Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя



Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2492117:

ЭРСЕЛЬ (FR)

Конструкция (1, 100, 300) для крепления турбореактивного двигателя (2) к неподвижной конструкции самолета с помощью крепежной стойки (5) содержит цельный короб, охватывающий по обе стороны кожух (3) вентилятора турбореактивного двигателя вокруг его продольной оси и снабженный средствами (201, 203) крепления к стойке и средствами (4) крепления двигателя, расположенными на коробе по обе стороны от продольной оси турбореактивного двигателя и предназначенными для соединения с частью турбореактивного двигателя для обеспечения восприятия действующих на него усилий. Облегчается монтаж и демонтаж конструкции, улучшается распределение усилий по периметру короба. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 15 ил.

 

Изобретение относится к крепежной конструкции для турбореактивного двигателя летательного аппарата.

Самолет приводится в движение с помощью нескольких турбореактивных двигателей, каждый из которых помещен в гондолу, где находятся также группа связанных с его работой вспомогательных исполнительных устройств типа системы реверса тяги, которые выполняют различные функции во время работы или простоя турбореактивного двигателя.

Гондола имеет, как правило, трубчатую структуру с воздухозаборником, помещенным перед турбореактивным двигателем, средней секцией, охватывающей вентилятор турбореактивного двигателя, и задней секцией, в которую помещены средства реверса 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 с помощью вращающихся лопастей вентилятора горячий воздушный поток (его называют также «первичным потоком»), выходящий из камеры сгорания турбореактивного двигателя, и холодный («вторичный») воздушный поток, циркулирующий снаружи от турбореактивного двигателя по кольцевому каналу («тракту»), образованному между обтекателем турбореактивного двигателя (или внутренней конструкцией задней части гондолы, охватывающей турбореактивный двигатель) и внутренней стенкой гондолы. Оба эти воздушных потока выталкиваются из турбореактивного двигателя через заднюю часть гондолы.

Таким образом, каждая самолетная силовая установка образована гондолой и турбореактивным двигателем и подвешивается к какой-либо неподвижной конструкции самолета, например под крылом или на фюзеляже, с помощью пилона или стойки, прикрепляемого с помощью подвесок к турбореактивному двигателю в его передней и задней частях, при этом весь полученный узел образует границу раздела между турбореактивным двигателем и неподвижной конструкцией самолета, обеспечивая тем самым передачу на самолетную конструкцию усилий, создаваемых указанным турбореактивным двигателем.

В рассмотренной системе функцию поддержания гондолы выполняет турбореактивный двигатель.

Для обеспечения передачи усилий стойка снабжена специальной жесткой конструкцией, имеющей часто коробчатую форму, то есть образованной совокупностью верхних и нижних продольных балок, а также боковых панелей, соединенных друг с другом поперечными ребрами.

С другой стороны, стойка снабжена специальной монтажной системой, которая установлена между турбореактивным двигателем и жесткой конструкцией стойки и включает в себя в целом, по меньшей мере, два крепления двигателя, обычно, по меньшей мере, одно переднее крепление и, по меньшей мере, одно заднее крепление.

Кроме того, монтажная система содержит устройство восприятия усилий тяги, развиваемых турбореактивным двигателем, которое имеет традиционно форму боковых штанг, присоединенных, во-первых, в задней части кожуха вентилятора и, во-вторых, к неподвижному заднему креплению на его центральном кожухе.

Подобным же образом стойка снабжена еще одной монтажной системой, которая помещена между ее жесткой конструкцией и неподвижной частью самолета, к которой она должна крепиться.

Таким образом, традиционная стойка, известная из предшествующего уровня техники, имеет в целом вид короба в форме параллелепипеда достаточно больших размеров, с тем чтобы она мог воспринимать все усилия, создаваемые связанным с ней турбореактивным двигателем.

В этих условиях стойка оказывается источником сильных возмущений во вторичном потоке, выходящем из кольцевого канала вентилятора, что приводит к формированию более значительного лобового сопротивления.

