Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата



Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата
Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата
Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата
Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата
Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата
Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата
Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2487056:

СНЕКМА (FR)
ЭРСЕЛЛЬ (FR)

Турбореактивный двигатель содержит передний вентилятор, размещенный за вентилятором промежуточный корпус с наружной обечайкой и ступицей, которые соединены между собой посредством радиальных плеч, и выпускной корпус с наружной обечайкой. Корпусы двигателя выровнены по одной оси XX. Пилон содержит кессон вытянутой формы, который спереди жестко крепится к наружной обечайке промежуточного корпуса посредством переднего крепления, которое содержит средство передачи осевых и боковых усилий, а сзади - посредством заднего крепления к выпускному корпусу. Переднее крепление кессона воспринимает усилия в осевом направлении, параллельном оси XX, в вертикальном направлении, в поперечном направлении, которое перпендикулярно как к осевому направлению, так и к вертикальному направлению, и воспринимает момент вокруг осевого направления. Переднее крепление включает в себя горизонтальную пластину в плоскости, определяемой осевым и поперечным направлениями, которая располагается на основании, жестко соединенном с наружной обечайкой промежуточного корпуса, срезной штифт, который проходит в вертикальном направлении и пересекает пластину и основание, и пару малых тяг в виде буквы V. Передние концы малых тяг представляют вершину V, закрепленную посредством стыковочного узла к наружной обечайке промежуточного корпуса. Уменьшаются усилия, проходящие между передней и задней частями двигателя. 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности турбореактивных двигателей с передним вентилятором, и их подвески к летательному аппарату.

Турбореактивный двигатель с передним вентилятором содержит ротор вентилятора большого диаметра, располагаемый в корпусе, на котором монтируется канал воздухозаборника. Промежуточный корпус размещается непосредственно за корпусом вентилятора. Сзади продолжением ступицы корпуса является корпус первого контура, состоящий из различных корпусов компрессоров, камеры сгорания, турбин и выпускного воздуха. Воздух, поступающий по каналу воздухозаборника, проходя через ротор вентилятора, подвергается сжатию, а затем разделяется на два концентрических цилиндрических потока: поток первичного воздуха и поток вторичного воздуха. Последний обтекает двигатель и выбрасывается за ступенями турбины либо в холодном состоянии в виде отдельного потока, или смешенным с потоком первичного воздуха. Поток первичного воздуха подвергается дополнительному сжатию перед смешением с топливом для образования горячих газов в камере сгорания. Горячие газы поступают на последовательно установленные ступени турбины, которые приводят во вращение вокруг оси двигателя вентилятор и ступени сжатия воздуха. Затем поток первичного воздуха выбрасывается, образуя часть силы тяги. Сила тяги в большей степени формируется потоком вторичного воздуха. Соотношение между расходом вторичного воздуха и расходом первичного воздуха называется коэффициентом разбавления, при этом увеличение мощности двигателей ведет к разработке двигателей с большим коэффициентом разбавления, которые обладают большим соотношением диаметров корпуса вентилятора и корпуса первого контура.

В случае использования традиционного способа подвески двигатели крепятся при помощи пилона к летательному аппарату на крыле или под крылом или к фюзеляжу. Пилон имеет форму вытянутого и жесткого кессона, способного передавать усилия в трех направлениях - осевом, боковом и вертикальном - между двигателем и конструкцией летательного аппарата, при этом осью является ось двигателя. Подвеска двигателя к пилону локализована в двух вертикальных плоскостях: первой плоскости в передней части, проходящей через промежуточный корпус, и в задней части, проходящей через выпускной корпус. Эти два корпуса являются конструктивными элементами двигателя, удерживающими, в частности, передний и задний подшипники, соответственно. Что касается передней плоскости, то выделяются два различных применяемых в настоящее время способа подвески на гражданских самолетах: первый - на наружной обечайке промежуточного корпуса, второй - на уровне ступицы этого же корпуса.

Технической задачей настоящего изобретения, что касается способа передней подвески, является крепление посредством наружной обечайки промежуточного корпуса.

