Система связи между внутренней и наружной конструкциями гондолы турбореактивного двигателя



Система связи между внутренней и наружной конструкциями гондолы турбореактивного двигателя
Система связи между внутренней и наружной конструкциями гондолы турбореактивного двигателя
Система связи между внутренней и наружной конструкциями гондолы турбореактивного двигателя
Система связи между внутренней и наружной конструкциями гондолы турбореактивного двигателя
Система связи между внутренней и наружной конструкциями гондолы турбореактивного двигателя
Система связи между внутренней и наружной конструкциями гондолы турбореактивного двигателя
Система связи между внутренней и наружной конструкциями гондолы турбореактивного двигателя
Система связи между внутренней и наружной конструкциями гондолы турбореактивного двигателя
Система связи между внутренней и наружной конструкциями гондолы турбореактивного двигателя
Система связи между внутренней и наружной конструкциями гондолы турбореактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2483984:

ЭРСЕЛЬ (FR)

Гондола турбореактивного двигателя воздушного судна содержит переднюю секцию воздухозабора, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию (1), которая имеет внутреннюю конструкцию (6), выполняющую функцию картера для задней части турбореактивного двигателя и образующую, вместе с наружной конструкцией (5), тракт (7) циркуляции вторичного потока. Внутренняя конструкция снабжена радиальными надставками (61, 62), которые проходят через тракт и которыми она связана с внутренней панелью (51) наружной конструкции с помощью элемента жесткости (110, 205-210), имеющего в целом форму уголка. Элемент жесткости закреплен также в наружной панели (52) наружной конструкции. Предотвращается поворот соединительных нервюр. 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, прикрепляемой к какой-либо самолетной конструкции с помощью соединительной стойки.

Самолет приводится в движение с помощью нескольких турбореактивных двигателей, каждый из которых находится в гондоле.

Гондола имеет, как правило, трубчатую структуру с воздухозаборником, помещенным перед турбореактивным двигателем, средней секцией, охватывающей вентилятор турбореактивного двигателя, и задней секцией, в которую могут быть помещены средства реверсирования тяги и которая охватывает камеру сгорания турбореактивного двигателя, и заканчивается обычно реактивным соплом, выход которого находится за турбореактивным двигателем.

Современные гондолы используются для установки в них двухконтурного турбореактивного двигателя, способного генерировать, во-первых, горячий воздушный поток (его называют также «первичным потоком»), выходящий из камеры сгорания турбореактивного двигателя, и, во-вторых, холодный («вторичный») воздушный поток, отходящий от вентилятора и циркулирующий снаружи от турбореактивного двигателя через особый кольцевой канал (его называют также «трактом»), образуемый между внутренней конструкцией, формирующей обтекатель турбореактивного двигателя, и внутренней стенкой гондолы. Оба эти потока выталкиваются из турбореактивного двигателя через заднюю часть гондолы.

Для того чтобы облегчить проведение операций техобслуживания внутри гондолы, заднюю секцию выполняют обычно в виде двух полустворок, устанавливаемых на стойке с помощью шарниров, обеспечивающих возможность радиального раскрытия поворотом вокруг некоторой продольной оси, расположенной поблизости от стойки. Одна из таких конструкций носит название С-образный канал. Указанные полустворки соединены между собой в нижней части с помощью специальных замков.

Чтобы упростить раскрытие указанной задней секции, предусмотрено механическое соединение и скрепление наружной и внутренней конструкций внутри одной и той же полустворки. Таким образом, раскрытие полустворок обеспечивает получение непосредственного доступа к турбореактивному двигателю, поэтому нет необходимости сначала раскрывать наружную конструкцию, а потом внутреннюю.

Связь между внутренней и наружной конструкциями осуществляется с помощью радиальных надставок для внутренней конструкции, идущих в радиальных направлениях через тракт до внутренней стенки наружной конструкции. Эти надставки находятся, как правило, если представить себе часовую стрелку, в положениях «6 часов» и «12 часов», то есть, соответственно, вблизи от линии запирания между двумя полустворками и от шарнирных осей в зоне стойки.

Жесткое скрепление наружной и внутренней конструкций осуществляется навинчиванием специального элемента жесткости в виде уголка, который крепится одновременно на надставке внутренней конструкции и на одном из концов внутренней панели наружной конструкции.

