Узел подвески газотурбинного двигателя

Изобретение относится к узлу (7) подвески газотурбинного двигателя. Узел (7) подвески газотурбинного двигателя содержит балку (10), выполненную с возможностью крепления на пилоне летательного аппарата, и цилиндрическую часть (15), шарнирно соединенную с блоком шарового шарнира. Блок шарового шарнира содержит корпус (11) и сердечник шарового шарнира, шарнирно соединенный с корпусом (11). Цилиндрическая часть (15) установлена с возможностью поворота вокруг своей оси в сердечнике шарового шарнира. Цилиндрическая часть (15) выполнена с возможностью неподвижного соединения с неподвижной частью (8) газотурбинного двигателя, при этом корпус (11) блока шарового шарнира неподвижно соединен с балкой (10). Достигается повышение степени двухконтурности двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Данное изобретение относится к узлу подвески газотурбинного двигателя, в частности, двухконтурного турбореактивного двигателя.

Уровень техники

Двухконтурный турбореактивный двигатель классически содержит проточный тракт для прохождения потока первого контура или проточный тракт первого контура, содержащий от входа к выходу по направлению прохождения потока газа внутри газотурбинного двигателя компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления. Также турбореактивный двигатель содержит проточный тракт для прохождения потока второго контура или проточный тракт второго контура, расположенный радиально снаружи проточного тракта первого контура. Термины «радиальный» и «осевой» определены относительно оси газотурбинного двигателя. Термины «передний» и «задний» определены относительно направления прохождения потока газа внутри газотурбинного двигателя.

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.

В патентной заявке FR 2 867 155, поданной на имя заявителя, раскрыт газотурбинный двигатель, закрепленный на пилоне посредством переднего узла подвески и заднего узла подвески. Передний узел подвески закреплен на промежуточном корпусе, неподвижно соединенном с корпусом вентилятора, а задний узел подвески закреплен на корпусе выходного устройства. Оба корпуса являются конструктивными элементами газотурбинного двигателя.

Функцией устройств 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. Оси Х, Y и Z являются попарно ортогональными.

В дальнейшем тексте описания будет представлен, в частности, передний узел подвески.

Такой известный передний узел подвески классически содержит балку, предназначенную для крепления на пилоне летательного аппарата, цилиндрическую часть, шарнирно соединенную с блоком шарового шарнира, при этом блок шарового шарнира содержит корпус, сердечник шарового шарнира, шарнирно соединенный с корпусом, причем цилиндрическая часть установлена с возможностью поворота вокруг своей оси в сердечнике шарового шарнира. Корпус блока шарового шарнира закреплен на неподвижной части турбореактивного двигателя, например, на промежуточном корпусе или на межкомпрессорном корпусе, находящемся между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления проточного тракта первого контура.

В настоящее время существует потребность в повышении степени двухконтурности турбореактивных двигателей. Можно напомнить, что степень двухконтурности является отношением расхода потока второго контура к расходу потока первого контура. Следовательно, чтобы повысить степень двухконтурности, необходимо увеличить сечение проточного тракта второго контура, что требует, в частности, уменьшения размеров переднего узла подвески, в частности, на уровне зоны его крепления на соответствующем корпусе зоны газотурбинного двигателя.

Раскрытие сущности изобретения

Задачей изобретения является простое, эффективное и недорогое решение этой проблемы.

Для этого объектом изобретения является узел подвески газотурбинного двигателя, содержащий балку, предназначенную для крепления на пилоне летательного аппарата, и цилиндрическую часть, шарнирно соединенную с блоком шарового шарнира, при этом блок шарового шарнира содержит корпус и сердечник шарового шарнира, шарнирно соединенный с корпусом, при этом цилиндрическая часть установлена с возможностью поворота вокруг своей оси в сердечнике шарового шарнира, при этом, согласно изобретению, цилиндрическая часть предназначена для неподвижного соединения с неподвижной частью газотурбинного двигателя, причем корпус блока шарового шарнира неподвижно соединен с балкой.