В случае изостатических узлов подвески усилия передаются посредством малых тяг или аналогичных деталей, соединяющих двигатель с пилоном, которые крепятся путем соединений шарового типа таким образом, чтобы работать исключительно на растяжение и сжатие. Такое расположение предусматривает возможность обеспечения передачи усилий в трех направлениях - осевом Fx, вертикальном Fz и боковом Fy, а также моментов в этих же трех направлениях, соответственно, Mx, My, Mz. Кроме креплений между промежуточным и выпускным корпусами узел подвески содержит также тяги передачи или приема силы тяги, которые соединяют ступицу промежуточного корпуса с задним креплением, в известных случаях с пилоном рядом с задним креплением. Передняя плоскость узла подвески, которая, как правило, располагается на промежуточном корпусе, воспринимает боковые и вертикальные усилия, а задняя плоскость узла подвески воспринимает боковые и вертикальные усилия, а также момент вокруг оси двигателя. Боковые и вертикальные моменты воспринимаются посредством реакций в направлениях, противоположных двум плоскостям узла подвески.

К проблемам, связанным с подвеской двигателей, можно отнести искривления корпусов, которые, с одной стороны, являются результатом точечных передач усилий, при этом точки крепления типа тяги и прицепной серьги образуют небольшие по размерам зоны, с другой стороны, являются результатом смещения восприятия силы тяги на пилон относительно вектора силы тяги вдоль оси двигателя. Следствием крутящего момента, формируемого двумя силами, является изгибание двигателя вдоль собственной оси, которое ухудшает состояние зазоров между неподвижными и вращающимися частями, снижает рабочие характеристики и негативно отражается на удельном расходе. Это также приводит к износу деталей в результате трения и сокращению срока эксплуатации двигателя. Такое явление более выражено при больших амплитудах деформаций и проявляется в двигателях, обладающих более высоким коэффициентом разбавления и большим соотношением диаметров корпуса вентилятора и корпуса первого контура.

Технической задачей настоящего изобретения, следовательно, является узел подвески турбореактивного двигателя с передним вентилятором к пилону, передающий ему усилия без деформации в отдельных местах или в целом цилиндрических корпусов, в которых размещены вращающиеся детали. Его технической задачей также является узел подвески оптимальной массы. И наконец, узел подвески не должен мешать доступу и обслуживанию.

Реализации этой цели, согласно изобретению, удается достичь в турбореактивном двигателе, подвешенном к пилону летательного аппарата; при этом турбореактивный двигатель содержит передний вентилятор, размещенный за вентилятором промежуточный корпус с наружной обечайкой и ступицей, которые соединены между собой посредством радиальных плеч, и выпускной корпус с наружной обечайкой; при этом два корпуса выровнены по одной оси ХХ, а пилон содержит конструктивный кессон вытянутой формы. Турбореактивный двигатель отличается тем, что упомянутый кессон впереди жестко крепится к наружной обечайке промежуточного корпуса посредством крепления, которое содержит средство передачи осевых и боковых усилий, а сзади - посредством крепления к упомянутому выпускному корпусу.

Предлагаемое изобретение основывается на отличительном признаке, согласно которому при нормальном функционировании двигателя основной путь усилий к пилону проходит через переднюю часть двигателя и уменьшает, таким образом, усилия, проходящие между передней и задней частями двигателя. Задействуемыми усилиями являются, в частности, сила тяги, сила тяжести и аэродинамические усилия канала воздухозаборника.

Впрочем, известна заявка на патент WO 2007/033994, относящаяся к узлу подвески, которая, как и настоящая заявка, направлена на уменьшение или исключение эффекта искривления каркаса, в частности продольного изгибания, вызванного силой тяги двигателя. Однако, согласно содержащемуся в данном документе решению, задняя подвеска двигателя определенно исключена, что вызывает ярко выраженные искривления под действием силы тяжести и не создает условий для решения соответствующим образом проблемы искривления на корпусе. Кроме того, относительно такого решения изобретение позволяет воспринимать крутящий момент Mz, образующийся вокруг вертикального направления, между передней и задней плоскостями, что создает возможность уменьшить значимость переднего крепления при точечном восприятии возможных усилий.

Кроме того, турбореактивный двигатель имеет следующие отличительные признаки, взятые в отдельности или в комбинации.

Упомянутым средством передачи осевых усилий является срезной штифт.

Переднее крепление содержит переднюю пластину, жестко соединенную с кессоном. Эта пластина может крепиться болтами или на наружной обечайке промежуточного корпуса.

