Система крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационного машиностроения, а именно к системам крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата.

Известна система крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата, содержащая пилон, имеющий силовую балку, закрепленный на ней обтекатель и механически связанные с ней средства крепления пилона к корпусу летательного аппарата, и каркасную раму, закрепленную на корпусе газотурбинного двигателя и имеющую стыковочные поверхности с резьбовыми средствами крепления, сопряженные со стыковочными поверхностями силовых корпусных элементов вспомогательного оборудования (US 7500365, 2009).

Известная система крепления вспомогательного оборудования позволяет компактно агрегатировать вспомогательное оборудование на корпусе газотурбинного двигателя обеспечивая при этом свободный доступ ко всему оборудованию при проведении технического обслуживания или испытания газотурбинного двигателя.

Недостатком известного технического решение является то, что оно может быть использовано для крепления вспомогательного оборудования с небольшими габаритными размерами. Для вспомогательного оборудования, габаритные размеры которого сравнимы или превышают размеры газотурбинного двигателя, такая система крепления неприменима.

Известна система крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата, содержащая пилон, имеющий силовую балку, закрепленный на ней обтекатель и механически связанные с ней средства крепления пилона к корпусу летательного аппарата, в которой силовая балка выполнена в виде пространственной каркасной рамы, расположенной по длине вдоль оси двигателя, имеющей торцевые стенки, стыковочные поверхности, сопряженные со стыковочными поверхностями силовых корпусных элементов газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования, и средства ее крепления к силовым корпусным элементам газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования, расположенные вдоль длины каркасной рамы (US 2017313431, 2017).

В известной системе крепления в качестве вспомогательного оборудования используется тяговый газогенератор (фиг. 3 опубликованной заявки), габаритный диаметр которого больше диаметра газотурбинного двигателя, поэтому тяговый газогенератор крепится к силовой балке пилона в передней ее части, а газотурбинный двигатель крепится к задней части силовой балки, максимально увеличивая длину пилона и общие габариты всего летательного аппарата, тем самым снижая жесткость всей конструкции и надежность работы всего агрегата.

Наиболее близким аналогом изобретения является система крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата, содержащая пилон, имеющий силовую балку, закрепленный на ней обтекатель и механически связанные с ней средства крепления пилона к корпусу летательного аппарата, силовая балка выполнена в виде пространственной каркасной рамы, расположенной по длине вдоль оси двигателя, имеющей торцевые стенки, стыковочные поверхности, сопряженные со стыковочными поверхностями силовых корпусных элементов газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования, и средства ее крепления к силовым корпусным элементам газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования, расположенные в передней и задней частях каркасной рамы (US 9416734, 2016).

В известной системе крепления средства крепления каркасной рамы к силовым корпусным элементам газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования выполнены в виде стоек, шарнирно связанных с кронштейнами, закрепленными на силовых корпусных элементах газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования, само наличие которых значительно ограничивает доступ к вспомогательному оборудованию для проведении технического обслуживания или испытания газотурбинного двигателя и его вспомогательного оборудования.

Кроме того, в известной системе крепления не предусмотрены средства для компенсации теплового расширения корпуса газотурбинного двигателя и его вспомогательного оборудования, возникающего в осевом направлении в процессе работы газотурбинного двигателя. Жесткое фиксированное закрепление по всем узлам крепления вспомогательного оборудования, коммуникаций и корпуса двигателя на летательном аппарате приводит к появлению механических напряжений и деформации в элементах этих и смежных механизмов и как следствие к преждевременному выходу их из строя.

Техническая проблема, решение которой обеспечивается изобретением, заключается в обеспечении системой крепления ограниченной подвижности в осевом направлении газотурбинного двигателя и его вспомогательного оборудования относительно корпуса летательного аппарата и жесткой фиксации всего агрегата в поперечном направлении, при этом система крепления не должна ограничивать доступ к газотурбинному двигателю и его вспомогательному оборудованию.

Техническим результатом изобретения является повышение надежности работы системы крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата в процессе эксплуатации и снижение эксплуатационных затрат при проведении технического обслуживания и ремонта летательного аппарата.

