Рама крепления двигателя для конструкции летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, более конкретно - к раме (1) крепления двигателя на конструкцию (30) летательного аппарата. Рама крепления содержит средство соединения между первым и вторым элементами, такими как корпус двигателя и упомянутая конструкция. Упомянутое средство соединения содержит эксцентриковый элемент (13, 43, 1013), размещенный в проточке первого элемента, вращающийся относительно первой оси (131А, 431А, 1131А), причем эксцентриковый элемент содержит цапфу (133, 433), прикрепленную ко второму элементу, и ось (133А, 433А, 1133А), смещенную относительно центра по отношению к первой оси вращения. Эксцентриковый элемент выполнен с возможностью вращения вокруг упомянутой смещенной относительно центра оси. Изобретение направлено на обеспечение возможности компактной сборки. 18 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области установки реактивных двигателей на конструкции летательного аппарата.

Реактивный двигатель, такой как турбореактивный двигатель, можно устанавливать в различных точках летательного аппарата посредством подвешивания от мачты или пилона, который является частью конструкции летательного аппарата. Его можно устанавливать под крыльями, прикрепляя к фюзеляжу, в основном сзади, или устанавливать в хвостовой части с помощью установочного средства. Функция этого установочного средства заключается в обеспечении передачи механических нагрузок между двигателем и конструкцией летательного аппарата. Нагрузки, которые следует принимать во внимание, направлены в трех главных направлениях системы отсчета, связанной с двигателем. Они представляют собой вес двигателя по вертикальной оси Z, тягу двигателя по оси Х и боковые аэродинамические нагрузки по поперечной оси Y. Нагрузки, подлежащие передаче, также содержат крутящий момент относительно оси двигателя. Это средство также должно поглощать деформации, которым подвергается двигатель в течение различных стадий полета, не передавая их пилону, которые происходят, например, в результате колебаний размеров из-за тепловых расширений или сжатий.

Соединение между двигателем и пилоном для турбовентиляторных реактивных двигателей в основном представляет собой две рамы крепления: одну спереди двигателя, а другую в его хвостовой части. Каждое из установочных средств выполнено с возможностью передачи части нагрузок. Например, одна из рам крепления обеспечивает передачу боковых усилий по оси Y и вертикальных усилий по оси Z, и передачу крутящего момента двигателя относительно оси X. Другая передает тягу, а также боковое и вертикальное усилия.

В основном, установочное средство содержит коромысло, как вариант - двойное, прикрепленное к пилону болтами и присоединенное к корпусу двигателя соединителями. Эти соединители поворачиваются на своих концах на скобах или ушках, в зависимости от сборки, и соответственно являются неотъемлемой частью корпуса и коромысла. Для того, чтобы передача нагрузки соединителям была только осевой, на каждом конце звеньев расположен подшипник шарового шарнира для поперечных штифтов. С помощью такой сборки можно, в частности, поглощать радиальные и осевые расширения двигателя. Также для средства соединения, имеющего зазор, имеются так называемые резервные соединения, которые активизируются, когда зазор уменьшается при выходе из строя одной из передач в результате поломки детали.

Патенты ЕР 1216921 или FR 2820402 описывают разновидности установки такого типа.

Коромысла в основном имеют довольно большой вес и сложную форму. Они обеспечивают сопряжение между горизонтальной плоскостью прикрепления к пилону и вертикальной плоскостью, содержащей скобы для соединения с двигателем. При установке крыла размер высоты коромысел зависит от промежутка, который следует оставить для прикрепляющих болтов к пилону.

Также необходимо установить достаточный промежуток между корпусом и коромыслом, чтобы разместить соединители и обеспечить их свободное перемещение.

Прикрепление двигателей на некоторых частях летательного аппарата, например на крыльях, требует, чтобы объем, необходимый для установки, был как можно меньше, так как доступный промежуток четко ограничен.

Поэтому заявитель определил своей целью разработку рамы крепления, высота которой ниже, чем в известном уровне техники.

Дополнительная цель изобретения состоит в том, чтобы создать раму крепления, состоящую из частей, формы которых просты и изготовление которых является относительно дешевым.

Еще одна дополнительная цель изобретения заключается в том, чтобы создать раму крепления, выполненную за одно целое с безаварийным средством, обеспечивающим передачу нагрузки в случае частичного отказа детали.