Переднее крепление содержит, по меньшей мере, по одной малой тяге с каждой стороны кессона, соединенной сбоку с наружной обечайкой промежуточного корпуса и установленной таким образом, чтобы передавать только усилия растяжения или сжатия.

В частности, переднее крепление содержит пару малых тяг с каждой стороны кессона, соединенных с наружной обечайкой промежуточного корпуса, при этом каждая малая тяга установлена таким образом, чтобы передавать только усилия растяжения или сжатия.

Турбореактивный двигатель содержит две тяги передачи силы тяги, которые впереди соединены со ступицей промежуточного корпуса, а сзади - с задним креплением или непосредственно с пилоном.

Заднее крепление выпускного корпуса относится к гибкому типу, при этом, в частности, гибкое крепление содержит две накладки, передающих вертикальные усилия, а также одну накладку, передающую боковые усилия.

В качестве альтернативного варианта заднее крепление к промежуточному корпусу относится к жесткому типу, при этом, в частности, заднее крепление к выпускному корпусу содержит поперечную балку, соединенную с наружной обечайкой выпускного корпуса посредством, по меньшей мере, двух малых тяг, закрепленных путем шаровых соединений.

В соответствии с частным способом осуществления изобретения, кессон спереди содержит узел, состоящий из трех жестких плеч, закрепленных в трех точках на наружной обечайке промежуточного корпуса. Жесткие плечи могут крепиться на наружной обечайке промежуточного корпуса путем шаровых соединений.

Далее приводится более детальное описание изобретения, способов его осуществления, которые не носят ограничительного характера, при этом описание сделано со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

- фиг.1 схематично изображает вид в перспективе турбореактивного двигателя, подвешенного к пилону согласно изобретению;

- фиг.2 изображает двигатель и распределение усилий по основным осям;

- фиг.3 - вид спереди в изометрической перспективе детали переднего крепления кессона на наружной обечайке промежуточного корпуса;

- фиг.4 - осевой разрез плоскости соединения между кессоном и обечайкой;

- фиг.5 схематично изображает гибкое крепление между кессоном пилона и выпускным корпусом;

- фиг.6 схематично изображает жесткое крепление между кессоном пилона и выпускным корпусом;

- фиг.7 изображает вариант осуществления крепления к обечайке промежуточного корпуса.

Как это показано на фиг.1 и 2, турбореактивный двигатель 1 является турбореактивным двигателем с передним турбовентилятором (изображен только корпус 2), за которым располагается промежуточный корпус 3. Передняя часть, откуда поступает воздух, на фигуре чертежа находится слева.

Сзади виден корпус 4 компрессионной секции. Эта секция соединена с камерой сгорания 5 кольцевого типа. Ступени турбины 7 располагаются за камерой сгорания. В конце двигателя размещается выпускной корпус 8, который является известным специалистам конструктивным элементом и, как и промежуточный корпус, содержит удерживающую подшипники ступицу, наружную обечайку и радиальные плечи передачи усилий между ступицей и наружной обечайкой.

Отметка, относительно которой производится ориентирование осей, составляющих усилий и моментов, включает в себя ось Ох, параллельную оси ХХ двигателя, при этом предполагается, что она является горизонтальной и ориентирована спереди назад; ось Oz является вертикальной осью, а ось Oy - поперечной осью.

Двигатель крепится к конструкции летательного аппарата, крылу или фюзеляжу посредством, как это известно, пилона 9. Последний в целом имеет форму жесткого кессона в виде параллелепипеда. Он обеспечивает передачу всех усилий между двигателем и конструкцией.

Узел подвески, представляющий собой совокупность деталей или органов, обеспечивающих крепление двигателя и передачу усилий между двигателем и пилоном, содержит переднее крепление 10 между наружной обечайкой промежуточного корпуса 3 и пилоном 9, заднее крепление 11 между наружной обечайкой выпускного корпуса 8 и пилоном, а также две тяги 12 восприятия или передачи силы тяги.

В соответствии с изобретением, переднее крепление 10 устанавливается для восприятия сил Fx в направлении Ox, Fy - в направлении Oy, Fz - в направлении Oz, а также, по меньшей мере, части момента Mx вокруг направления Ox.

