструкция пилона крепления может содержать центральный кессон, называемый также центральным торсионным кессоном, который выполняют параллельно продольной оси воображаемой поверхности и который неподвижно соединяют с каждым шпангоутом в виде кольцевого участка. Разумеется, что механическая прочность, обеспечиваемая шпангоутами, позволяет выполнять этот кессон меньших размеров по сравнению с размерами известных кессонов, главным образом, с точки зрения толщины. Благодаря этому центральный кессон тоже может быть причиной лишь очень незначительных возмущений вторичного потока, выходящего из кольцевого канала компрессора. Кроме того, следует также отметить, что небольшая толщина центрального кессона возможна в силу того, что между этим кессоном и центральным корпусом газотурбинного двигателя больше не предусматривается установка заднего узла подвески двигателя, и того, что в результате нет необходимости располагать кессон максимально близко к этому корпусу, как в известных технических решениях.

Предпочтительно множество шпангоутов дополнительно содержит два боковых шпангоута восприятия тяговых усилий, расположенных соответственно по обе стороны от центрального кессона, при этом каждый из двух боковых шпангоутов неподвижно соединяют, с одной стороны, с каждым шпангоутом в виде кольцевого участка и, с другой стороны, с центральным кессоном.

Предпочтительно восприятие тяговых усилий, создаваемых газотурбинным двигателем, в этом случае может осуществляться элементами, являющимися неотъемлемой частью жесткой конструкции пилона крепления. Таким образом, больше нет необходимости предусматривать дополнительное устройство восприятия тяговых усилий типа боковых тяг, которое использовалось в известных технических решениях.

С этой целью для передачи тяговых усилий можно предусмотреть, чтобы множество шпангоутов дополнительно содержало два вторичных боковых шпангоута восприятия тяговых усилий, при этом каждый из этих двух вторичных боковых шпангоутов неподвижно соединяют, с одной стороны, по меньшей мере, с одним шпангоутом в виде кольцевого участка и, с другой стороны, с центральным кессоном.

Кроме того, множество шпангоутов может также содержать два шпангоута поддержки боковых шпангоутов восприятия тяговых усилий, причем эти два шпангоута поддержки расположены соответственно по обе стороны от центрального кессона, и каждый из них неподвижно соединяют, с одной стороны, с одним из боковых шпангоутов и, с другой стороны, с центральным кессоном. Предпочтительно шпангоуты поддержки располагают таким образом, чтобы они работали на растяжение и позволяли избегать прогиба боковых шпангоутов передачи тяговых усилий.

Объектом настоящего изобретения является также летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, один описанный выше узел двигателя.

Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания, представленного в качестве не ограничительного примера.

Краткое описание чертежей

Описание представлено со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 - вид сбоку узла двигателя летательного аппарата согласно предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения;

фиг.2 - схематичный вид в перспективе узла двигателя, показанного на фиг.1, при этом пилон крепления не показан, чтобы яснее представить узлы подвески двигателя;

фиг.3 - увеличенный вид в перспективе пилона крепления узла двигателя, показанного на фиг.1;

фиг.4а и 4b - вид в разрезе соответственно по поперечным плоскостям Р1 и Р2 фиг.3;

фиг.4с - вид в перспективе, иллюстрирующий форму множества шпангоутов, предусмотренную для частичного образования пилона крепления, показанного на фиг.3;

фиг.5 - вид, аналогичный фиг.3, с добавлением схематичного изображения узлов подвески двигателя, закрепленных на пилоне крепления;

фиг.6 - вид, аналогичный фиг.3, где пилон крепления показан в виде первой альтернативы;

фиг 7 - вид, аналогичный фиг.3, где пилон крепления показан в виде второй альтернативы;

фиг.8а-8с - вид сбоку, иллюстрирующий различные этапы операции соединения газотурбинного двигателя с пилоном крепления, показанным на фиг.7;

фиг.9 - частичный вид сбоку узла двигателя для летательного аппарата согласно другому предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения.

Осуществление изобретения

На фиг.1 показан узел двигателя 1 для летательного аппарата согласно предпочтительном варианту выполнения настоящего изобретения, предназначенный для крепления под крылом этого летательного аппарата (на чертеже не показано).