Технический результат достигается за счет того, что система крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата содержит пилон, имеющий силовую балку, закрепленный на ней обтекатель и механически связанные с ней средства крепления пилона к корпусу летательного аппарата, силовая балка выполнена в виде пространственной каркасной рамы, расположенной по длине вдоль оси двигателя, имеющей торцевые стенки, стыковочные поверхности, сопряженные со стыковочными поверхностями силовых корпусных элементов газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования, и средства ее крепления к силовым корпусным элементам газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования, расположенные в передней и задней частях каркасной рамы, которая выполнена прямоугольной в поперечном сечении и снабжена поперечной силовой перегородкой, ограничивающей переднюю и заднюю части каркасной рамы, силовые корпусные элементы газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования выполнены кольцевыми и снабжены дополнительными средствами крепления к корпусу летательного аппарата, расположенными на противоположных сторонах силовых корпусных элементов относительно их стыковочных поверхностей, стыковочные поверхности каркасной рамы, сопряженные со стыковочными поверхностями газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования, расположены на противоположных сторонах задней части каркасной рамы, средства крепления которой к силовым корпусным элементам газотурбинного двигателя и вспомогательного оборудования выполнены резьбовыми, причем средства крепления передней части каркасной рамы выполнены в виде двух цилиндрических цапф с осями, ориентированными вдоль длины каркасной рамы, и двух кронштейнов с муфтами под цапфы, один из которых закреплен на силовом корпусном элементе газотурбинного двигателя, а другой - на силовом корпусном элементе вспомогательного оборудования, цилиндрическая цапфа средства крепления вспомогательного оборудования закреплена на поперечной силовой перегородке каркасной рамы, а цилиндрическая цапфа средства крепления газотурбинного двигателя закреплена на торцевой стенке передней части каркасной рамы.

Существенность отличительных признаков системы крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата подтверждается тем, что только совокупность всех конструктивных признаков, описывающая изобретение, позволяет обеспечить достижение технического результата изобретения - повышение надежности работы системы крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата в процессе эксплуатации и снижение эксплуатационных затрат при проведении технического обслуживания и ремонта летательного аппарата.

Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием системы крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата со ссылками на иллюстрации, где на фиг. 1-6 представлен пример выполнения вспомогательного оборудования в виде вентилятора:

на фиг. 1 изображен общий вид системы крепления вентилятора к газотурбинному двигателю (вариант с широкой силовой балкой);

на фиг. 2 показан общий вид силовой балки с закрепленными на ней газотурбинным двигателем и вентилятором;

на фиг. 3 - каркасная рама со средствами крепления;

на фиг. 4 - средства крепления задней части каркасной рамы к силовым корпусным элементам газотурбинного двигателя и вентилятора;

на фиг. 5 - средство крепления передней части каркасной рамы к силовому корпусному элементу газотурбинного двигателя;

на фиг. 6 - средство крепления передней части каркасной рамы к силовому корпусному элементу вентилятора.

Система крепления вспомогательного оборудования (в виде вентилятора 1) к газотурбинному двигателю 2 летательного аппарата содержит пилон 3 (фиг. 1), имеющий силовую балку 4, закрепленный на ней обтекатель 5 и механически связанные с ней средства крепления 6 (фиг. 2) пилона 3 к корпусу летательного аппарата (не показан). Силовая балка 4 выполнена в виде пространственной каркасной рамы 7, расположенной по длине вдоль оси двигателя 2, имеющей торцевую стенку 8 в передней части каркасной рамы 7 и торцевую стенку 9 в задней части каркасной рамы 7 (фиг 3).

Каркасная рама 7 выполнена прямоугольной в поперечном сечении, снабжена поперечной силовой перегородкой 10, ограничивающей переднюю и заднюю ее части, и имеет стыковочные поверхности 11, сопряженные со стыковочными поверхностями 12 силового корпусного элемента 13 газотурбинного двигателя 2, и стыковочные поверхности 14, сопряженные со стыковочными поверхностями 15 силового корпусного элемента 16 вентилятора 1, причем стыковочные поверхности 11 и 14 расположены на противоположных сторонах задней части каркасной рамы 7 (см. фиг. 2-6).