Заднее крепление 11 устанавливается для восприятия сил Fy в направлении Oy и сил Fz в направлении Oz, а также части осевого момента Мх.

Тяги 12 восприятия силы тяги устанавливаются для восприятия части сил Fx в направлении Ox. Они крепятся спереди на ступице 31 промежуточного корпуса по обе стороны вертикальной плоскости (Ox, Oz), проходящей через ось XX двигателя; сзади они крепятся непосредственно на кессоне 9 пилона. Они могут также крепиться на балке заднего крепления, которая присоединяет выпускной корпус к пилону, а в случае необходимости при помощи поперечины.

Таким образом, подвеска представляет основной путь усилий вокруг промежуточного корпуса с прохождением через наружную обечайку 32 промежуточного корпуса.

На фиг.3 и 4 изображен пример переднего крепления 10, основным предназначением которого является восприятие осевых усилий. Передний конец кессона 9 содержит пластину 90 в плоскости (Ox; Oy), которая располагается на основании 32а, жестко соединенном с наружной обечайкой 32 промежуточного корпуса 3. Пластина и основание пересекаются по оси Oz срезным штифтом 35. Срезной штифт предназначен для образования средства передачи осевых усилий между обечайкой 32 и кессоном 9. В данном случае болты 36 удерживают пластину упирающейся в основание 32а и обеспечивают частичное восприятие вертикальных усилий. Поскольку толкающие усилия передаются обечайкой 32, последняя в связи с этим усиливается, например, прикрепленной болтами балкой в форме полукруга. Осевые усилия, вызванные силой тяги по оси двигателя, поднимаются на пилон 9 посредством радиального жесткого плеча 34 промежуточного корпуса.

Следует напомнить, что промежуточный корпус 3 является конструктивной деталью двигателя со ступицей, внутри которой установлены передние подшипники, удерживающие соосные валы роторов. Например, в двухвальном двигателе с передним вентилятором и двумя соосными валами для роторов низкого давления и высокого давления ступица содержит три передних подшипника двигателя. Наружная обечайка 32 соединяется со ступицей посредством радиальных плеч, часть которых является элементами конструкции и установлены для передачи усилий между двумя деталями - ступицей и наружной обечайкой. Верхнее радиальное плечо 34s, расположенное в положении, соответствующем 12.00, рассчитано таким образом, чтобы постоянно обеспечивать передачу силы тяги между ступицей и наружной обечайкой в месте крепления кессона 9.

Помимо срезного штифта возможны также и другие решения.

Восприятие боковых усилий обеспечивается посредством системы малых тяг, которые крепятся путем двойного шарового соединения. Согласно способу осуществления изобретения, две малые тяги 91 и 92 располагаются в виде буквы V, вершина которой крепится посредством стыковочного узла к наружной обечайке 32 промежуточного корпуса. Крепления осуществлены путем шаровых соединений известным специалистам образом, позволяющим передавать усилия только по оси тяги. Образованная малыми тягами буква V находится в вертикальной плоскости, перпендикулярной оси двигателя. Таким образом, каждая пара малых тяг в виде буквы V не воспринимает никаких усилий вдоль направления оси двигателя.

Что касается заднего крепления 11, возможны два варианта.

Согласно первому способу осуществления изобретения, изображенному на фиг.5, заднее крепление является креплением гибкого типа 110 с двумя накладками 112 и 111 для восприятия вертикальных усилий. Две накладки располагаются в плоскости, поперечной относительно оси, по обе стороны от вертикальной плоскости, которая проходит через эту сеть. Накладки содержат часть из эластомера 112а, 111b, соединенную с кессоном, не показан на фигуре, и тягу 112b, 111b, соединенную посредством крепления шарового типа с наружной обечайкой 82 выпускного корпуса 8. Накладки, коэффициент упругости которых контролируется, изготовлены из эластомера или из любого другого гибкого композитного материала.

Для восприятия части момента Мх вокруг оси ХХ между двумя первыми накладками располагается третья накладка 113 с соединением по касательной.

Согласно другому способу осуществления изобретения, изображенному на фиг.6, крепление 114 является жестким с двумя боковыми малыми тягами 115 и 116, которые крепятся путем шаровых соединений между наружной обечайкой 82 выпускного корпуса 8 и балкой 117, поперечной оси ХХ, которая жестко крепится на кессоне 9. Для восприятия части момента Мх третья малая тяга 118 крепится по касательной между обечайкой 82 и балкой 117.