В целом узел 1 двигателя состоит из газотурбинного двигателя 2, пилона 4 крепления, а также множества узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя, обеспечивающих крепления газотурбинного двигателя 2 под этим пилоном 4 (при этом узел 6b подвески двигателя на фиг.1 скрыт узлом 6а подвески двигателя). В качестве информации отмечается, что узел 1 должен быть окружен гондолой (на чертеже не показана) и что пилон 4 крепления содержит другой ряд узлов подвески (на чертеже не показаны), обеспечивающих подвешивание этого узла 1 под крылом летательного аппарата.

В нижеследующем описании условно буквой Х будет обозначено направление, параллельное продольной оси 5 этого газотурбинного двигателя 2, буквой Y обозначено направление, поперечное по отношению к газотурбинному двигателю 2, и буквой Z - вертикальное направление или высота, при этом три направления X, Y и Z образуют между собой прямые углы.

С другой стороны, термины «передний» и «задний» следует рассматривать относительно направления движения летательного аппарата, осуществляемого в результате действия тяги, создаваемой газотурбинным двигателем 2, причем это направление схематично показано стрелкой 7.

На фиг.1 показана только жесткая конструкция 10 пилона 4 крепления. Другие, не показанные конструктивные элементы этого пилона 4, такие как вторичная конструкция, обеспечивающая разделение и удержание систем и поддерживающая аэродинамические обтекатели, являются классическими элементами, идентичными или аналогичными элементам технических решений из предшествующего уровня техники, известных специалистам. По этой причине их подробное описание опускается.

С другой стороны, отмечается, что в передней части газотурбинный двигатель 2 содержит большеразмерный корпус 12 компрессора, ограничивающий кольцевой канал 14 компрессора, и в сторону задней части - центральный корпус 16 меньшего размера, содержащий центральную рабочую часть этого газотурбинного двигателя. Разумеется, что корпусы 12 и 16 неподвижно соединены друг с другом.

Как показано на фиг.1, особенностью настоящего изобретения является то, что все узлы 6а, 6b, 8 подвески двигателя, предпочтительно в количестве трех, закреплены на вышеупомянутом корпусе 12 компрессора.

Действительно, на фиг.2 схематично показано, что первый узел 6а подвески и второй узел 6b подвески расположены симметрично относительно первой плоскости (на чертеже не показана), ограниченной продольной осью 5 и направлением Z.

В частности, оба узла 6а, 6b подвески двигателя закреплены на периферической кольцевой части 18 корпуса 12 компрессора и предпочтительно, как схематично показано, на заднем выходе этой части 18.

В этом случае можно предусмотреть, чтобы первый и второй узлы 6а, 6b подвески были расположены диаметрально противоположно на периферической кольцевой части 18, содержащей цилиндрическую наружную поверхность 38 корпуса 12 компрессора, таким образом, чтобы каждый из этих узлов 6а, 6b подвески двигателя пересекался второй плоскостью, ограниченной продольной осью 5 и направлением Y.

Как схематично показано стрелками на фиг.2, каждый первый и второй узлы 6а, 6b подвески двигателя выполнены с возможностью восприятия усилий, создаваемых газотурбинным двигателем 2, в направлении Х и в направлении Z, но не усилий в направлении Y.

Таким образом, оба узла 6а, 6b подвески двигателя, значительно удаленные друг от друга, совместно обеспечивают восприятие момента, действующего в направлении X, и восприятие момента, действующего в направлении Z.

На фиг.2 также видно, что схематично показанный третий узел 8 подвески двигателя тоже закреплен на периферической кольцевой части 18 корпуса 12 компрессора и тоже предпочтительно на выходе этой части 18.

В качестве информации уточняется, что узлы 6а, 6b, 8 подвески закреплены на периферической кольцевой части 18 корпуса 12 при помощи конструктивных частей (не показаны) двигателя, предпочтительно выполненных на выходе периферической кольцевой части 18. Тем не менее, можно также встретить двигатели, конструктивные части которых находятся ближе к входу периферической кольцевой части 18, поэтому в этом случае узлы 6а, 6b, 8 тоже закреплены ближе к входу двигателя на периферической кольцевой части 18 корпуса 12 компрессора.

Что касается третьего узла 8 подвески двигателя, то он находится на самой верхней части корпуса 12 компрессора, то есть на самой верхней части периферической кольцевой части 18 и, следовательно, условно пересекается вышеуказанной первой плоскостью.

Как схематично показано стрелками на фиг.2, третий узел 8 подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия создаваемых газотурбинным двигателем 2 усилий в направлении Х и в направлении Y, но не усилий в направлении Z.