Цилиндрическая часть имеет диаметр, меньший размеров корпуса блока шарового шарнира, поэтому указанную цилиндрическую часть можно закрепить в зоне газотурбинного двигателя, имеющей небольшое свободное место для обеспечения такого крепления, например, на уровне промежуточного корпуса газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель может быть турбореактивным двигателем, в частности, двухконтурным турбореактивным двигателем.

Узел подвески не принадлежит к газотурбинному двигателю.

Корпус блока шарового шарнира может быть выполнен за одно целое по меньшей мере с частью балки.

Балка может состоять по меньшей мере из двух частей, соединенных друг с другом, например, при помощи винтов или болтов. Указанные части балки могут быть симметричными относительно друг друга.

Таким образом, в случае распространения трещины по одной из частей балки, указанная трещина не затрагивает другую часть балки, которая может полностью выполнять свое назначение.

Цилиндрическая часть может быть установлена по меньшей мере частично в гнезде корпуса, при этом между указанной цилиндрической частью и корпусом имеется зазор.

Зазор, ориентированный перпендикулярно к оси цилиндрической части, между указанной цилиндрической частью и корпусом составляет, например, от 1 до 10 мм.

Зазор, ориентированный вдоль оси цилиндрической части, между указанной цилиндрической частью и корпусом составляет, например, от 1 до 10 мм.

Такие зазоры могут допускать вращение цилиндрической части вокруг двух осей вращения, ортогональных к оси указанной цилиндрической части. Обеспечиваемое этими зазорами вращение цилиндрической части в корпусе вокруг каждой из этих двух осей ограничено, например, значением угла от 2° до 10°.

Узел может содержать соединительный элемент, расположенный в корпусе и установленный с зазором в цилиндрической части, при этом указанный зазор допускается, в частности, в направлении оси цилиндрической части.

Соединительный элемент является, например, цилиндрическим и может быть установлен в цилиндрических отверстиях цилиндрической части и балки. Указанный соединительный элемент выполнен с возможностью выполнения функции защиты после поломки (называемой также “Fail Safe”). Соединительный элемент выполнен с возможностью передавать усилия за счет контакта с цилиндрической частью и/или с балкой в случае выборки вышеупомянутого зазора в результате поломки. Этот зазор составляет, например, от 1 до 10 мм.

Балка может содержать переднюю часть, на уровне которой находится блок шарового шарнира, и заднюю часть, служащую для крепления траверсы, которая должна поддерживать тяги передачи усилия.

Траверса может быть шарнирно установлена на задней части балки. Траверса может иметь два конца, смещенные относительно друг друга в окружном направлении. Каждая тяга может содержать первый конец, шарнирно соединенный с одним из окружных концов траверсы, и второй конец, шарнирно соединенный с неподвижной частью газотурбинного двигателя.

Цилиндрическая часть может содержать фланец, при этом указанный фланец предназначен для крепления на неподвижной части газотурбинного двигателя.

Такое крепление обеспечено, например, при помощи по меньшей мере одного болта или по меньшей мере одного винта.

Цилиндрическая часть может содержать по меньшей мере одну зону в виде выемки, находящуюся напротив винта, при этом указанная зона в виде выемки выполнена на за фланцем.

Зона в виде выемки позволяет вставить винт, в частности, головку винта, и/или соответствующий инструмент для завинчивания с целью крепления цилиндрической части на неподвижной части газотурбинного двигателя.

Цилиндрическая часть может содержать передний цилиндрический конец, находящийся перед фланцем.

Указанный передний конец выполнен с возможностью захождения в гнездо соответствующей формы неподвижной части газотурбинного двигателя для обеспечения центровки и/или прохождения усилия между указанной цилиндрической частью и неподвижной частью газотурбинного двигателя.

Объектом изобретения является также двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий проточный тракт для прохождения потока первого контура, называемый проточным трактом первого контура, ограниченный радиально внутренней стенкой и радиально наружной стенкой, и проточный тракт для прохождения потока второго контура, называемый проточным трактом второго контура, окружающий проточный тракт первого контура и ограниченный радиально внутренней стенкой и радиально наружной стенкой, при этом, согласно изобретению, двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вышеупомянутый узел подвески, причем цилиндрическая часть закреплена на неподвижной части турбореактивного двигателя, находящейся радиально между внутренней стенкой проточного тракта второго контура и наружной стенкой проточного тракта первого контура, при этом указанная неподвижная часть неподвижно соединена по меньшей мере с одной из указанных стенок.