Кроме сказанного, подобная структура подвержена действию множества внешних усилий, которые складываются друг с другом во время полета. В числе прочих можно указать усилия, возникающие под действием силы тяжести, внешние и внутренние аэродинамические нагрузки, порывы ветра и тепловые эффекты.

Все эти напряжения, воздействующие на силовую установку, передаются на турбореактивный двигатель, вызывая деформации кожухов, которые непосредственно затрагивают эксплуатационные показатели различных ступеней турбореактивного двигателя. Если говорить конкретнее, при работе силовой установкой «в виде осиной талии», то есть с длинной задней частью, которая выполнена тоньше, чем промежуточные конструкции и воздухозаборник, указанные напряжения приводят к особо вредной деформации, носящей название «свертывание в банан», когда задняя часть претерпевает сильный изгиб.

Такое «свертывание в банан» выражается в деформации наружной конструкции гондолы, образованной разными следующими друг за другом кожухами, в то время как приводной вал, лопасти вентилятора и внутренние лопатки турбореактивного двигателя остаются прямолинейными. В результате происходит сближение головок лопастей вала с внутренней периферией кожухов. Из-за этого ухудшаются общие рабочие характеристики турбореактивного двигателя по сравнению с конфигурацией, при которой кожуха не претерпевают деформации или претерпевают лишь очень незначительные деформации, поскольку при этом приходится учитывать рассматриваемую деформацию при проектировании гондолы, всегда оставляя достаточный зазор между головками лопастей и периферией кожухов. Вследствие этого часть подаваемого воздуха не будет сжиматься лопастями, так как воздух выходит через такой большой зазор.

В патентных документах FR 2891526 и FR 2885877 описана крепежная стойка, имеющая один центральный короб и два боковых короба, которые жестко связаны с указанным центральным коробом и снабжены крепежными средствами, рассчитанными на восприятия усилий, создаваемых турбореактивным двигателем.

В этой системе восприятие усилий осуществляется через посредство предусмотренных для этой цели боковых коробов. Усилия тяги, действующие через средства крепления коробов, проходят через оболочки этих коробов, после чего поступают в продольный центральный короб и далее - к задней части стойки.

Недостаток рассмотренной выше системы заключается в том, что боковые короба объединены со стойкой без возможности отделения от нее. В результате затрудняется доступ к соединительной поверхности при необходимости демонтажа силовой установки. Говоря точнее, турбореактивный двигатель, как правило, охватывается гондолой, при этом присоединение установки существенно усложняется тем обстоятельством, что для того чтобы короба можно было закрепить на турбореактивном двигателе, их приходится вставлять через гондолу.

Целью изобретения является разработка иного технического решения, которое позволило бы устранить упомянутые выше недостатки, обеспечив в то же время оптимальное восприятие усилий. Для достижения этой цели предложена конструкция для крепления турбореактивного двигателя к неподвижной конструкции самолета с помощью крепежной стойки, отличающаяся тем, что она содержит цельный короб, частично вытянутый по обе стороны от кожуха вентилятора турбореактивного двигателя вокруг, по существу, продольной оси этого последнего и снабженный, во-первых, средствами крепления к стойке и, во-вторых, средствами крепления двигателя, которые помещены на коробе по обе стороны от, по существу, продольной оси турбореактивного двигателя и выполнены с возможностью соединения с какой-либо частью турбореактивного двигателя для обеспечения восприятия действующих на него усилий.

Таким образом, благодаря использованию цельной коробчатой конструкции, выполняемой независимо от стойки, ее легко можно объединить с силовой установкой и установить на указанной стойке. В результате существенно облегчаются монтаж и демонтаж установки с возможностью использования при этом поверхности, разделяющей стойку и силовую установку. Кроме того, вследствие того, что цельная коробчатая конструкция не разрывается стойкой, удается добиться более эффективного общего распределения и лучшего уравновешивания усилий по всему периметру короба.