Для обеспечения надежной непрерывности внутренней линии обтекания предусмотрено закрепление гладкого обтекателя между одними и теми же стенками со стороны тракта циркуляции потока.

В полете узлы гондолы оказываются подвержены различным напряжениям и усилиям. В частности, на внутреннюю конструкцию и на внутреннюю панель наружной конструкции действуют значительные усилия нажатия, которые создают усилия растяжения и вращающие моменты, воздействующие на элемент жесткости.

Основными следствиями этого являются тенденция к повороту соединительных нервюр и радиальное смещение ножевой стяжки, обеспечивающей поддержание соединения задней и средней секций.

Из сказанного следует также, что необходимо обеспечить надежное закрепление элемента жесткости во внутренней конструкции и во внутренней панели наружной конструкции. Поскольку названные узлы образованы из акустических панелей, в них следует предусмотреть разрывы, так как элементы болтового крепления не могут проходить через звукопоглощающую поверхность, что ведет к уменьшению эффективной звукопоглощающей поверхности.

Еще одно следствие рассматриваемой ситуации состоит в чрезмерных размерах шарниров и замков, обеспечивающих удержание наружной конструкции в полете.

Таким образом, ощущается потребность в разработке эффективной системы крепления и удержания, которая обеспечивала бы более надежную работу в условиях воздействия усилий на наружную и внутреннюю конструкцию.

Итак, изобретение направлено на создание гондолы с более надежным скреплением внутренней и наружной конструкций задней секции, для чего предложена гондола двухконтурного турбореактивного двигателя, прикрепляемая к какой-либо конструкции воздушного судна с помощью соединительной стойки и содержащая переднюю секцию воздухозабора, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, которая имеет внутреннюю конструкцию, выполняющую функцию картера для задней части турбореактивного двигателя и образующую, вместе с наружной конструкцией, тракт циркуляции вторичного потока, причем внутренняя конструкция снабжена, по существу, радиальными надставками, которые проходят через тракт и которыми она связана с внутренней панелью наружной конструкции с помощью, по меньшей мере, одного соответствующего элемента жесткости, имеющего в целом форму уголка, отличающаяся тем, что элемент жесткости закреплен также в наружной панели наружной конструкции.

Таким образом, благодаря тому что элемент жесткости связан не только с внутренней, но и с наружной панелью наружной конструкции, удается добиться лучшего баланса усилий, что позволяет предотвратить поворот нервюр. Дело в том, что вследствие крепления на наружной панели наружной конструкции действующие на нее деформирующие усилия передаются также на элемент жесткости, создавая при этом вращающие моменты, по меньшей мере, частично противодействующие тем вращающим моментам, которые демонстрируют тенденцию к приведению в движение нервюр.

Среди прочих преимуществ сказанное позволяет получить монолитное соединение вместо многослойного соединения типа «сэндвич», при использовании которого требовалось бы предусматривать разрывы в акустических панелях, а также добиться уменьшения величины смещения ножевой стяжки и решить часть проблем, связанных с отсоединением указанной стяжки.

Предпочтительно, чтобы был предусмотрен, по меньшей мере, один элемент жесткости, расположенный в зоне средства крепления гондолы к одной из нервюр стойки.

Предпочтительно также, чтобы задняя секция была разделена по меньшей мере на две, по существу, полуцилиндрические полустворки по обе стороны от, по существу, вертикальной плоскости гондолы.

Целесообразно, чтобы средства крепления задней секции к стойке были выполнены съемными.

Целесообразно также, чтобы средства крепления задней секции к стойке были выполнены в виде шарниров.

Предпочтительно, чтобы гондола была снабжена средствами фиксации полустворок вдоль нижней продольной линии гондолы.

Целесообразно, чтобы она была снабжена элементами жесткости для каждой полустворки, располагающимися, по существу, в зоне, по меньшей мере, одного средства фиксации.

Предпочтительно, чтобы внутренняя конструкция была выполнена из акустической панели.

Предпочтительно также, чтобы внутренняя панель наружной конструкции была выполнена из акустической панели.