Согласно изобретению эти цели достигаются посредством рамы крепления двигателя для конструкции летательного аппарата, содержащей, по меньшей мере, одно средство соединения между первым и вторым элементами, такими как корпус двигателя и упомянутая конструкция, и характеризующейся тем, что упомянутое средство соединения содержит эксцентриковый элемент, размещенный в проточке первого элемента и выполненный с возможностью вращения вокруг первой оси, причем эксцентриковый элемент содержит цапфу, прикрепленную ко второму элементу и имеющую ось, смещенную относительно центра по отношению к первой оси вращения, причем эксцентриковый элемент выполнен с возможностью вращения вокруг упомянутой смещенной относительно центра оси.

Первый или второй элемент также может быть коромыслом или любой другой промежуточной деталью между корпусом и конструкцией.

Эксцентриковый элемент выполнен в форме диска, например установленного посредством подшипника в проточке, а цапфа предпочтительно установлена на диске.

Раму крепления, которая является объектом изобретения, можно применять как к передней части двигателя, так и к хвостовой части. Заменяя соединение прутка соединителя между этими двумя элементами соединением типа эксцентрикового элемента, можно достигнуть более компактной сборки, поскольку соединение, по меньшей мере, с его двумя степенями свободы, можно размещать внутри контура одного из элементов. Таким образом, размер высоты рамы крепления уменьшен на несколько сантиметров, хотя при этом не теряется радиальная подвижность. Можно увеличить зазор вращающейся сборки или можно сохранить промежуток для размещения амортизирующих эластомеров.

Это новое средство соединения широко применимо.

Согласно одному варианту осуществления изобретение применяют в соединении между корпусом двигателя и коромыслом. Средство соединения содержит, по меньшей мере, один эксцентриковый элемент и штифт, отдаленный от упомянутого эксцентрикового элемента, поворачивающегося между корпусом и коромыслом. Таким образом, передача вертикальных и боковых нагрузок обеспечивает и передачу крутящего момента двигателя, в то же время допуская свободное расширение корпуса двигателя.

Согласно другому варианту этого осуществления изобретения средство соединения содержит, по меньшей мере, один первый и один второй эксцентриковые элементы. Предпочтительно в этом варианте осуществления оно содержит три эксцентриковых элемента для передачи крутящего момента двигателя. Кроме того, упомянутое соединение может быть применено в качестве передней рамы крепления двигателя между конструкцией летательного аппарата и промежуточным корпусом, или хвостовой рамы крепления.

Согласно дополнительной характеристике средство изобретения образует соединение между коромыслом и конструкцией летательного аппарата. Оно содержит конструктивный эксцентриковый элемент и штифт, отстоящий от упомянутого эксцентрикового элемента конструкции, поворачивающиеся между коромыслом и конструкцией. Как и в предыдущем решении для соединения между корпусом и коромыслом, это средство соединения обеспечивает возможность как передачи вертикальных, так и боковых нагрузок, и передачи крутящего момента двигателя, в то же время допуская радиальные колебания размеров между коромыслом и конструкцией летательного аппарата.

Согласно одному варианту средство соединения между коромыслом и конструкцией летательного аппарата содержит, по меньшей мере, один первый и один второй эксцентриковые элементы конструкции.

В этом варианте осуществления установка двигателя на конструкцию летательного аппарата предпочтительно содержит средство соединения между корпусом и коромыслом и средство соединения между коромыслом и конструкцией.

Предпочтительно диск, по меньшей мере, одного из упомянутых эксцентриковых элементов устанавливают в его кожухе на элементе посредством подшипника, образуя шаровой шарнир, или же цапфу со смещенной относительно центра осью, по меньшей мере, одного из дисков устанавливают в эксцентриковом элементе посредством подшипника, образующего шаровой шарнир. Предпочтительно, по меньшей мере, один из упомянутых отстоящих штифтов также устанавливают в его кожухе посредством подшипника, образуя шаровой шарнир.

Эту функцию шарового шарнира получают, например, устанавливая цапфу на ее эксцентриковом элементе в подшипнике, размещенном в стопоре, имеющем сферическую поверхность и образующем шаровой шарнир, как известно специалистам в данной области техники. Эту функцию шарового шарнира также можно получить, устанавливая эксцентриковый элемент в подшипнике со сферической поверхностью.

Согласно одному варианту осуществления, в частности, действие двойного шарового шарнира передается эксцентриковому элементу, обеспечивая шаровое соединение и для штифта цапфы, и для вращающегося диска. Таким образом, обеспечивают свободу вращения в большом диапазоне углов.