В соответствии с первым вариантом осуществления изобретения, средства крепления двигателя выполнены с возможностью соединения с кожухом вентилятора. Целесообразно, чтобы средства крепления двигателя были выполнены с возможностью закрепления на заднем участке кожуха вентилятора, который называют обычно промежуточным кожухом и который выполняет функцию конструктивного кожуха.

В соответствии со вторым вариантом осуществления, средства крепления двигателя выполнены с возможностью соединения с турбореактивным двигателем в зоне расположения ступени высокого давления этого последнего. При этом коробчатая конструкция может полностью или частично перекрывать заднюю зону кожуха вентилятора. Целесообразно, чтобы крепление осуществлялось с помощью соединительных кронштейнов, которые должны быть предпочтительно помещены по линии совмещения боковых кронштейнов двигателя, если таковые имеются, с тем чтобы по возможности минимизировать помехи для циркуляции воздуха во вторичном контуре гондолы.

Предпочтительно, чтобы средства крепления двигателя были помещены на коробе таким образом, чтобы они находились, по существу, в горизонтальной плоскости, смежной со средней осью турбореактивного двигателя.

Предпочтительно также, чтобы средства крепления двигателя были средствами типа шарового шарнира.

Предпочтительно также, чтобы крепежная конструкция содержала два боковых средства крепления двигателя.

Целесообразно, чтобы средства крепления двигателя были помещены в зоне локального утолщения короба, ориентированного в сторону задней части кожуха.

Целесообразно также, чтобы короб был снабжен дополнительными средствами крепления, выполненными в форме, по меньшей мере, одной штанги, помещенной в плоскости, по существу, перпендикулярной к продольной оси турбореактивного двигателя, причем указанная штанга закреплена первым концом в коробе и выполнена с возможностью закрепления вторым концом в кожухе.

Целесообразно также, чтобы штанга была помещена в верхней части короба, по существу, рядом со средствами крепления к стойке.

В соответствии с первым способом реализации изобретения, средства крепления к стойке помещены в задней боковой зоне короба.

В соответствии со вторым способом реализации, средства крепления к стойке помещены на верхней поверхности короба.

Целесообразно, чтобы короб был снабжен дополнительными средствами крепления, выполненными в форме, по меньшей мере, одной штанги, помещенной, по существу, рядом со средствами крепления к стойке, причем указанная штанга закреплена первым концом в коробе и выполнена с возможностью закрепления вторым концом в указанной стойке.

Целесообразно также, чтобы средства крепления к стойке были снабжены, по меньшей мере, одним центрирующим выступом.

Изобретение охватывает также крепежную систему для турбореактивного двигателя, содержащую, во-первых, стойку, соединенную с неподвижной конструкцией самолета, и, во-вторых, крепежную конструкцию согласно изобретению.

Целесообразно, чтобы стойка выступала в пространство перед крепежной конструкцией.

Предметом изобретения является также силовая установка, содержащая турбореактивный двигатель, которая отличается тем, что этот двигатель соединен с крепежным блоком согласно изобретению.

Целесообразно, чтобы силовая установка была снабжена задней связью с помощью, по меньшей мере, одной системы подвески, имеющей первый конец, соединенный со стойкой, и второй конец, соединенный с задней частью турбореактивного двигателя.

Сущность изобретения станет более понятной в ходе изучения нижеследующего детального описания, приводимого со ссылками на приложенные чертежи, где:

фиг.1 представляет собой схематический вид сбоку крепежной конструкции согласно изобретению, прикрепленной к турбореактивному двигателю;

фиг.2 - схематический вид спереди крепежной конструкции и турбореактивного двигателя по фиг.1;

фиг.3 - схематический вид, иллюстрирующий один из частных вариантов осуществления крепежной конструкции согласно изобретению;

фиг.4 - схематический вид сбоку крепежной конструкции согласно изобретению, снабженной дополнительными опорными штангами;

фиг.5 - вид спереди крепежной конструкции по фиг.4;

фиг.6 - схематический вид сбоку крепежной конструкции согласно изобретению, соединенной со стойкой, в соответствии с первым вариантом осуществления;