Средства крепления 17 задней части каркасной рамы 7 к корпусному элементу 13 газотурбинного двигателя 2 и корпусному элементу 16 вентилятора 1 выполнены резьбовыми (фиг. 4). Средство крепления 18 передней части каркасной рамы 7 к силовому корпусному элементу 13 двигателя 2 выполнено в виде закрепленной на торцевой стенке 8 цилиндрической цапфы 19 с осью, ориентированной вдоль длины каркасной рамы 7, и кронштейна 20 с муфтой 21 под цапфу 19, закрепленного на силовом корпусном элементе 13 газотурбинного двигателя 2 (фиг. 2, 3, 5).

Аналогично выполнено средство крепления 22 передней части каркасной рамы 7 к силовому корпусному элементу 16 вентилятора 1, которое выполнено в виде закрепленной на поперечной силовой перегородке 10 каркасной рамы 7 цилиндрической цапфы 23 с осью, ориентированной вдоль длины каркасной рамы 7, и кронштейна 24 с муфтой 25 под цапфу 23, закрепленного на силовом корпусном элементе 16 вентилятора 1 (фиг. 2, 3, 6).

Силовые корпусные элементы 13 газотурбинного двигателя 2 и силовые корпусные элементы 16 вентилятора 1 выполнены кольцевыми и снабжены дополнительными средствами крепления 26 к корпусу летательного аппарата, расположенными на противоположных сторонах силовых корпусных элементов относительно их стыковочных поверхностей 12 и 15 соответственно (фиг. 2). Для передачи крутящего момента от приводного вала газотурбинного двигателя 2 к вентилятору 1 между ними установлен вал трансмиссии 27, расположенный в задней части газотурбинного двигателя 2.

Сборка системы крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата осуществляется следующим образом. Каркасная рама 7 стыковочными поверхностями 11 сопрягается со стыковочными поверхностями 12 силового корпусного элемента 13 газотурбинного двигателя 2 и крепится к ним резьбовым средством крепления 17. Для компенсации температурного расширения двигателя в поперечном сечении в резьбовых средствах крепления 17 могут быть предусмотрены температурные компенсаторы. Кронштейн 20, предварительно установленный своей муфтой 21 на цилиндрическую цапфу 19 с возможностью ограниченного осевого перемещения, также закрепляется на силовом корпусном элементе 13 газотурбинного двигателя 2.

Вентилятор 1 своими стыковочными поверхностями 15, расположенными на силовом корпусном элементе 16, сопрягается со стыковочными поверхностями 14 каркасной рамы 7 и крепится к ним резьбовыми средствами крепления 17, в которых также могут быть предусмотрены температурные компенсаторы. Кронштейн 24, предварительно установленный своей муфтой 25 на цилиндрическую цапфу 23 с возможностью ограниченного осевого перемещения, закрепляется на силовом корпусном элементе 16 вентилятора 1 с условием соблюдения параллельности осей газотурбинного двигателя и вентилятора. После крепления вентилятора 1 осуществляется монтаж вала трансмиссии 27.

Соединение газотурбинного двигателя 2 и вентилятора 1 в единый агрегат с помощью каркасной рамы 7 позволяет проводить до установки его на летательный аппарат совместное испытание силовой установки в собранном виде с получением информации о ее реальных рабочих параметрах.

При монтаже на летательном аппарате единого агрегата из газотурбинного двигателя 2 и вентилятора 1 силовая балка 4 пилона 3 подвешивается с помощью средства крепления 6 к корпусу летательного аппарата, а затем силовые корпусные элементы 13 газотурбинного двигателя 2 и силовые корпусные элементы 16 вентилятора 1 жестко крепятся к корпусу летательного аппарата с помощью средств крепления 26.

Механическое соединение силовых корпусных элементов 13 и 16 к каркасной раме 7 и корпусу летательного аппарата обеспечивает неподвижное крепление газотурбинного двигателя 2 и вентилятора 1 в поперечной плоскости, а их подвижное соединение с каркасной рамой 7 с помощью цилиндрических цапф 19 и 23 позволяет обеспечить температурную компенсацию за счет подвижности вдоль осей двигателя 2 и вентилятора 1 и предотвратить появление напряжений в этих конструкциях от термических расширений. При этом система крепления обеспечивает свободный доступ к газотурбинному двигателю и его вспомогательному оборудованию.

Таким образом система крепления согласно изобретению обеспечивает повышение надежности работы газотурбинного двигателя и его вспомогательного оборудования в процессе эксплуатации и снижение эксплуатационных затрат при проведении технического обслуживания и ремонта летательного аппарата.