Отстоящий штифт также предпочтительно устанавливают в подшипнике, образуя шаровой шарнир. Посредством этого варианта осуществления можно поглощать осевые расширения или сжатия корпуса во время переходных этапов работы двигателя. В частности, в первом варианте осуществления благодаря подобному выполнению коромысла с конструкцией двигателя обеспечена возможность посредством объединенных движений коромысла относительно корпуса двигателя и коромысла относительно конструкции летательного аппарата эффективно поглощать осевые расширения или перемещения двигателя относительно конструкции летательного аппарата.

Дополнительно предпочтительно обеспечить скольжение одного из штифтов или цапф относительно одного из элементов: корпуса, коромысла или конструкции. Таким образом обеспечивают то, что нагрузки, включающие в себя вращение корпуса двигателя относительно вертикальной оси Z, не передаются, и при этом обеспечивается полностью изостатическая сборка.

Согласно дополнительной характеристике рама крепления содержит первый резервный соединительный элемент между коромыслом и корпусом двигателя, выполненный между первой и второй цапфами.

Согласно дополнительной характеристике рама крепления содержит второй и третий резервные соединительные элементы между коромыслом и конструкцией летательного аппарата.

Резервные соединительные элементы предпочтительно образованы цапфой, размещенной в проточке с установленным зазором. Согласно одному варианту осуществления, по меньшей мере, один из штифтов или цапф устанавливают в его подшипнике, являющемся подвижным в осевом направлении.

Другие отличительные признаки и преимущества станут очевидными из следующего описания неограничивающего варианта осуществления изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 показывает раму крепления двигателя, прикрепленную к пилону летательного аппарата с помощью его переднего и хвостового креплений,

фиг.2 показывает раму крепления согласно первому варианту осуществления изобретения,

фиг.3 показывает поперечное сечение фиг.2 по линии 3-3,

фиг.4 показывает поперечное сечение фиг.2 по линии 4-4,

фиг.5 показывает только коромысло рамы крепления согласно первому варианту осуществления изобретения,

фиг.6А1 и 6В1 показывают вид спереди части рамы крепления согласно первому варианту осуществления в положениях холодного двигателя и нагретого двигателя,

фиг.6А2 и 6В2 показывают вид сбоку рамы крепления согласно первому варианту осуществления в положениях холодного двигателя и нагретого двигателя,

фиг.7 показывает вид в перспективе второго варианта осуществления изобретения,

фиг.8 показывает вид спереди эксцентрикового элемента с фиг.7,

фиг.9 показывает поперечное сечение фиг.7 по линии 9-9.

Фиг.1 очень схематично показывает турбореактивный двигатель 1, установленный на пилоне 3, который является частью конструкции крыла летательного аппарата и не виден. Рама крепления в основном содержит переднее крепление 5 на промежуточном корпусе вентилятора и хвостовое крепление 7 в выпускном корпусе. Оба корпуса являются конструктивными элементами двигателя, через которые проходят механические нагрузки между конструкцией летательного аппарата и двигателем.

Изобретение, такое как раскрытое в описании приведенного ниже первого варианта осуществления, применяют к хвостовому креплению, хотя его также можно применять к переднему или другому креплению.

Рама крепления содержит коромысло 10, расположенное в поперечном направлении относительно оси Х двигателя 1 между кольцеобразной рамой 20, которая в данном случае выполнена за одно целое с корпусом турбины, и основанием 30 пилона.

Теперь со ссылкой на фиг.2-5 будет дано более подробное описание рамы крепления. Коромысло 10 здесь имеет обычную форму дуги окружности со средством прикрепления к кольцеобразной раме корпуса 20, которая сама имеет форму дуги окружности и перпендикулярна оси двигателя. Эта кольцеобразная рама образует две радиальные скобы 21 и 23, расположенные на расстоянии друг от друга на дуге окружности с проточками и подшипниками для приема двух цапф или штырей. Средство присоединения первого элемента, такого как коромысло 10, ко второму элементу, такому как корпус 20, содержит эксцентриковый элемент 13 на одном конце коромысла 10 и штифт 11 на противоположном конце. Как можно заметить более подробно на фиг.3, эксцентриковый элемент 13 состоит из диска 131, размещенного в проточке коромысла 10 и имеющего ось 131А вращения.