Указанная неподвижная часть может проходить радиально внутрь от внутренней стенки проточного тракта второго контура. Указанная неподвижная часть может быть выполнена за одно целое с внутренней стенкой проточного тракта второго контура.

Проточный тракт второго контура может содержать по меньшей мере одну стойку, проходящую радиально между внутренней и наружной стенками проточного тракта второго контура, при этом указанная стойка находится за вентилятором турбореактивного двигателя, причем неподвижная часть, на которой закреплена указанная цилиндрическая часть, расположена в осевом направлении напротив стойки.

Ступень двухконтурности указанного турбореактивного двигателя может превышать 10.

Изобретение и его другие детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничивающего примера со ссылками на прилагаемые чертежи.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 схематично показана часть двухконтурного турбореактивного двигателя согласно варианту осуществления изобретения, вид в осевом разрезе;

на фиг. 2 детально представлена часть, изображенная на фиг. 1, с показом монтажа заявленного узла подвески на турбореактивном двигателе;

на фиг. 3 показана передняя часть узла подвески, вид в перспективе;

на фиг. 4 показана передняя часть балки, образующая, в частности, корпус блока шарового шарнира, вид в перспективе;

на фиг. 5 показана передняя часть узла подвески, вид в осевом разрезе.

Подробное описание

На фиг. 1 показан двухконтурный турбореактивный двигатель 1 согласно варианту осуществления изобретения. Он проходит вдоль оси Х. В дальнейшем тексте описания термины «осевой» и «радиальный» определены относительно оси Х. Турбореактивный двигатель 1 содержит проточный тракт для прохождения потока первого контура или проточный тракт 2 первого контура, содержащий от входа к выходу по направлению прохождения потока газа внутри газотурбинного двигателя компрессор 3 низкого давления, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления. На фигуре показан только компрессор 3 низкого давления. Турбореактивный двигатель 1 содержит также проточный тракт для прохождения потока второго контура или проточный тракт 4 второго контура, находящийся радиально снаружи проточного тракта 2 первого контура.

Термины «передний» и «задний» определены относительно направления прохождения потоков газа внутри турбореактивного двигателя 1.

Проточный тракт 2 первого контура ограничен радиально внутренней стенкой 2а и радиально наружной стенкой 2b. Точно так же, проточный тракт 4 второго контура ограничен радиально внутренней стенкой 4а и радиально наружной стенкой 4b. На входе в проточные тракты 2, 4 первого и второго контуров находится вентилятор 5. Проточный тракт 4 второго контура содержит по меньшей мере одну стойку 6, проходящую радиально между внутренней 4а и наружной 4b стенками проточного тракта 4 второго контура, таким образом, указанная стойка 6 расположена за вентилятором 5. Указанная стойка 6 может иметь наклон относительно радиального направления.

Турбореактивный двигатель 1 закреплен на пилоне (или стойке, не показана) 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.

В частности, турбореактивный двигатель 1 закреплен на пилоне посредством переднего узла 7 подвески и посредством заднего узла подвески.

Передний узел 7 подвески закреплен на промежуточном корпусе, при этом указанный промежуточный корпус образует, в частности, часть стенок 2а, 2b, 4a, 4b. Задний узел подвески закреплен на корпусе выходного устройства.

В частности, передний узел 7 подвески закреплен на уровне сопрягающего элемента 8, находящегося радиально между внутренней стенкой 4а проточного тракта 4 второго контура и наружной стенкой 2b проточного тракта 2 первого контура, при этом указанный сопрягающий элемент 8 неподвижно соединен по меньшей мере с одной из указанных стенок 4а, 2b или выполнен за одно целое по меньшей мере с одной из указанных стенок 4а, 2b. Таким образом, сопрягающий элемент 8 образует неподвижную часть газотурбинного двигателя.

Сопрягающий элемент 8 может находиться в осевом направлении напротив стойки 6 проточного тракта 4 второго контура и/или напротив компрессора 3 низкого давления проточного тракта 2 первого контура.