Таким образом, этот третий узел 8 подвески двигателя совместно с двумя узлами 6а, 6b подвески обеспечивает восприятие момента, действующего в направлении Y.

Следует отметить, что узлы 6а, 6b, 8 подвески двигателя пилона 4 показаны на фиг.1 и 2 схематично и что эти узлы подвески могут быть выполнены в любой известной специалистам форме, такой, например, как форма, соответствующая соединению бугелей и металлических узлов крепления.

Как было указано выше, главным преимуществом описанной конфигурации является то, что полная свобода центрального корпуса 16 по отношению к узлам 6а, 6b, 8 подвески двигателя приводит к существенному уменьшению прогиба этого корпуса во время различных ситуаций в полете летательного аппарата и, следовательно, к значительному снижению износа от трения лопаток компрессора и турбины об этот центральный корпус 16.

Далее со ссылками на фиг.3 следует подробное описание пилона 4 крепления узла 1 двигателя и, в частности, ее жесткой конструкции 10.

Прежде всего необходимо отметить, что жесткая конструкция 10 выполнена симметрично по отношению к вышеуказанной первой плоскости, то есть по отношению к вертикальной плоскости, ограниченной продольной осью 5 газотурбинного двигателя 2 и направлением Z.

Эта жесткая конструкция 10 содержит центральный торсионный кессон 20, выполненный от одного конца до другого конца конструкции 10 в направлении Х и параллельно этому направлению. Например, этот кессон 20 может быть выполнен в виде сборки из двух боковых лонжеронов 22, расположенных в направлении Х в параллельных плоскостях XZ и соединенных друг с другом при помощи поперечных нервюр 24, расположенных в параллельных плоскостях YZ.

Множество 30 шпангоутов дополняет жесткую конструкцию 10, центральный кессон 20 которой находится на уровне верхнего участка этой конструкции 10, при этом каждый из шпангоутов неподвижно соединен с центральным торсионным кессоном 20 и выступает по обе стороны от него в направлении Y.

Особенностью этого множества 30 шпангоутов является то, что оно ограничивает по существу цилиндрическую воображаемую поверхность 32 круглого сечения с продольной осью 34, параллельной центральному кессону 20, как показано на фиг.3. Иначе говоря, каждый из шпангоутов 26, 28, образующих множество 30 шпангоутов, имеет кривизну, позволяющую ему располагаться вокруг и соприкасаться с этой воображаемой поверхностью 32 во всей своей длине. Таким образом, в целом множество 30 шпангоутов образует участок по существу цилиндрической оболочки/клетки круглого сечения, который может располагаться вокруг и на расстоянии от центрального корпуса 16 газотурбинного двигателя 2.

Среди множества шпангоутов 30 прежде всего необходимо отметить наличие нескольких шпангоутов 26 в виде кольцевого участка по существу с центром на продольной оси 34 воображаемой поверхности 32, причем эта ось предпочтительно совпадает с продольной осью 5 газотурбинного двигателя 2.

Таким образом, шпангоуты 26 отстоят друг от друга по направлению Х и выполнены в параллельных плоскостях YZ. Кроме того, они неподвижно соединены с центральным кессоном 20, который пересекает каждый из них посередине. В частности, каждый шпангоут 26 в виде кольцевого участка пересекает оба боковых лонжерона 22 и жестко закреплен на этих двух лонжеронах, например, при помощи сварки или механического соединения.

Например, каждый из этих шпангоутов 26 может быть выполнен в виде единой детали или, например, состоять из двух одинаковых частей, жестко соединяемых друг с другом.

В варианте выполнения, показанном на фиг.3, количество шпангоутов 26 равно четырем, и они имеют длину, уменьшающуюся по мере приближения к задней части конструкции 10. Действительно, отмечается, что шпангоут 26, находящийся ближе всего к передней части конструкции 10 и неподвижно соединенный с передним концом центрального кессона 20, имеет форму полукольца, оба конца которого, следовательно, находятся на уровне плоскости XY, проходящей через продольную ось 34, причем эта плоскость идентична вышеупомянутой второй плоскости. Второй шпангоут 26 имеет длину, несколько меньшую длины полукольца, и так далее вплоть до последнего шпангоута 26, находящегося, например, на уровне центрального участка кессона 20, если смотреть по направлению X.