Согласно варианту, изображенному на фиг.7, кессон 19 в передней части содержит три конструктивных ответвления 19а, 19b, 19с. Конец каждого ответвления крепится к наружной обечайке промежуточного корпуса путем соединения, аналогичного изображенному на фиг.3.

1. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, при этом турбореактивный двигатель содержит: передний вентилятор, размещенный за вентилятором промежуточный корпус с наружной обечайкой и ступицей, которые соединены между собой посредством радиальных плеч, и выпускной корпус с наружной обечайкой; при этом два корпуса выровнены по одной оси XX, а пилон содержит конструктивный кессон вытянутой формы, отличающийся тем, что упомянутый кессон спереди жестко крепится к наружной обечайке промежуточного корпуса посредством переднего крепления, которое содержит средство передачи осевых и боковых усилий, а сзади - посредством заднего крепления к упомянутому выпускному корпусу, при этом переднее крепление кессона воспринимает усилия в осевом направлении, параллельном оси XX, в вертикальном направлении, которое перпендикулярно к осевому направлению, в поперечном направлении, которое перпендикулярно как к осевому направлению, так и к вертикальному направлению, и воспринимает момент вокруг осевого направления, и при этом переднее крепление включает в себя горизонтальную пластину в плоскости, определяемой осевым и поперечным направлениями, которая располагается на основании, жестко соединенном с наружной обечайкой промежуточного корпуса, срезной штифт, который проходит в вертикальном направлении и пересекает пластину и основание, и пару малых тяг в виде буквы V, передние концы малых тяг представляют вершину V, закрепленную посредством стыковочного узла к наружной обечайке промежуточного корпуса.

2. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.1, в котором упомянутым средством передачи усилий является срезной штифт.

3. Турбореактивный двигатель по п.1, в котором переднее крепление содержит пластину, жестко соединенную с кессоном спереди.

4. Турбореактивный двигатель по п.2, в котором переднее крепление содержит пластину, жестко соединенную с кессоном спереди.

5. Турбореактивный двигатель по п.4, в котором данная пластина, жестко соединенная с кессоном, крепится болтами на наружной обечайке промежуточного корпуса.

6. Турбореактивный двигатель по п.1, в котором переднее крепление содержит, по меньшей мере, одну малую тягу с каждой стороны кессона, соединенную сбоку с наружной обечайкой промежуточного корпуса и расположенную таким образом, чтобы передавать только усилия растяжения или сжатия.

7. Турбореактивный двигатель по п.6, в котором переднее крепление содержит пару малых тяг с каждой стороны кессона, соединенных сбоку с наружной обечайкой промежуточного корпуса и расположенных таким образом, чтобы передавать только усилия растяжения или сжатия.

8. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.1, в котором кессон содержит спереди узел из трех жестких плеч, закрепленных в трех точках на наружной обечайке промежуточного корпуса.

9. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.8, в котором жесткие плечи крепятся на наружной обечайке промежуточного корпуса посредством шаровых соединений.

10. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по любому из предыдущих пунктов, содержащий две тяги передачи силы тяги, соединенные спереди со ступицей промежуточного корпуса, а сзади - с задним креплением.

11. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по любому из пп.1-9, содержащий две тяги передачи силы тяги, соединенные спереди со ступицей промежуточного корпуса, а сзади - с пилоном.

12. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.1, в котором заднее крепление к выпускному корпусу относится к гибкому типу.

13. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.12, в котором гибкое крепление содержит две накладки, передающие вертикальные усилия.

14. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.13, в котором гибкое крепление содержит накладку, передающую боковые усилия.

15. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.1, в котором заднее крепление к выпускному корпусу относится к жесткому типу.

16. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.15, в котором заднее крепление к выпускному корпусу содержит поперечную балку, соединенную с наружной обечайкой выпускного корпуса посредством, по меньшей мере, двух малых тяг, закрепленных посредством шаровых соединений.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к подвеске многоконтурного турбореактивного двигателя, снабженного промежуточным картером и выхлопным картером, содержащей пилон, который может быть прикреплен к конструкции летательного аппарата, включающей переднее устройство для подвешивания между ступицей промежуточного картера и указанным пилоном, и заднее средство подвески между выхлопным картером и пилоном.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воспринимающей нагрузки конструкции (101) пилона подвески, предназначенного для крепления турбореактивного двигателя к крылу летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к конструкции для установки авиационного двигателя, содержащей систему (11) подвески двигателя. .