Остальные признаки и преимущества изобретения явствуют из нижеследующего описания, приводимого со ссылками на приложенные чертежи, где:

фиг.1 представляет собой схематическое изображение на виде спереди задней секции гондолы турбореактивного двигателя;

фиг.2 - схематическое изображение одной полустворки задней секции, показанной на фиг.1;

фиг.3 - частичный вид в увеличенном масштабе зоны нижнего замка с иллюстрацией одной из полустворок задней секции, в которой предусмотрено соединение между внутренней и наружной конструкциями в соответствии с уровнем техники;

фиг.4 - схематическое изображение зоны шарнира или верхнего замка с иллюстрацией соединения между внутренней и наружной конструкциями согласно изобретению;

фиг.5-10 - изображения разных способов выполнения крепления по фиг.4 в зависимости от положения замков вдоль задней секции.

На фиг.1 представлена задняя секция 1, входящая в состав гондолы двухконтурного турбореактивного двигателя.

Эта задняя секция выполнена в виде двух полустворок 2, по существу, полуцилиндрической формы, закрепленных вокруг турбореактивного двигателя по обе стороны от стойки (не показана).

Каждая из полустворок 2 имеет верхнюю продольную нервюру 3 и нижнюю продольную нервюру 4, которые совместно служат в качестве арматуры для наружной конструкции 5, обеспечивающей непрерывность наружной линии обтекания гондолы, и внутренней конструкции 6, охватывающей заднюю часть турбореактивного двигателя. Наружная 5 и внутренняя 6 конструкции совместно ограничивают тракт 7 циркуляции холодного потока.

Если говорить точнее, тракт циркуляции 7 ограничен, с одной стороны, внутренней конструкцией 6 и, с другой стороны, внутренней стенкой 51 наружной конструкции 5. Эта последняя имеет также наружную стенку 52, обеспечивающую непрерывность наружной линии обтекания.

Внутренняя 51 и наружная 52 стенки соединяются за задней секцией, образуя концевое сопло, и совместно ограничивают некоторое внутреннее пространство (цифровой позиции нет), предназначенное обычно для помещения в нем вспомогательной оснастки гондолы.

Внутренняя конструкция 6 связана с остальной частью соответствующей полустворки 2 с помощью верхней радиальной надставки 61 и нижней радиальной надставки 62, которые идут до внутренней стенки 51 наружной конструкции, к которой она прикреплена.

Каждая верхняя продольная нервюра 3 снабжена средствами 31 соединения со стойкой, которые равномерно распределены вдоль указанной нервюры. Традиционно, в случае с раскрываемыми полустворками 2, эти соединительные средства выполняют в виде ушек, которые могут вместе с соответствующим штырем стойки образовывать шарнир.

Каждая нижняя продольная нервюра 4 снабжена средствами крепления, выполненными с возможностью взаимодействия с ответными средствами крепления соответствующей нижней продольной нервюры 4 второй полустворки. Здесь используют, как правило, замки.

На фиг.3 схематично показан способ крепления внутренней конструкции 6 к наружной конструкции 5 в соответствии с предшествующим уровнем техники. Соединение этих двух конструкций осуществляется с помощью одного или нескольких элементов жесткости 100, распределенных вдоль задней секции 1, причем каждый из этих элементов выполнен, по существу, в форме уголка, одна из сторон которого закреплена, например, болтами на внутренней стенке 51 наружной конструкции 5, при этом его вторая сторона крепится, тоже болтами, на нижней радиальной надставке 62.

Указанное соединение дополнено гладким обтекателем 101, который тоже закреплен одновременно на нижней радиальной надставке 62 и на внутренней стенке 52 наружной конструкции 5.

Следует отметить, что, как уже говорилось выше, внутренняя конструкция 6, включая ее нижнюю 62 и верхнюю 61 радиальные надставки, а также внутренняя стенка 51 наружной конструкции 5 выполнены на основе акустических панелей. Вследствие этого крепление элементов жесткости 100 невозможно осуществить непосредственно на этих акустических панелях, что приводит к необходимости предусматривать вставки из материала, структура которого обеспечивает возможность такого крепления, с образованием специальных зон 102, 103.

Тот же принцип крепления применим, с незначительными изменениями, и к верхней радиальной надставке 61.

На фиг.4 иллюстрируется принцип, положенный в основу изобретения.

В соответствии с изобретением соединение между внутренней конструкцией 6 и наружной конструкцией 5 осуществляется с помощью элементов жесткости 110.