Необходимо отметить, что передняя часть центрального кессона 20, пересекаемая шпангоутами 26 в виде кольцевого участка, не обязательно требует наличия поперечных нервюр 24, так как боковые лонжероны 22 соединены друг с другом верхней частью этих шпангоутов 26.

Множество 30 шпангоутов содержит также два боковых шпангоута 28 восприятия тяговых усилий (на фиг.3 показан только один из них, учитывая вид в перспективе). Действительно, эти шпангоуты 28 выполнены с возможностью восприятия тяговых усилий, создаваемых газотурбинным двигателем 2 во время различных фаз полета летательного аппарата, с очевидной целью уменьшения продольного прогиба этого газотурбинного двигателя 2 и, в частности, корпуса 12 компрессора.

Шпангоут 28 расположен с каждой стороны центрального кессона 20 и содержит переднюю часть, жестко соединенную со шпангоутами 26, а также заднюю часть, жестко соединенную с центральным кессоном 20. В частности, каждый из двух шпангоутов 28 содержит передний конец, неподвижно соединенный с одним из двух концов самого переднего шпангоута 26, и направлен назад и вверх, будучи жестко соединенным с одним из двух концов каждого из других шпангоутов 26. Далее его задний конец соединяют с боковым лонжероном 22, находящимся с той же стороны, что и рассматриваемый шпангоут 28, на уровне задней части кессона 20. Следует заметить, что в случае необходимости для усиления механической связи между задним концом шпангоута 28 и соответствующим боковым лонжероном 22 можно добавить усилительный элемент 36, причем эту связь можно осуществить при помощи сварки или механического соединения.

На фиг.4а показан вид в разрезе по поперечной плоскости Р1, находящейся между двумя самыми передними шпангоутами 26, а на фиг.4b показан вид в разрезе тоже по поперечной плоскости Р2, находящейся сзади самого заднего шпангоута 26, но перед соединением между шпангоутом 28 и центральным кессоном 20.

На этих фигурах действительно видно, что множество 30 шпангоутов ограничивает часть по существу цилиндрической воображаемой поверхности 32 круглого сечения и что это множество 30 шпангоутов образует участок по существу цилиндрической оболочки/клетки полукруглого сечения с центром на продольной оси 34, что будет показано в описании со ссылкой на фиг.4с.

Необходимо отметить, что для максимального снижения возмущений вторичного потока, выходящего из кольцевого канала 14 компрессора, диаметр цилиндрической воображаемой поверхности 32 предпочтительно по существу идентичен диаметру цилиндрической наружной поверхности 38 кольцевой части 18 корпуса 12 компрессора. С другой стороны, как показано на фиг.4а и 4b, боковые лонжероны 22 образуют выступ лишь на очень небольшом расстоянии внутри пространства 35, ограниченного воображаемой поверхностью 32, поэтому они тоже существенно не влияют на вторичный воздушный поток. Это объясняется, в частности, тем, что лонжероны 22 имеют высоту в направлении Z, весьма незначительную по сравнению с диаметром воображаемой поверхности 32 и наружной поверхности 38. Кроме того, внутрь пространства 35 проходит только нижняя часть этих лонжеронов 22, а другая часть находится над множеством 30 шпангоутов.

Для схематичной иллюстрации предпочтительной формы множества 30 шпангоутов на фиг.4 с видно, что это множество образует только часть по существу цилиндрической оболочки/клетки 40 полукруглого сечения с центром на продольной оси 34, которая охватывает верхнюю половину воображаемой поверхности 32. Таким образом, как показано на этой фиг.4с, заштрихованные части 42 соответствуют частям, недостающим множеству 30 шпангоутов для образования сплошного полуцилиндра 40. Кроме того, из этой фигуры понятно, что множество 30 шпангоутов по существу образует продолжение в заднем направлении периферической кольцевой части 18 корпуса 12 компрессора.

На фиг.5 показано, что жесткая конструкция 10 пилона 4 крепления выполнена с возможностью установки узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя, так как их можно легко закрепить на самом переднем шпангоуте 26. Действительно, первый и второй узлы 6а, 6b подвески двигателя соответственно закреплены на двух концах этого самого переднего шпангоута 26 в виде полукольца, тогда как третий узел 8 подвески неподвижно соединяют с верхней частью этого же шпангоута 26, находящейся между двумя боковыми лонжеронами 22 центрального кессона 20. Кроме того, в случае, когда центральный кессон 20 содержит верхний горизонтальный лонжерон и нижний горизонтальный лонжерон (для простоты на чертеже не показаны), закрывающие этот кессон 20 соответственно сверху и снизу, третий узел 8 подвески находится между этими двумя горизонтальными лонжеронами центрального кессона 20.

