Результат интеллектуальной деятельности: УСТАНОВКА КПА НА ПРОМЕЖУТОЧНЫЙ КОРПУС ВЕНТИЛЯТОРНОГО ОТСЕКА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Предпосылки создания изобретения

Настоящее изобретение в целом относится к области установки приводного узла агрегатов на турбореактивный двигатель.

В турбореактивном двигателе агрегаты, например, насосы для производства гидравлической энергии, подачи топлива и выполнения смазки, а также электрические генераторы для производства электрической энергии и т.д., сгруппированы вместе в узле, обычно именуемом коробкой приводов агрегатов (КПА). Такой узел обычно содержит одну или несколько зубчатых передач, приводимых во вращение мощностью, отбираемой от вала турбореактивного двигателя, и соединенных с различными агрегатами.

В турбореактивных двигателях семейства CFM® КПА обычно установлены в зоне или области вентиляторного отсека. Точнее, они подвешены на фланцах, образованных на металлическом удерживающем лопатки корпусе упомянутого вентиляторного отсека.

Впрочем, в попытке уменьшить вес удерживающие корпусы вентиляторных отсеков все чаще и чаще изготавливают из композитного материала. К сожалению, непросто изготовить фланцы, обеспечивающие прикрепление КПА к таким корпусам, выполненным из композитного материала.

Кроме того, производители летательных аппаратов требуют, чтобы турбореактивные двигатели выдавали все более высокие уровни электрической мощности, что обычно ведет к установке на КПА двух объемных электрических генераторов. В результате при монтаже КПА в области вентиляторного отсека гондолу турбореактивного двигателя расширяют в соответствии с упомянутой КПА с целью уменьшения площади передней поверхности гондолы. Однако упомянутое расширение приводит к термодинамическим воздействиям, которые очень негативно влияют на эксплуатационные характеристики.

Для решения этих задач известна установка КПА в центральный отсек или "центре" турбореактивного двигателя и более конкретно вокруг компрессора высокого давления турбореактивного двигателя. Однако этот тип установки приводит к техническим затруднениям. В частности, при установке значительной нагрузки на корпус компрессора высокого давления возрастает риск снижения характеристик упомянутого корпуса из-за явления овализации корпуса (овализация имеет соответственно больший эффект при небольшом диаметре корпуса компрессора). Кроме того, наличие воздушных трубок для стравливания воздуха выше по потоку от компрессора высокого давления на некоторых этапах полета ограничивает возможности прикрепления КПА к компонентам отсека центра иначе, чем к корпусу компрессора высокого давления.

Задача и сущность изобретения

Таким образом, главной целью настоящего изобретения является преодоление этих недостатков путем обеспечения способа установки КПА в отсек центра турбореактивного двигателя без ухудшения характеристик компрессора высокого давления турбореактивного двигателя.

Эта цель достигнута с помощью промежуточного корпуса вентиляторного отсека турбореактивного двигателя, содержащего: обечайку, сцентрированную по продольной оси газотурбинного двигателя,

- кольцевую щеку, сцентрированную по продольной оси газотурбинного двигателя и установленную напротив расположенной ниже по потоку стороны обечайки,

- подвесную балку, прикрепленную к щеке и простирающуюся ниже по потоку параллельно продольной оси газотурбинного двигателя, и

- КПА, подвешенную на балке и содержащую расположенную выше по потоку боковую сторону, аксиально пространственно отделенную от щеки, расположенную ниже по потоку боковую сторону, противоположную расположенной выше по потоку боковой стороне, и множество агрегатов, установленных напротив ее расположенной ниже по потоку боковой стороны и распределенных относительно продольной оси газотурбинного двигателя.

Промежуточный корпус турбореактивного двигателя расположен между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления. Кроме того, КПА, которая подвешена на балку, прикрепленную к щеке промежуточного корпуса, может быть размещена вокруг компрессора высокого давления турбореактивного двигателя, не будучи напрямую прикрепленной к нему. Таким образом, устраняется любой риск снижения характеристик корпуса компрессора высокого давления из-за овализации. Кроме того, установка КПА в соответствии с изобретением позволяет отодвинуть КПА от щеки промежуточного корпуса таким образом, чтобы оставить пространство для прохода воздушных трубок для стравливания воздуха выше по потоку от компрессора высокого давления.