фиг.7 - вид сверху крепежной конструкции по фиг.6, снабженной усовершенствованной связью со стойкой;

фиг.8 - схематический вид сбоку крепежной конструкции согласно изобретению, соединенной со стойкой, в соответствии со вторым вариантом осуществления;

фиг.9 - схематический вид сбоку конструкции по фиг.8, снабженной дополнительной штангой для связи со стойкой;

фиг.10-12 - иллюстрации других вариантов расположения дополнительных штанг;

фиг.13 - схематический вид крепежной системы, снабженной задней подвеской для связи с турбореактивным двигателем;

фиг.14 и 15 - виды, соответственно, спереди и сбоку крепежной конструкции согласно изобретению, соединенной с турбореактивным двигателем в зоне его ступени высокого давления.

Показанная на фиг.1 и 2 крепежная конструкция согласно изобретению предназначена для поддержания турбореактивного двигателя 2.

Эта крепежная конструкция имеет цельную коробчатую структуру, которая охватывает кожух 3 вентилятора турбореактивного двигателя 2, по существу, по верхней половине его периметра.

Коробчатая цельная конструкция 1 образована наружной панелью 10, внутренней панелью 11, передней боковой панелью 12 и задней боковой панелью 13 и замыкается двумя торцевыми боковыми панелями 14, 15.

Таким образом, коробчатая цельная конструкция 1 представляет собой цельную структуру, которая вытянута по обе стороны от продольной оси турбореактивного двигателя 2 вокруг кожуха 3 его вентилятора.

Кроме того, каждая ветвь цельной конструкции снабжена кронштейном 4 двигателя, с помощью которого крепежная конструкция 1 крепится к кожуху 3 вентилятора турбореактивного двигателя.

Крепление на кожухе 3 осуществляется в горизонтальной, по существу, плоскости Р, смежной со средней осью турбореактивного двигателя.

В этих условиях указанные кронштейны 4 двигателя воспринимают усилия, действующие на турбореактивный двигатель 2, обеспечивая их подъем в сторону стойки 5 через посредство коробчатой конструкции 1.

Благодаря их локализации в практически горизонтальной плоскости Р, смежной со средней осью турбореактивного двигателя 2, удается ограничить передачу паразитных усилий от двигателя к неподвижной конструкции самолета.

В соответствии с одним из вариантов, кронштейны 4 двигателя могут быть средствами типа шарового шарнира. Осевое положение шарового шарнира относительно короба будет определяться общей структурой турбореактивного двигателя 2 и местонахождением его центра тяжести.

Как видно на фиг.3, цельная коробчатая конструкция 100 может иметь локальное утолщение 101, направленное в сторону задней зоны, что позволит устанавливать кронштейны 4 двигателя на кожухе 3 вентилятора как можно ближе к указанной задней зоне.

В варианте, представленном на фиг.1-3, крепежная конструкция 1, 100 согласно изобретению воспринимает, в основном, осевые усилия, действующие по оси двигателя.

Восприятие боковых усилий может осуществляться с помощью одной или нескольких дополнительных штанг 6 типа показанных на фиг.4 и 5.

Первый конец указанных дополнительных штанг 6 закреплен в коробчатой конструкции 1, а их второй конец - в кожухе 3 вентилятора.

Целесообразно, чтобы дополнительные штанги 6 были расположены в верхней зоне коробчатой конструкции 1, рядом с соединительной поверхностью, служащей для связи со стойкой 5.

Совершенно очевидно, что дополнительные штанги 6 можно поместить как за коробчатой конструкцией 1, так и перед ней, в зависимости от геометрического положения установки.

На фиг.6-13 представлены различные конфигурации крепления к стойке 5 с формированием крепежного блока 200.

Как видно на фиг.6 и 7, стойка 5 соединена с крепежной конструкцией 1 через соединительную поверхность 201, находящейся на задней боковой стороне 13 крепежной конструкции 1.