Следует отметить, что сопрягающий элемент 8 находится вблизи передней зоны 9 соединения между наружной стенкой 2b проточного тракта 2 первого контура и внутренней стенкой 4а проточного тракта 4 второго контура.

Степень двухконтурности турбореактивного двигателя 1 является относительно высокой и даже очень высокой, например, составляет от 10 до 20. Следовательно, сечение проточного тракта 4 второго контура является большим, и свободное место вблизи указанной зоны 9 соединения является ограниченным в радиальном направлении.

Изобретение позволяет обеспечивать крепление переднего узла 7 подвески в зоне с небольшими радиальными размерами.

Для этого указанный узел 7 подвески содержит балку 10, предназначенную для крепления на пилоне летательного аппарата, например, при помощи винтов или болтов.

Балка 10 в основном проходит в осевом направлении и содержит две части 10а, 10b (фиг. 4), симметричные относительно друг друга, относительно радиальной плоскости и опирающиеся друг на друга на уровне плоской зоны 10с соединения. Балка 10 содержит переднюю часть, образующую корпус 11 блока шарового шарнира, и заднюю часть, содержащую наклонный цилиндрический штифт 12 (фиг. 2), проходящий радиально внутрь. Указанный штифт 12 служит для монтажа не показанной траверсы.

Каждая часть 10а, 10b балки 10 содержит на уровне указанной передней части, образующей корпус 11, фланцы 13, соответственно радиально внутренний и наружный. Фланцы 13 и штифт 12 содержат отверстия 14 для прохождения болтов, позволяющих соединить между собой обе части 10а, 10b балки 10.

Кроме того, узел 7 содержит цилиндрическую часть 15 с осью Y, шарнирно соединенную с корпусом 11 через сердечник 16 шарового шарнира (фиг. 5).

Сердечник 16 шарового шарнира содержит сферическую наружную поверхность, установленную в гнезде соответствующей формы корпуса 11. Корпус 11 и сердечник 16 шарового шарнира образуют блок шарового шарнира. Сердечник 16 шарового шарнира содержит центральное отверстие, в которое заходит цилиндрическая часть. Диаметр центрального отверстия сердечника 16 шарового шарнира по существу соответствует наружному диаметру цилиндрической части 15. Цилиндрическая часть 15 установлена с возможностью поворота вокруг своей оси Y в сердечнике 16 шарового шарнира.

Задний конец цилиндрической части 15 установлен в гнезде 17 корпуса 11 с зазором j1, ориентированным перпендикулярно к оси цилиндрической части 15, и с зазором j2, ориентированным вдоль оси цилиндрической части 15.

Зазор j1 составляет, например, от 1 мм до 10 мм. Зазор j2 составляет, например, от 1мм до 10 мм. Зазоры j1 и j2 позволяют цилиндрической части 15 вращаться вокруг двух осей вращения, ортогональных к оси Y указанной цилиндрической части 15. Допускаемое этими зазорами вращение цилиндрической части 15 в корпусе 11 вокруг каждой из этих двух осей составляет, например, от 2 до 10°.

Кроме того, цилиндрическая часть 15 содержит фланец 18, предназначенный для крепления на сопрягающем элементе 8 при помощи винтов 19.

Напротив каждого винта 19 находится зона 20 в виде выемки, при этом каждая зона 20 в виде выемки выполнена за фланцем 18. Каждая зона 20 в виде выемки позволяет вставить соответствующий винт 19, в частности, головку винта, или соответствующий инструмент для завинчивания.

Цилиндрическая часть 15 содержит также передний цилиндрический конец 21, находящийся перед фланцем 18 и предназначенный для захождения в гнездо соответствующей формы сопрягающего элемента 8 с целью осуществления центровки и/или прохождения усилия между указанной цилиндрической частью 15 и указанным сопрягающим элементом 8.

Кроме того, узел 7 содержит соединительный элемент 22, в данном случае выполненный в виде цилиндрического стержня, установленного с зазором j3 в круглых отверстиях 23 (фиг. 4) корпуса 11 и в отверстии 24 (фиг. 5) цилиндрической части 15.