Например, все описанные выше конструктивные элементы жесткой конструкции 10, выполнены из металлических материалов, таких как сталь, алюминий, титан, или из композитных материалов, предпочтительно из углерода. Кроме того, каждый из шпангоутов множества 30 шпангоутов может иметь форму листовой полосы, имеющей кривизну.

На фиг.6 и 7 показаны соответственно первый и второй альтернативные варианты выполнения жесткой конструкции 10, описанной со ссылками на фиг.3. На всех фигурах элементы, обозначенные одинаковыми цифровыми позициями, соответствуют идентичным или аналогичным элементам.

На фиг.6 показан первый альтернативный вариант, при этом отмечается, что, хотя множество 130 шпангоутов претерпело изменение по сравнению с описанным ранее множеством 30 шпангоутов, оно, тем не менее, тоже выполнено с возможностью ограничения части по существу цилиндрической воображаемой поверхности 32 круглого сечения и предпочтительно образует часть по существу цилиндрической оболочки/клетки полукруглого сечения с центром на продольной оси 34.

По сравнению с множеством 30 шпангоутов внесено два изменения, при этом шпангоут 26 в виде кольцевого участка, находящийся в самой задней части жесткой конструкции 10 отсутствует, зато добавлены два вторичных боковых шпангоута 142 восприятия тяговых усилий, которые должны выполнять ту же функцию, что и шпангоуты 28.

Шпангоут 142 выполнен с каждой стороны центрального кессона 20 и содержит передний конец, жестко соединенный с одним из двух концов самого переднего шпангоута 26, при этом выполненная механическая связь находится непосредственно над креплением этого переднего шпангоута 26 со шпангоутом 28. Кроме того, вторичный боковой шпангоут 142 восприятия тяговых усилий направлен назад и вверх до места соединения его заднего конца с боковым лонжероном 22, находящимся с той же стороны, что и этот шпангоут 142, на уровне центральной части кессона 20. В данном случае для усиления механической связи между задним концом шпангоута 142 и соответствующим боковым лонжероном 22 добавлен усилительный элемент 144, при этом указанную механическую связь выполняют, например, при помощи сварки или механического соединения.

Кроме того, отмечается, что вторичный боковой шпангоут 142 восприятия тяговых усилий может пересекаться с двумя другими шпангоутами 26 в виде кольцевого участка, не будучи обязательно неподвижно с ними соединенным.

На фиг.7 показан второй альтернативный вариант, при этом отмечается, что, хотя множество 230 шпангоутов претерпело изменение по сравнению с описанным ранее множеством 130 шпангоутов, оно, тем не менее, тоже выполнено с возможностью ограничения части по существу цилиндрической воображаемой поверхности 32 круглого сечения и предпочтительно образует часть по существу цилиндрической оболочки/клетки полукруглого сечения с центром на продольной оси 34.

По сравнению с множеством 130 шпангоутов внесены также два изменения, при этом сохранен только передний шпангоут 26 в виде кольцевого участка и добавлены два шпангоута 246 поддержки шпангоутов 28 восприятия тяговых усилий.

Шпангоут 246 поддержки выполнен с каждой стороны центрального кессона 20 и содержит передний конец, жестко соединенный с передней частью кессона 20. Кроме того, шпангоут 246 поддержки направлен назад и вниз до места соединения его заднего конца со шпангоутом 28 восприятия тяговых усилий, находящимся с той же стороны, что и этот шпангоут 246, на уровне по существу центральной части этого шпангоута 28.

При такой конструкции шпангоуты 246 поддержки работают на растяжение, помогая шпангоутам 28 восприятия тяговых усилий не прогибаться во время различных фаз полета летательного аппарата, и позволяют избежать существенного увеличения промежутка между двумя шпангоутами 28 и 142 с одной стороны жесткой конструкции 10.

Необходимо заметить, что с каждой стороны жесткой конструкции 10, если смотреть сбоку, шпангоуты 142 и 246 по существу образуют X. Кроме того, шпангоут 246 поддержки может пересекаться с вторичным боковыми шпангоутом 142 восприятия тяговых усилий, не будучи обязательно с ним неподвижно соединенным.