В предпочтительном варианте осуществления, КПА прикреплена одним концом к балке, а противоположным концом к вилке, которая прикреплена к щеке, при этом корпус дополнительно содержит топливный узел, прикрепленный одним концом к вилке щеки, а противоположным концом к балке. Таким образом, добавление топливного узла обеспечивает образование вместе с КПА замкнутого круга, сцентрированного на продольной оси турбореактивного двигателя, что облегчает сбалансирование весов оптимальным образом относительно упомянутой продольной оси. Кроме того, каждую КПА можно снять независимо от других, что облегчает ее техническое обслуживание.

В этом случае топливный узел может содержать расположенную выше по потоку боковую сторону, аксиально пространственно отделенную от щеки, расположенную ниже по потоку боковую сторону, противоположную расположенной выше по потоку боковой стороне, и множество единиц топливного оборудования, установленных напротив его расположенной ниже по потоку боковой стороны.

Предпочтительно, что КПА дополнительно содержит передаточный узел, установленный напротив ее расположенной выше по потоку боковой стороны.

Также предпочтительно, что корпус дополнительно содержит по меньшей мере одну тягу восприятия осевого усилия, прикрепленную одним концом к щеке, а противоположным концом к расположенной выше по потоку боковой стороне КПА.

Вспомогательное оборудование КПА может содержать: по меньшей мере один электрический генератор для питания самолета электрической энергией, генератор переменного тока для питания электроэнергией электрического оборудования газотурбинного двигателя, стартер для запуска газотурбинного двигателя, по меньшей мере один гидравлический насос для питания самолета гидравлической энергией, топливный насос и смазочный насос.

Изобретение также относится к вентиляторному отсеку турбореактивного двигателя, содержащему удерживающий корпус, сцентрированный на продольной оси газотурбинного двигателя, и вышеописанный промежуточный корпус, прикрепленный к удерживающему корпусу.

Изобретение дополнительно относится к турбореактивному двигателю, включающему в себя вышеописанный промежуточный корпус.

Краткое описание чертежей

Другие свойства и преимущества настоящего изобретения будут понятны из нижеследующего описания, выполненного со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых показан имеющий не ограничительный характер вариант осуществления. На чертежах:

Фиг.1 - вид сбоку турбореактивного двигателя, оснащенного промежуточным корпусом согласно изобретению, и

Фиг.2 - вид в разрезе по линии II-II, показанной на фиг.1.

Подробное описание варианта осуществления

Фиг.1 представляет собой вид сбоку, на которой показан турбореактивный двигатель 10, являющийся турбореактивным двигателем двухвального двухконтурного типа, оснащенный промежуточным корпусом согласно изобретению. Естественно область применения изобретения распространяется на другие типы турбореактивных двигателей.

Известно, что такой турбореактивный двигатель 10 имеет расположенный выше по потоку отсек, в котором размещен вентилятор, называемый также вентиляторным отсеком Cs, а также расположенный ниже по потоку отсек, в котором размещена остальная часть турбореактивного двигателя, также называемый «центром» Cc или центральным отсеком.

Точнее вентиляторный отсек Cs включает в себя удерживающий лопатки корпус 12, образованный обечайкой 14 (предпочтительно выполненной из композитного материала), сцентрированной на продольной оси X-X турбореактивного двигателя и расположенной на обоих его концах с фланцами, а именно расположенным выше по потоку фланцем 16 и расположенным ниже по потоку фланцем 18.

Вентиляторный отсек также включает в себя промежуточный корпус 20, прикрепленный к расположенному ниже по потоку фланцу 18 удерживающего корпуса 12. Упомянутый промежуточный корпус образован металлической обечайкой 22, сцентрированной на продольной оси X-X турбореактивного двигателя, и кольцевой щекой 24, сцентрированной на продольной оси X-X, и которая установлена напротив расположенной ниже по потоку стороны обечайки 22 (фиг.2).

Кроме того, турбореактивный двигатель 10 подвешен на крыле самолета (не показано) посредством пилона 26, при этом упомянутый пилон соединен с турбореактивным двигателем с помощью подвесной балки 28, прикрепленной к щеке 24 промежуточного корпуса 20. Эта подвесная балка простирается ниже по потоку параллельно продольной оси X-X турбореактивного двигателя.

Согласно изобретению предусмотрено использование упомянутой подвесной балки 28, предназначенной для прикрепления пилона 26, для подвешивания коробки приводов агрегатов (КПА) турбореактивного двигателя, при этом КПА размещают, точнее говоря, вокруг компрессора высокого давления турбореактивного двигателя.