Каждый элемент жесткости 110 традиционно имеет первый кронштейн 111, выполненный с возможностью крепления на радиальной надставке 61, 62 внутренней конструкции 6, и второй кронштейн 112, образующий, по существу, прямой угол с первым кронштейном 111 и выполненный с возможностью крепления на внутренней панели 51 наружной конструкции 5.

Элемент жесткости 110 отличается от элемента жесткости 100 тем, что он также имеет надставку или кронштейн 113, выполненный с возможностью крепления на наружной стенке 52 наружной конструкции 5.

Следует отметить, что, поскольку здесь имеют место меньшие усилия, отпадает необходимость в выполнении разрывов в акустических панелях, чтобы включить в них зону, выполняемую в материале, способном выдержать болтовое крепление. Как видно на фиг.4, каждая панель имеет тонкий конец, в который непосредственно входит элемент жесткости 110.

На фиг.6-10 представлены примеры выполнения изобретения для элементов жесткости, расположенных в различных местах вдоль задней секции 1.

На фиг.5-7 изобретение показано применительно к зоне верхней продольной нервюры 3, а на фиг.8-10 - к зоне нижней продольной нервюры 4.

На фиг.5 можно видеть элемент жесткости 205, помещаемый в зоне первого шарнира, того, который находится в самом переднем положении на задней секции 1, то есть в месте, которое подвержено наиболее значительным деформациям и в котором расстояние между внутренней стенкой 51 и наружной стенкой 52 оказывается наибольшим. Поэтому элемент жесткости 205 снабжен усиленным кронштейном 205', который соединен с наружной стенкой 52.

На фиг.6 показан элемент жесткости 206, помещаемый в зоне второго шарнира, того, который находится в положении, несколько смещенном назад по сравнению с первым шарниром, то есть в месте, которое все еще подвержено значительным деформациям, но в котором, однако, расстояние между внутренней стенкой 51 и наружной стенкой 52 уже меньше. Этот элемент жесткости 206 снабжен кронштейном 206', который соединен с наружной стенкой 52.

На фиг.7 показан элемент жесткости 207, помещаемый в зоне третьего шарнира, то есть предпоследнего. Этот элемент жесткости 207 снабжен кронштейном 207', который соединен с наружной стенкой 52.

Совершенно очевидно, что длину, вдоль которой кронштейн элемента жесткости крепится на наружной стенке 52, подбирают в зависимости от вида материала, из которого выполнены указанные кронштейн и элемент жесткости, а также от усилий, которые система будет воспринимать в рассматриваемой зоне.

На фиг.8 показан элемент жесткости 208, помещаемый в зоне первого нижнего замка, того, который находится в самом переднем положении. Этот элемент жесткости 208 снабжен кронштейном 208', который соединен с наружной стенкой 52.

На фиг.9 показан элемент жесткости 209, помещаемый в зоне первого нижнего замка, того, который находится в самом переднем положении. Этот элемент жесткости 209 снабжен кронштейном 209', который соединен с наружной стенкой 52.

Разумеется, изобретение никоим образом не ограничивается описанными выше и показанными на чертежах вариантами осуществления, которые приведены здесь просто в качестве иллюстративных примеров.

1. Гондола двухконтурного турбореактивного двигателя, прикрепляемая к конструкции воздушного судна с помощью соединительной стойки и содержащая переднюю секцию воздухозабора, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию (1), которая имеет внутреннюю конструкцию (6), выполняющую функцию картера для задней части турбореактивного двигателя и образующую, вместе с наружной конструкцией (5), тракт (7) циркуляции вторичного потока, причем внутренняя конструкция снабжена, по существу, радиальными надставками (61, 62), которые проходят через тракт и которыми она связана с внутренней панелью (51) наружной конструкции с помощью по меньшей мере одного соответствующего элемента жесткости (110, 205-210), имеющего в целом форму уголка, отличающаяся тем, что элемент жесткости закреплен также в наружной панели (52) наружной конструкции.

2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере один элемент жесткости (110, 205-207), расположенный в зоне средства (31) крепления гондолы к нервюре (3) стойки.

3. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что задняя секция (1) разделена по меньшей мере на две, по существу, полуцилиндрические полустворки (2) по обе стороны от, по существу, вертикальной плоскости гондолы.

4. Гондола по п.3, отличающаяся тем, что средства (31) крепления задней секции к стойке выполнены съемными.