Крепление может осуществляться традиционным способом с помощью соответствующих металлических элементов, предпочтительно съемного типа.

Как показано на фиг.7, соединительная поверхность 201 для крепления к стойке 5 расширена, с тем чтобы обеспечить более надежную посадку и большую площадь поверхности крепления. На этой поверхности можно выполнить участки переноса усилий в нужных направлениях. На ней можно также предусмотреть один или несколько центрирующих выступов 202.

В соответствии с одним из вариантов, как можно видеть на фиг.8 и 9, на верхней панели 10 коробчатой конструкции 1 может быть выполнена соединительная поверхность 203, служащая для связи со стойкой 5. Благодаря такой мере удается получить большую площадь поверхности стыка и добиться более эффективного восприятия усилий.

Разумеется, возможен любой из упомянутых выше вариантов выполнения рассмотренной соединительной поверхности.

Для придания креплению большей жесткости в случае необходимости, как покаано на фиг.9-11, можно ввести в состав крепежной системы одну или несколько дополнительных штанг 207, первый конец которых будет закреплен в коробчатой цельной конструкции 1, а второй - в стойке 5.

Указанные дополнительные штанги можно поместить под стойкой 5 (фиг.9), однако они могут быть также расположены сбоку от этой стойки (фиг.10 и 11).

Как показано на фиг.12, в соответствии с одним из вариантов, стойка 5 может выступать в пространство перед коробчатой цельной конструкцией 1, с тем чтобы получить дополнительную зону связи между двумя этими элементами.

Разумеется, возможен любой из упомянутых выше вариантов выполнения крепления. Можно, в частности, предусмотреть дополнительные усиливающие штанги 207 одновременно и в передней, и в задней зоне.

На фиг.13 показан крепежный блок согласно изобретению, снабженный уравновешивающей задней подвеской 210, первый конец которой закреплен в стойке 5, а второй конец закреплен в задней части турбореактивного двигателя 2.

Подобный тип подвески известен, в частности, из французской заявки 06/08892 торов, что и по данному изобретению.

На фиг.14 и 15 иллюстрируется другой вариант осуществления крепежной конструкции 300 согласно изобретению, где боковые точки крепления 4 связаны с турбореактивным двигателем 2 в зоне расположения его ступени 20 высокого давления.

В этом случае коробчатая конструкция 300 частично перекрывает кожух 3 вентилятора. Средства крепления 4 связаны со ступенью высокого давления через соединительные кронштейны 40, которые целесообразно расположить по линии совмещения боковых кронштейнов двигателя, если таковые имеются, чтобы не создавать помех для циркуляции воздуха во вторичном контуре гондолы. Те части соединительных кронштейнов 40, которые проходят через вторичный контур, целесообразно выполнить с аэродинамическим профилем. Для усиления соединительной поверхности указанные боковые кронштейны двигателя можно выполнить с утолщением.

Хотя выше изобретение было описано применительно к отдельным примерам его осуществления, должно быть совершенно очевидно, что оно никоим образом не ограничивается ими и, напротив, охватывает всевозможные технические эквиваленты рассмотренных здесь средств и их различных комбинаций, при условии, что они не выходят за рамки объема изобретения.

1. Конструкция (1, 100, 300) для крепления турбореактивного двигателя (2) к неподвижной конструкции самолета с помощью крепежной стойки (5), отличающаяся тем, что она содержит цельный короб, по меньшей мере частично охватывающий по обе стороны кожух (3) вентилятора турбореактивного двигателя вокруг, по существу, его продольной оси и снабженный, во-первых, средствами (201, 203) крепления к стойке и, во-вторых, средствами (4) крепления двигателя, расположенными на коробе по обе стороны от, по существу, продольной оси турбореактивного двигателя и предназначенными для соединения с какой-либо частью турбореактивного двигателя для обеспечения восприятия действующих на него усилий.

2. Крепежная конструкция (1, 100) по п.1, отличающаяся тем, что средства (4) крепления двигателя предназначены для соединения с кожухом (3) вентилятора.