В этом варианте осуществления диск установлен с возможностью вращения вокруг единственной оси 131А вращения перпендикулярно его плоскости. В одном варианте выполнения, таком как показанный на фиг.7-9, этот диск можно установить так, чтобы можно было образовать шаровой шарнир.

Показанный диск является сплошным; однако он может иметь любую другую форму, так как все, что от него требуется - чтобы он размещался в проточке коромысла 10.

На этом диске 131 штифт 133 цапфы установлен по оси 133А, смещенной относительно оси 131А, посредством подшипника 134, образующего шаровой шарнир, и размещен в стопоре 135. Внешняя поверхность подшипника 134 является сферической, обеспечивая возможность цапфе 133 поворачиваться и наклоняться под некоторым углом относительно плоскости диска 131. Цапфа 133 пересекает насквозь два плеча скобы 23, в которой она поддерживается подшипниками 123. При работе ось 131А может вращаться вокруг оси 133А, а ось 133А может вращаться вокруг оси 131А.

На противоположной стороне коромысла 10 штифт 11 установлен с возможностью поворота в коромысле и двух плечах скобы 21. Штифт 11 предпочтительно размещен в подшипнике 11R, внешняя поверхность которого является сферической для обеспечения вращения штифта 11 относительно самого себя - вокруг его оси 11А вращения. Ось 11А вращения, проходящая через шаровой шарнир, способна наклоняться под некоторым углом относительно плоскости коромысла 10.

Как видно из фиг.2, рама крепления содержит средство соединения коромысла с конструкцией 30 летательного аппарата, также образованное эксцентриковым элементом 43 на одной стороне коромысла и штифтом 41 на другом конце коромысла 10.

Эксцентриковый элемент 43 образован из диска 431, установленного в цилиндрическом кожухе оси 431А. Как и элемент 13, он установлен с возможностью вращения относительно единственной оси 431А, хотя в другом варианте осуществления его можно устанавливать с возможностью поворота. Диск содержит цапфу 433 оси 433А, смещенной относительно оси 431А. Ось 433А вращается вокруг оси 431А вращения диска 431.

Цапфа 433 поддерживается в диске 431 подшипником со сферической внешней поверхностью 434 через стопор 435.

Отстоящий штифт 41, как и отстоящий штифт 11, шарнирно соединен через скобу 31 и установлен на коромысле посредством подшипника, образуя шаровой шарнир 41R.

Для обеспечения надежного удержания в случае частичного отказа детали решение предоставляет возможность использования резервных соединительных элементов. Как видно на фиг.2, первый резервный соединительный элемент 101 состоит из цапфы, которая размещена в проточке, проходящей через центральную скобу 24 кольцеобразной рамы 20 и коромысла 10 с установленным зазором. В целях ясности чертежа цапфа не показана. При этом можно увидеть только проточку 102, в которой она размещена. При обычной работе цапфа не подвергается никаким нагрузкам благодаря зазору.

Точно также на кольцеобразной раме 30 конструкции летательного аппарата выполнены второй и третий резервные соединительные элементы 105 и 107. Эти два элемента состоят из двух цапф, размещенных в двух проточках 106 и 108 с установленным зазором с каждой стороны от вертикальной плоскости, в которой расположен элемент 101, проходя через кольцеобразную раму 30 и коромысло, которое размещено между двумя плечами скобы. Обе эти цапфы не показаны.

Фиг.5 показывает одно коромысло, снабженное своими эксцентриковыми элементами 13 и 43 и соответствующими отстоящими штифтами 11 и 41. Цапфы 133, 433 и штифты 11 и 41 установлены на дисках и соответственно коромысле через сферические поверхностные подшипники 134, 434, 41R и 11R для образования шарового шарнира.

Теперь будет дано описание относительного расположения частей при двух различных стадиях работы двигателя.

На фиг.6А1 двигатель находится в холодном состоянии, при этом левый конец рамы крепления показывает два эксцентриковых элемента 13 и 43 с их эксцентриковыми цапфами 133 и 433. На фиг.6А2, которая представляет вид сбоку рамы крепления, коромысло наклонено влево. Наклон коромысла обеспечивает возможность поддержания изостатического соединения между корпусом и конструкцией летательного аппарата; этот наклон возможен благодаря двум шаровым шарнирам.

На фиг.6В1, которая соответствует положению, когда двигатель очень нагрет, в переходной фазе работы двигателя эксцентриковый элемент 133 со своей цапфой поворачивается так, чтобы приспособиться к расширению корпуса 20. В то же время двигатель становится удлиненным и выпуклым. Тогда коромысло занимает положение, показанное на фиг.6В1. Можно заметить, что кольцеобразная рама 20 сместилась влево относительно конструкции 30.