Изобретение относится к устройству крепления авиационного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к узлам крепления силовых установок под крылом летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к двигательной установке для летательного аппарата. .

Изобретение относится к конструкции хвостовой части воздушного или космического судна, в частности, к конструкции хвостовой части, которая непосредственно примыкает к отсеку фюзеляжа воздушного или космического судна.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата

Изобретение относится к крепежной конструкции для турбореактивного двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата. Силовая установка (10) содержит двухконтурный турбореактивный двигатель, охваченный гондолой, и средства (80) крепления двигателя на стойке (16). Гондола (12) содержит внутреннюю круглую конструкцию (36) с жестким каркасом, образованным входной кольцевой рамой (50), закрепленной на промежуточном картере (38) двигателя, выходной кольцевой рамой (52), удерживающей выпускной картер (40) двигателя, и продольными лонжеронами (54, 56, 58, 60) соединения этих рам (50, 52). Выходная кольцевая рама (52) закреплена на стойке (16) при помощи средств гибкой или шарнирной подвески. Технический результат заключается в уменьшении деформации в силовой установке летательного аппарата. 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к стойке для поддержки турбореактивного двигателя и гондоле с такой стойкой. Стойка (9) имеет часть (11) для соединения кожуха (1) вентилятора (3) или кожуха газогенератора (5) турбореактивного двигателя с крылом летательного аппарата, а также коробчатую Y-образную часть (19), жестко связанную с указанной соединительной частью (11) и выполненную таким образом, чтобы образовывать верхнюю часть неподвижной внутренней конструкции указанной гондолы. Технический результат заключается в обеспечении возможности использования более легких материалов в конструкции крепления турбореактивного двигателя летательного аппарата. 4 н. и 15 з.п. ф-лы, 22 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.

Изобретение относится к узлу подвески для турбореактивного двигателя (3) летательного аппарата, содержащему пилон (1) и штанги (13а, 13b) для восприятия нагрузки от турбореактивного двигателя (3), соединенные с указанным пилоном (1). Предложенный узел характеризуется тем, что он снабжен средствами (19, 25), отдельными от указанного пилона (1), которые обеспечивают теплоизоляцию указанных штанг (13а, 13b) от турбореактивного двигателя (3). 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

Промежуточный корпус (20) вентиляторного отсека турбореактивного двигателя (Cs) содержит: обечайку (22), кольцевую щеку (24), подвесную балку (28) и коробку приводов агрегатов (30). Обечайка (22) сцентрирована по продольной оси (X-X) газотурбинного двигателя. Кольцевая щека (24) сцентрирована по продольной оси газотурбинного двигателя и установлена напротив расположенной ниже по потоку стороны обечайки. Подвесная балка (28) прикреплена к щеке и простирается по направлению потока параллельно продольной оси газотурбинного двигателя. Коробка приводов агрегатов (30) подвешена на балке и содержит расположенную выше по потоку боковую сторону (30b), аксиально пространственно отделенную от щеки, расположенную ниже по потоку боковую сторону (30a), противоположную расположенной выше по потоку боковой стороне, а также множество вспомогательного оборудования (32), установленного напротив ее расположенной ниже по потоку боковой стороны и размещенного вдоль продольной оси газотурбинного двигателя. Достигается установка коробки приводов агрегатов в отсек центра турбореактивного двигателя без ухудшения характеристик компрессора высокого давления турбореактивного двигателя. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к конструкции подвески турбинного двигателя. Балка для подвески турбинного двигателя к конструкции летательного аппарата содержит первое и второе средства крепления. Первое средство крепления установлено для фиксации к конструкции летательного аппарата. Второе средство крепления установлено для фиксации к двигателю. Балка, по меньшей мере частично, выполнена из композитного материала с включающей в себя волокна упрочнения металлической матрицей и имеет форму дуги окружности. Достигается улучшение свойств балок подвески турбинного двигателя. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 22 ил.
Наверх