5. Гондола по п.3, отличающаяся тем, что средства (31) крепления задней секции (1) к стойке выполнены в виде шарниров.

6. Гондола по п.4 или 5, отличающаяся тем, что она снабжена средствами фиксации полустворок (2) вдоль нижней продольной линии гондолы.

7. Гондола по п.6, отличающаяся тем, что она снабжена элементами жесткости (208-210) для каждой полустворки (2), расположенными, по существу, в зоне по меньшей мере одного средства фиксации.

8. Гондола по любому из пп.2, 4, 5 или 7, отличающаяся тем, что внутренняя конструкция (6) выполнена из акустической панели.

9. Гондола по любому из пп.2, 4, 5 или 7, отличающаяся тем, что внутренняя панель (51) наружной конструкции (5) выполнена из акустической панели.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к соединительным устройствам для соединения элементов, шарнирно поворотных относительно друг друга. .

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям и может быть использовано в авиационной промышленности. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к соединительному устройству подвижных относительно друг друга элементов гондолы. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя с демпферами для боковых крышек. .

Изобретение относится к запирающему устройству, устанавливаемому на участке смыкания гондолы. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к креплению элемента гондолы турбореактивного двигателя. .

Изобретение относится к устройству для соединения двух полуоболочек гондолы двигателя летательного аппарата и к гондоле, снабженной таким устройством. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для турбореактивного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для турбореактивного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для размещения двигателя (2) летательного аппарата

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя для установки на воздушное судно