Безаварийная система функционирует следующим образом.

Отказ цапфы 133 или штифта 11 сообщает частичное вращение относительно штифта 11 или цапфы 133 соответственно и уменьшает зазор в резервном соединительном элементе 101. Тогда нагрузки передаются через это вновь активизированное соединение.

Отказ штифта 41 на стороне конструкции сообщает вращение и уменьшает зазор в резервном соединительном элементе 107. Передача нагрузок проходит через вновь активизированное соединение, и соединение не повреждается. Передача является симметричной в случае отказа при соединении эксцентрическим элементом 433.

Изобретение не ограничено этим вариантом осуществления, таким как описанный. Можно, например, размещать сборку шарового шарнира не на смещенной относительно центра цапфе, а непосредственно на диске эксцентрикового элемента.

Также возможно, особенно если угол наклона между положениями двух концов коромысла не слишком большой, обеспечить двойной шаровой шарнир для эксцентрикового элемента.

Теперь будет описан второй вариант осуществления рамы крепления, включающей в себя эксцентриковые элементы.

Он касается передней рамы крепления, например, турбовентиляторного реактивного двигателя. Как можно заметить на фиг.7, 8 и 9, промежуточная поперечная деталь в форме коромысла или крюка 1010 выполнена за одно целое с конструкцией летательного аппарата, при этом пилон, который не показан, например, использует соответствующее средство крепления. Этот первый элемент присоединен ко второму элементу 1003, промежуточному корпусу, например, средством соединения, которое в данном случае состоит из эксцентрикового элемента 1013 на каждом конце. Элемент 1013 установлен на одной стороне на элементе и на другой стороне на элементе 1003 посредством цапфы, которая не показана в целях ясности чертежа. Цапфа установлена на плечах скобы 1023, которая является частью корпуса.

Эксцентриковый элемент содержит диск 1131 оси 1131А, устанавливаемый с возможностью поворота в проточке элемента посредством подшипника со сферической поверхностью 1132, размещенного в стопоре 1136, который выполнен за одно целое с проточкой. На этом диске 1131 шаровой шарнир установлен по оси 1133А со сферическим подшипником 1134, размещенным в стопоре 1135, который выполнен за одно целое с проточкой диска 1131. Эти две оси 1131А и 1133А являются раздельными. Цапфа оси 1133А, которая не показана, проходит через два плеча скобы 1023.

Упомянутый эксцентриковый элемент может содержать средство, такое как канавка, обеспечивающее демонтирование головки шарового шарнира для технического обслуживания.

Это крепление эквивалентно соединению стержня соединителя постольку, поскольку оно выполнено для передачи нагрузок только в одном направлении. Эта особенность воспроизведена в этой сборке с помощью эксцентриковых элементов. Первое преимущество относительно соединителей состоит в компактности соединения. Кроме того, оно предполагает уменьшение веса.

Этот тип соединения обеспечивает возможность поглощения колебаний, обусловленных тепловыми расширениями, и компенсирования перепадов благодаря производственным допускам.

1. Рама крепления двигателя для конструкции летательного аппарата, содержащая, по меньшей мере, одно средство соединения между первым и вторым элементами, такими как корпус двигателя и упомянутая конструкция, отличающаяся тем, что средство соединения содержит эксцентриковый элемент, размещенный в проточке первого элемента, выполненного с возможностью вращения вокруг первой оси, причем эксцентриковый элемент содержит цапфу, прикрепленную ко второму элементу и имеющую ось, смещенную относительно центра по отношению к первой оси вращения, причем эксцентриковый элемент выполнен с возможностью вращения вокруг упомянутой смещенной относительно центра оси.

2. Рама крепления по п.1, отличающаяся тем, что первый или второй элемент также могут быть коромыслом или любой другой промежуточной частью между корпусом и конструкцией.

3. Рама крепления по п.2, отличающаяся тем, что первый элемент является коромыслом, а второй элемент является конструкцией, причем второй и третий резервные соединительные элементы размещены между коромыслом и конструкцией летательного аппарата, и каждый выполнен с любой стороны от срединной вертикальной плоскости.