Указанный соединительный элемент 22 выполнен с возможностью выполнять функцию защиты после поломки (называемую также “Fail Safe”). Таким образом, соединительный элемент 22 может передавать усилия за счет контакта с цилиндрической частью 15 и/или с балкой 10 в случае выборки вышеупомянутого зазора j3 в результате поломки. Зазор j3 составляет, например, от 1 до 10 мм.

1. Узел (7) подвески газотурбинного двигателя (1), содержащий балку (10), выполненную с возможностью крепления на пилоне летательного аппарата, и цилиндрическую часть (15), шарнирно соединенную с блоком шарового шарнира, при этом блок шарового шарнира содержит корпус (11) и сердечник (16) шарового шарнира, шарнирно соединенный с корпусом (11), при этом цилиндрическая часть (15) установлена с возможностью поворота вокруг своей оси (Y) в сердечнике (16) шарового шарнира, отличающийся тем, что цилиндрическая часть (15) выполнена с возможностью неподвижного соединения с неподвижной частью (8) газотурбинного двигателя (1), причем корпус (11) блока шарового шарнира неподвижно соединен с балкой (10).

2. Узел (7) по п. 1, отличающийся тем, что цилиндрическая часть (15) установлена по меньшей мере частично в гнезде (17) корпуса (11), при этом между указанной цилиндрической частью (15) и корпусом (11) имеется зазор (j1, j2).

3. Узел (7) по п. 1 или 2, отличающийся тем, что содержит соединительный элемент (22), установленный в корпусе (11) и установленный с зазором (j3) в цилиндрической части (15), при этом указанный зазор (j3) допускается, в частности, в направлении оси (Y) цилиндрической части (15).

4. Узел (7) по одному из пп. 1-3, отличающийся тем, что балка (10) содержит переднюю часть, на уровне которой находится блок шарового шарнира, и заднюю часть, предназначенную для крепления траверсы, выполненной с возможностью поддержания тяг передачи усилия.

5. Узел (7) по одному из пп. 1-4, отличающийся тем, что цилиндрическая часть (15) содержит фланец (18), при этом указанный фланец (18) предназначен для крепления на неподвижной части (8) газотурбинного двигателя (1).

6. Узел (7) по п. 5, отличающийся тем, что цилиндрическая часть (15) содержит по меньшей мере одну зону (20) в виде выемки, находящуюся напротив винта, при этом указанная зона (20) в виде выемки расположена за фланцем (18).

7. Узел (7) по п. 5 или 6, отличающийся тем, что цилиндрическая часть (15) содержит передний цилиндрический конец (21), расположенный перед фланцем (18).

8. Двухконтурный турбореактивный двигатель (1), содержащий проточный тракт для прохождения потока первого контура, называемый проточным трактом (2) первого контура, ограниченный радиально внутренней стенкой (2а) и радиально наружной стенкой (2b), и проточный тракт для прохождения потока второго контура, называемый проточным трактом (4) второго контура, окружающий проточный тракт первого контура и ограниченный радиально внутренней стенкой (4а) и радиально наружной стенкой (4b), отличающийся тем, что содержит узел (7) подвески по одному из пп. 1-6, причем цилиндрическая часть (15) закреплена на неподвижной части (8) турбореактивного двигателя (1), расположенной радиально между внутренней стенкой (4а) проточного тракта (4) второго контура и наружной стенкой (2b) проточного тракта (2) первого контура, при этом указанная неподвижная часть (8) неподвижно соединена по меньшей мере с одной из указанных стенок (4а, 2b).

9. Турбореактивный двигатель (1) по п. 8, отличающийся тем, что проточный тракт (4) второго контура содержит по меньшей мере одну стойку (6), проходящую радиально между внутренней и наружной стенками (4а, 4b) проточного тракта (4) второго контура, при этом указанная стойка (6) расположена за вентилятором (5) турбореактивного двигателя (1), причем неподвижная часть (8), на которой закреплена указанная цилиндрическая часть (15), расположена в осевом направлении напротив стойки (6).

10. Турбореактивный двигатель (1) по п. 8 или 9, отличающийся тем, что степень двухконтурности указанного турбореактивного двигателя (1) превышает 10.