КПА включает в себя расположенную ниже по потоку боковую сторону 30a, которая является, по существу, плоской, а также расположенную выше по потоку боковую сторону 30b, которая является, по существу, плоской и противоположной расположенной ниже по потоку боковой стороне. Наличие подвесной балки обеспечивает аксиальное пространственное отделение КПА от щеки промежуточного корпуса. Таким образом, пространство, оставленное между этими двумя элементами, позволяет пропустить через него воздушные трубки 31 для стравливания воздуха выше по потоку от компрессора высокого давления турбореактивного двигателя.

Кроме того, КПА 30 включает в себя одну или несколько зубчатых передач (не показаны), приводимых во вращение путем отбора мощности от вала турбореактивного двигателя. Множество агрегатов установлено напротив расположенной ниже по потоку боковой стороны 30a КПА 30, и каждая из них представляет собой приводной вал, соединенный с одной из зубчатых передач КПА. Эти приводные валы (не показаны на чертежах) пролегают в направлении, по существу параллельном продольной оси X-X.

Среди этих агрегатов имеются два электрических генератора 32 для питания самолета электрической энергией, генератор 34 переменного тока для питания электроэнергией электрического оборудования газотурбинного двигателя, стартер (не показан) для запуска газотурбинного двигателя, гидравлический насос (не показан) для питания самолета гидравлической энергией, топливный насос 36 и смазочный насос 38. Естественно на КПА могут быть установлены иные агрегаты, отличные от вышеупомянутого.

Кроме того, КПА 30 включает в себя передаточный узел 40 (фиг.2), через который проходит вал, отбирающий мощность от вала турбореактивного двигателя, что обеспечивает привод различных агрегатов. Упомянутый передаточный узел 40 предпочтительно устанавливают напротив расположенной выше по потоку боковой стороны 30b КПА.

Одним из своих концов КПА 30 прикреплена к подвесной тяге 44, при этом сама упомянутая подвесная тяга прикреплена к поперечной штанге 46, образующей поперечину и прикрепленной к подвесной балке 28. На противоположном конце КПА 30 соединена с вилкой 48, прикрепленной к щеке 24 промежуточного корпуса 20.

В особенно предпочтительном варианте осуществления промежуточный корпус дополнительно включает в себя топливный узел 50, прикрепленный одним концом к вилке 48 щеки 24 и противоположным концом к подвесной балке 28 (через подвесную тягу 52, прикрепленную к поперечной штанге 46).

Топливный узел 50 содержит расположенную выше по потоку боковую сторону, аксиально пространственно отделенную от щеки, расположенную ниже по потоку боковую сторону, противоположную расположенной выше по потоку боковой стороне, и множество единиц топливного оборудования, установленного напротив его расположенной ниже по потоку боковой стороны. К примеру, это оборудование содержит управляющий блок 54 для управления приводными сервоклапанами, группу обменников и топливных/масляных фильтров 56a и 56b и клапан 58 дозировки топлива.

Таким образом, КПА 30 и топливный узел 50 совместно образуют сборку, представляющую собой замкнутый круг, сцентрированный на продольной оси X-X турбореактивного двигателя. Агрегаты/оборудование этой сборки размещены относительно упомянутой продольной оси X-X и расположены в отсеке центра турбореактивного двигателя и более конкретно вокруг компрессора высокого давления. Таким образом, можно оптимальным образом сбалансировать веса относительно упомянутой продольной оси X-X. Кроме того, каждый узел (КПА или топливный узел 50) могут быть сняты независимо друг от друга, что облегчает их техническое обслуживание.

Как показано на фиг.1, тяги 60 восприятия осевого усилия могут быть прикреплены одним из их концов к щеке 24 промежуточного корпуса, а противоположными концами - к расположенной выше по потоку боковой стороне 30b КПА 30.

В вышеприведенном описании промежуточного корпуса изобретения КПА подвешена на подвесной балке, которую обычно используют для прикрепления пилона. Такой вариант осуществления обеспечивает то преимущество, что подвесная балка для прикрепления пилона рассчитана по размеру для восприятия нагрузок, которые значительно превышают нагрузку от подвешивания КПА. Кроме того, поскольку упомянутая подвесная балка уже имеется в наличии, изменение ее формы имеет незначительное воздействие на общий вес турбореактивного двигателя.

Однако некоторые турбореактивные двигатели имеют иную систему крепления пилона, в которой отсутствует подвесная балка, прикрепленная к промежуточному корпусу вентиляторного отсека. Естественно при такой конфигурации очевидно, что такая подвесная балка могла бы быть установлена на щеку промежуточного корпуса для подвешивания КПА, устанавливаемой в соответствии с изобретением.