4. Рама крепления по п.2, отличающаяся тем, что первый элемент является коромыслом между корпусом и конструкцией, а второй элемент является кольцеобразной рамой корпуса, причем средство соединения содержит, по меньшей мере, один эксцентриковый элемент и штифт, отстоящий от упомянутого эксцентрикового элемента, поворачивающиеся между коромыслом и кольцеобразной рамой корпуса.

5. Рама крепления по п.2, отличающаяся тем, что первый элемент является коромыслом между корпусом и конструкцией, а второй элемент является кольцеобразной рамой корпуса, причем средство соединения содержит, по меньшей мере, один первый и один второй эксцентриковые элементы.

6. Рама крепления по п.2, отличающаяся тем, что первый элемент является коромыслом между корпусом и конструкцией, а второй элемент является упомянутой конструкцией, при этом средство соединения содержит конструктивный эксцентриковый элемент и штифт, отстоящий от упомянутого конструктивного эксцентрикового элемента, поворачивающиеся между коромыслом и конструкцией.

7. Рама крепления по п.4 или 6, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, один из упомянутых отстоящих штифтов установлен в своем кожухе с помощью средства подшипника, образуя шаровой шарнир.

8. Рама крепления по п.7, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, один резервный соединительный элемент образован цапфой, размещенной в рассверленном отверстии с установленным зазором.

9. Рама крепления по п.2, отличающаяся тем, что первый элемент является коромыслом между корпусом и конструкцией, а второй элемент является конструкцией, при этом средство соединения для конструкции летательного аппарата содержит, по меньшей мере, один первый и один второй конструктивные эксцентриковые элементы.

10. Рама крепления по п.5 или 9, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, один из штифтов или цапф установлен в своем подшипнике и является подвижным в осевом направлении.

11. Рама крепления по п.2, отличающаяся тем, что содержит средство соединения между корпусом и коромыслом, первый элемент является коромыслом между корпусом и конструкцией, а второй элемент является кольцеобразной рамой корпуса, причем средство соединения содержит, по меньшей мере, один эксцентриковый элемент и штифт, отстоящий от упомянутого эксцентрикового элемента, поворачивающиеся между коромыслом и кольцеобразной рамой корпуса, или первый элемент является коромыслом между корпусом и конструкцией, а второй элемент является кольцеобразной рамой корпуса, причем средство соединения содержит, по меньшей мере, один первый и один второй эксцентриковые элементы, и
средство соединения между коромыслом и конструкцией,
первый элемент является коромыслом между корпусом и конструкцией, а второй элемент является упомянутой конструкцией, при этом средство соединения содержит конструктивный эксцентриковый элемент и штифт, отстоящий от упомянутого конструктивного эксцентрикового элемента, поворачивающиеся между коромыслом и конструкцией, или
первый элемент является коромыслом между корпусом и конструкцией, а второй элемент является конструкцией, при этом средство соединения для конструкции летательного аппарата содержит, по меньшей мере, один первый и один второй конструктивные эксцентриковые элементы.

12. Рама крепления по п.2, отличающаяся тем, что первый элемент является промежуточной частью, выполненной крестообразно между корпусом и конструкцией летательного аппарата, а второй элемент является кольцеобразной рамой, выполненной за одно целое с корпусом, причем средство соединения содержит эксцентриковый элемент, выполненный на каждом поперечно расположенном конце упомянутой промежуточной части.

13. Рама крепления по п.1, отличающаяся тем, что эксцентриковый элемент установлен в своем кожухе посредством подшипника, образуя шаровой шарнир.

14. Рама крепления по п.1, отличающаяся тем, что цапфа смещена относительно центра и установлена на эксцентриковом элементе с помощью средства подшипника, образуя шаровой шарнир.

15. Рама крепления по п.1, отличающаяся тем, что эксцентриковый элемент имеет форму диска.

16. Рама крепления по п.15, отличающаяся тем, что цапфа установлена на диске.

17. Рама крепления по п.1, отличающаяся тем, что содержит, по меньшей мере, один резервный соединительный элемент между упомянутым первым и упомянутым вторым элементами.

18. Рама крепления по п.17, отличающаяся тем, что первый элемент является коромыслом, а второй элемент является конструкцией, причем второй и третий резервные соединительные элементы размещены между коромыслом и конструкцией летательного аппарата, и каждый выполнен с любой стороны от срединной вертикальной плоскости.

19. Рама крепления по п.17, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, один резервный соединительный элемент образован цапфой, размещенной в рассверленном отверстии с установленным зазором.