Изобретение относится к гондоле для двигателя летательного аппарата. Гондола содержит передний обтекатель (13) и задний обтекатель (1а). Задний обтекатель (1а) установлен с возможностью смещения между верхним по потоку положением, соответствующим уменьшенному поперечному сечению сопла (9), и нижним по потоку положением, соответствующим увеличенному поперечному сечению сопла (9). Гондола также содержит промежуточный элемент (25), расположенный встык с указанным передним обтекателем (13) и ограничивающий собой полость (27), принимающую в себя верхний но потоку край (11) указанного заднего обтекателя (1а), когда данный обтекатель находится в своем верхнем по потоку положении. Указанный промежуточный элемент (25) содержит опору (29), удерживающую приводные средства (7), в частности, средства приведения в движение указанного заднего обтекателя (1а). Передний обтекатель (13) снабжен средствами (39) упрочнения, расположенными сразу за зоной (35) вверх по потоку. Полость (27) имеет радиально внутренний край, который образует наклонный участок (31) для верхнего по потоку края (11) указанного заднего обтекателя (1а). Исключается возможность блокировки смещения наружной стенки (1а) относительно обтекателя (13). 16 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству капотирования гондолы двигателя летательного аппарата. Устройство капотирования образовано одним верхним полукапотом (2) и одним нижним полукапотом (3), симметричными по отношению к упомянутой симметрии и запираемыми между собой в закрытом положении в их точке совмещения при помощи средства (8а, 8b) запирания. Один из упомянутых полукапотов, верхний (2) и нижний (3), установлен с возможностью индивидуального поворота на дистальной кромке (7d) пилона (7) таким образом, чтобы в открытом положении обеспечивать доступ одновременно к двигателю (4) и к центральному отсеку (7b) пилона (7). Технический результат заключается в обеспечении более удобного доступа к оборудованию, установленному внутри пилона. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к устройству гондолы летательного аппарата. Гондола содержит воздухозаборник (12), продолжаемый в верхней части козырьком, и дверцу с изогнутым профилем, а также устройство для придания жесткости. Устройство для придания жесткости размещено на уровне находящегося выше по потоку края упомянутой дверцы и содержит гибкий элемент (38), следующий по изогнутому профилю упомянутой дверцы между двумя отдаленными узлами крепления, предохранительный указатель, содержащий защелку (60), выполненную с возможностью поворота вокруг оси (62) вращения, связанную с дверцей (16), а также средства для натяжения гибкого элемента (38) между двумя узлами крепления и управления поворотом в заблокированное положение защелки (60). Технический результат заключается в обеспечении улучшенных аэродинамических характеристик гондолы летательного аппарата. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству гондолы летательного аппарата. Гондола содержит воздухозаборник (12), продолжающийся в верхней части жестко соединенной с пилоном частью (14), называемой козырьком, и дверцу (16) с изогнутым профилем. Гондола также содержит устройство опоясывания в форме гибкого элемента (38), направляющие средства (4), позволяющие гибкому элементу (38) следовать по изогнутому профилю дверцы, первый узел крепления (42) гибкого элемента (38), жестко соединенный с первым краем (78) козырька, и второй узел крепления гибкого элемента (38), жестко соединенный со вторым краем (80) козырька. Узлы крепления (42) позволяют движение относительного перемещения в направлении, параллельном продольной оси гондолы, между козырьком (14) и дверцей (16). Технический результат заключается в обеспечении улучшенных аэродинамических характеристик гондолы летательного аппарата. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборнику (4) для гондолы турбореактивного двигателя. Воздухозаборник содержит внешнюю панель (40), внутреннюю панель (41) и воздухозаборную кромку (4a), которая снабжена внутренней стенкой (70), вводимой в контакт с воздушным потоком, поступающим в турбореактивный двигатель, а также перегородку (45), отделяющую воздухозаборную кромку (4a) от остальной части гондолы (1). Воздухозаборная кромка (4a) снабжена добавочным сегментом (60), выполненным с возможностью прикрепления к внутренней панели (41) и проходящим по существу по линии продолжения внутренней стенки (70) в сторону нижней по потоку части воздухозаборника на длину (I), примерно равную максимальному расстоянию (a) между перегородкой (45) и воздухозаборной кромкой. Технический результат заключается в улучшении эксплуатационных характеристик двигателя летательного аппарата. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Гондола содержит воздухозаборник (2), направляющий воздух к вентилятору турбореактивного двигателя, и центральный отсек, который окружает вентилятор и к которому пристыкован воздухозаборник. Воздухозаборник содержит внутреннюю панель (21), которая присоединена к конструкции центрального отсека с помощью крепежных фланцев (4) и образует вместе с ней неподвижную конструкцию гондолы, и наружную панель (20), разъемно прикрепленную к неподвижной конструкции посредством окружной переборки (5), установленной на крепежные фланцы, и включающую в себя губу (2а) воздухозаборника. Конструкция воздухозаборника снабжена по периметру замковыми средствами, каждое из которых содержит замок (10), установленный на внутренней панели или на губе воздухозаборника и предназначенный для взаимодействия с ответными средствами (11) фиксации, установленными, соответственно, на губе воздухозаборника или на внутренней панели. Обеспечивается прочный стык между воздухозаборником и внутренней панелью. 16 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству для центрирования воздухозаборной секции относительно средней секции гондолы. Устройство содержит центрирующий штырь (52), установленный в держателе (54), закрепленном на подвижной секции (4) или на неподвижной секции (5), причем центрирующий штырь (52) имеет центральную ось (56), и приемное отверстие (60), предусмотренное в опорной планке (62), закрепленной на неподвижной секции (5) или на подвижной секции (4), причем указанное приемное отверстие (60) выполнено с возможностью ввода в него центрирующего штыря (52). Центрирующее устройство (50) дополнительно содержит подвижную стыковочную систему (70), выполненную с возможностью совмещения центральной оси (56) центрирующего штыря (52) с центральной осью (72) указанной стыковочной системы (70) или приемного отверстия (60) и обеспечивающую возможность ввода указанного центрирующего штыря (52) в центральное отверстие (71), а также блокирующие средства (80), предназначенные для фиксации указанной стыковочной системы (70). Технический результат заключается в повышении надежности работы центрирующего устройства. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 15 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Хвостовая часть самолета (1) содержит опорную конструкцию (14) для поддержки двигателей, проходящую сквозь фюзеляж (6) через два отверстия (18, 18), расположенные с каждой стороны от центральной вертикальной плоскости (Р) самолета. Опорная конструкция (14) состоит из первой и второй полуконструкций (22, 22), которые проходят через первое и второе отверстия (18, 18) в фюзеляже соответственно. Первая и вторая полуконструкции соединены друг с другом таким образом, что их можно разобрать во внутреннем пространстве (8) фюзеляжа. Способ сборки хвостовой части самолета включает следующие этапы: сначала устанавливают первую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через первое отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; затем устанавливают вторую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через второе отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; собирают внутренний конец первой полуконструкции с внутренним концом второй полуконструкции. Группа изобретений направлена на облегчение сборки и разборки опорной конструкции. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.
Наверх