Устройство для раскрытия капота гондолы авиационного двигателя
Владельцы патента RU 2360843:
Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева (RU)
Изобретение относится к области авиастроения, а именно к устройствам для раскрытия капота гондолы авиационного двигателя на летательном аппарате. Устройство содержит пневмопружину, включающую в себя цилиндр с установленным в нем штоком. Объем между штоком и цилиндром заполнен газом под давлением. Пневмопружина одним концом закреплена на авиационном двигателе, а другим концом на створке капота гондолы, при этом шток выполнен полым и установлен в цилиндре таким образом, что объемы внутренней полости полого штока и цилиндра образуют единый объем. На открытом конце полого штока, по оси, установлен штуцер, имеющий на конце диаметр отверстия значительно меньше диаметра полости полого штока, причем штуцер выступает над концом полого штока на величину, достаточную для сохранения уровня залитого масла над уплотнительными кольцами. Изобретение направлено на повышение надежности, улучшение условий эксплуатации и уменьшение массы конструкции устройства. 2 ил.
Изобретение относится к области авиастроения, а именно к устройствам для раскрытия капота гондолы авиационного двигателя на летательном аппарате.
Известно устройство совместного раскрытия капотов гондолы авиационного двигателя по патенту FR №2771710, МКИ B64D 29/08.
Оно содержит гидравлический или электрический силовой привод, и системы, обслуживающие силовой привод.
Недостатком является сложность конструкции, что приводит к ненадежной работе данного устройства.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является пневмопружина по патенту GB №1532001, МКИ F16F 9/43.
Устройство имеет цилиндр, заполненный газом под давлением с небольшим количеством масла, шток, перемещающийся внутри цилиндра, заглушки и пневматические уплотнения.
Недостатком этого устройства является возможность утечки газа через уплотнение, так как газ напрямую контактирует с элементами уплотнения, что приводит к выходу из строя пневмопружины.
Техническими задачами предлагаемого изобретения являются повышение надежности, улучшение условий эксплуатации и уменьшение массы конструкции устройства для раскрытия капота гондолы авиационного двигателя.
Технический результат достигается тем, что устройство для раскрытия капота гондолы авиационного двигателя, содержащее пневмопружину, одним концом закрепленную на авиационном двигателе, а другим концом - на створке капота гондолы, при этом шток выполнен полым и установлен в цилиндре таким образом, что объем внутренней полости полого штока и цилиндра образуют единый объем, а на конце открытой части полости полого штока, по оси, установлен штуцер, имеющий на конце диаметр отверстия, значительно меньший диаметра полости штока, причем штуцер выступает над концом полого штока на величину, достаточную для сохранения уровня залитого масла над уплотнительными кольцами.
Таким образом, заявляемое устройство для раскрытия капота гондолы авиационного двигателя соответствует критерию изобретения «новизна». Сопоставительный анализ заявляемого решения не только с прототипом, но и с другими защищенными патентами техническими решениями в данной области техники, не позволил выявить в них признаки, отличающие заявляемое решение от прототипа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень». Заявляемое решение пригодно к осуществлению промышленным путем.
Изобретение поясняется чертежами, где:
- на фиг.1 изображена установка устройства для раскрытия капота гондолы авиационного двигателя;
- на фиг.2 изображен общий вид устройства для раскрытия капота гондолы авиационного двигателя.
Устройство для раскрытия створки 1 капота гондолы 2 авиационного двигателя 3 содержит пневмопружину 4, которая одним концом закреплена на авиационном двигателе 3, а другим концом на створке 1 капота гондолы 2. Пневмопружина 4 состоит из цилиндра 5, заполненного газом под давлением и размещенного в нем с зазором полого штока 6, на открытом конце которого установлен штуцер 7 с диаметром отверстия меньшим, чем диаметр внутренней полости полого штока 6, уплотнение между цилиндром 5 и полым штоком 6 выполнено в виде пробки 8 с уплотнительными кольцами 9 и прижатой к цилиндру 5 накидной гайкой 10, на корпусе цилиндра 5 установлено зарядное устройство 11, в цилиндр 5 залито масло 12, объем которого ограничивается штуцером 7, при условии, что уровень масла должен находиться выше уплотнительных колец 9.
Работа устройства осуществляется следующим образом.
Для обслуживания авиационного двигателя 3 необходимо на капоте гондолы 2 открыть створку 1. При открытии створки 1 пневмопружина 4 помогает преодолевать момент, создаваемый весом створки 1 за счет выдвижения полого штока 6 из цилиндра 5. Увеличение объема заполненного газом цилиндра 5 приводит к падению давления и уменьшению усилия, развиваемого полым штоком 6, но при этом падает и закрывающий момент створки 1 из-за уменьшения плеча от оси вращения створки 1 до центра ее масс. Эта разница в моментах позволяет оператору без придания большого усилия открыть створку 1 на капоте гондолы 2 авиационного двигателя 3. Уровень масла 12 в цилиндре 5 постоянно находится выше уплотнительных колец 9 при полностью выпущенном полом штоке 6, штуцер 7 позволяет сохранить необходимый уровень масла 12 в цилиндре 5, что повышает надежность работы и эксплуатации пневмопружины 4 и исключает утечку газа через уплотнительные кольца. В случае понижения давления в цилиндре 5 его можно отрегулировать с помощью зарядного устройства 11.
Таким образом, заявляемое устройство для раскрытия капота гондолы авиационного двигателя позволяет улучшить условия эксплуатации, повышает надежность.
По предлагаемому изобретению выпущены рабочие чертежи.
Устройство для раскрытия капота гондолы авиационного двигателя, содержащее пневмопружину, включающую в себя цилиндр с установленным в нем штоком, объем между штоком и цилиндром заполнен газом под давлением, уплотнительные элементы, расположенные между штоком и цилиндром, некоторое количество масла в цилиндре, отличающееся тем, что пневмопружина одним концом закреплена на авиационном двигателе, а другим концом - на створке капота гондолы, при этом шток выполнен полым и установлен в цилиндре таким образом, что объемы внутренней полости полого штока и цилиндра образуют единый объем, а на отрытом конце полого штока по оси установлен штуцер, имеющий на конце диаметр отверстия значительно меньше диаметра полости полого штока, причем штуцер выступает над концом полого штока на величину, достаточную для сохранения уровня залитого масла над уплотнительными кольцами.