Как показано на фиг.7, можно предусмотреть, чтобы оба передних конца двух шпангоутов 246 были неподвижно соединены между собой, например при помощи сварки или механического соединения, между двумя боковыми лонжеронами 22, с которыми они тоже соответственно соединены. Естественно, можно также заменить два шпангоута 246 одним шпангоутом поддержки, выполненным в виде единой детали и расположенным по обе стороны от центрального кессона 20, не выходя при этом за рамки настоящего изобретения.

Наконец, как показано на фиг.3, 6 и 7, в центральный кессон 20 первого и второго альтернативных вариантов выполнения пилона 4 можно также внести незначительные изменения, например в отношении расположения и числа поперечных нервюр 24.

На фиг.8а-8с показаны различные последовательные этапы операции установки газотурбинного двигателя 2 на описанной выше жесткой конструкции 10, то есть на жесткой конструкции, представляющей собой второй альтернативный вариант выполнения.

На первом этапе, как показано стрелками на фиг.8а, газотурбинный двигатель 2, находящийся в положении, в котором его передняя часть слегка наклонена вниз, перемещают вверх, например при помощи классического автопогрузчика (не показан), в направлении удерживаемой неподвижно жесткой конструкции 10.

После того, как газотурбинный двигатель 2 оказывается достаточно приподнятым, чтобы попасть внутрь пространства 35, ограниченного воображаемой поверхностью (на этой фигуре не показана), осуществляют установку узлов 6а, 6b подвески соответственно между концами переднего шпангоута 26 и периферической кольцевой частью 18 корпуса 12 компрессора.

После этого газотурбинный двигатель 2 поворачивают вокруг первого и второго узлов 6а, 6b подвески таким образом, чтобы его корпус 12 компрессора мог подняться, как схематично показано стрелкой на фиг.8b, На фиг.8с показано, что поворот газотурбинного двигателя 2 прекращают, как только периферическая кольцевая часть 18 оказывается достаточно близко от переднего шпангоута 26, чтобы можно было установить третий узел 8 подвески двигателя.

На фиг.9 частично и очень упрощенно показан узел 1 двигателя для летательного аппарата согласно другому предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения, при этом этот узел 1 двигателя по существу идентичен описанному выше.

Отличительным признаком этого другого предпочтительного варианта выполнения является то, что самый передний шпангоут 26 в виде кольцевого участка (на этой фиг.9 остальная часть пилона 4 крепления не показана) содержит выступ 75, направленный внутрь и взаимодействующий с желобом 77, выполненным сзади на периферической кольцевой части 18 корпуса 12 компрессора.

Желоб 77, например, имеющий V-образное сечение, предпочтительно соответствует желобу, обычно выполняемому на периферической кольцевой части 18 для обеспечения крепления устройства реверса тяги. Этот желоб обычно имеет вид полусферы и в основном расположен на верхней части корпуса 12 между положениями узла 6а подвески и узла 6b подвески (на чертеже не показаны).

Таким образом, в случае, когда двигатель не оборудован таким устройством реверса тяги, выступ 75 самого переднего шпангоута 26, предпочтительно выполненный по всей длине последнего и предпочтительно имеющий сечение V-образной формы, может легко заходить в желоб 77.

Таким образом, взаимодействие между выступом 75 и желобом 77 позволяет обеспечить гиперстатическое восприятие усилий в направлении X. Следовательно, узлы 6а, 6b, 8 предпочтительно уже не обеспечивают восприятия усилий в этом направлении X.

Кроме того, уточняется, что в такой конфигурации во время установки узла двигателя прежде всего необходимо позиционировать выступ 75 шпангоута 26 в виде кольцевого участка в желобе 77, выполненном на периферической кольцевой части 18 корпуса 12 компрессора, и лишь затем устанавливать различные узлы 6а, 6b, 8 подвески двигателя.

Разумеется, специалист может внести разные изменения в узел 1 двигателя для летательного аппарата, описанного выше исключительно в качестве не ограничительного примера. В этой связи можно, в частности, указать, что, хотя узел 1 двигателя был представлен в конфигурации, позволяющей подвешивать этот узел под крылом летательного аппарата, этот узел 1 можно также выполнить в конфигурации, позволяющей устанавливать его над этим же крылом.