3. Крепежная конструкция (1, 100) по п.2, отличающаяся тем, что средства (4) крепления двигателя предназначены для крепления на заднем участке кожуха (3) вентилятора.

4. Крепежная конструкция (300) по п.1, отличающаяся тем, что средства (4) крепления двигателя предназначены для соединения с турбореактивным двигателем (2) в зоне расположения ступени (20) высокого давления этого последнего.

5. Крепежная конструкция (1, 100, 300) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что средства (4) крепления двигателя размещены на коробе таким образом, что они находятся, по существу, в горизонтальной плоскости (Р), смежной со средней осью турбореактивного двигателя (2).

6. Крепежная конструкция (1, 100, 300) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что средства (4) крепления двигателя являются средствами типа шарового шарнира.

7. Крепежная конструкция (1, 100, 300) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что она содержит два боковых средства (4) крепления двигателя.

8. Крепежная конструкция (100) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что средства (4) крепления двигателя расположены в зоне локального утолщения (101) короба, направленного в сторону задней части кожуха (3).

9. Крепежная конструкция (1) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что короб снабжен дополнительными средствами крепления, выполненными в форме по меньшей мере одной штанги (6), помещенной в плоскости, по существу, перпендикулярной продольной оси турбореактивного двигателя (2), причем указанная штанга закреплена первым концом в коробе и закреплена вторым концом в кожухе (3).

10. Крепежная конструкция (1) по п.9, отличающаяся тем, что штанга (6) установлена в верхней части короба, по существу, рядом со средствами крепления к стойке (5).

11. Крепежная конструкция (1) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что средства (201) крепления к стойке (5) расположены на задней боковой поверхности (13) короба.

12. Крепежная конструкция (1) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что средства (203) крепления к стойке расположены на верхней поверхности (10) короба.

13. Крепежная конструкция (1) по п.11, отличающаяся тем, что короб снабжен дополнительными средствами крепления, выполненными в форме, по меньшей мере, одной штанги (207), расположенной, по существу, рядом со средствами (201, 203) крепления к стойке, причем указанная штанга закреплена первым концом в коробе и закреплена вторым концом в указанной стойке (5).

14. Крепежная конструкция (1) по п.11, отличающаяся тем, что средства (201) крепления к стойке снабжены, по меньшей мере, одним центрирующим выступом (202).

15. Крепежная система (200) для турбореактивного двигателя (2), содержащая, во-первых, стойку (5), соединенную с неподвижной конструкцией самолета, и, во-вторых, крепежную конструкцию (1), выполненную по любому из пп.1-14.

16. Крепежная система (200) по п.15, отличающаяся тем, что стойка (5) выступает в пространство перед крепежной конструкцией (1).

17. Силовая установка, содержащая турбореактивный двигатель (2), отличающаяся тем, что турбореактивный двигатель соединен с крепежной системой (200) по п.15 или 16.

18. Силовая установка по п.17, отличающаяся тем, что она снабжена задней связью с помощью, по меньшей мере, одной подвески (210), имеющей первый конец, соединенный со стойкой (5), и второй конец, соединенный с задней частью турбореактивного двигателя (2).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к двигателю самолета. .

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

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, 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.

Изобретение относится к области авиации, в частности к креплениям двигателей к пилону фюзеляжа. Подвеска содержит переднюю, заднюю и промежуточную плоскости подвески. Передняя плоскость расположена на уровне промежуточного корпуса двигателя и связывает его с пилоном. Задняя плоскость подвески расположена на уровне выхлопного корпуса двигателя и связывает его с пилоном. Промежуточная плоскость расположена между передней и задней плоскостями и содержит соединительную тягу между газотурбинным двигателем и пилоном. Соединительная тяга установлена с зазором на двигателе и не работает при функционирующей подвеске задней плоскости. Соединительная тяга связана с элементом из гибкого материала, обеспечивающим упомянутый зазор благодаря свойствам эластичной деформации. Достигается повышение безопасности эксплуатации подвески газотурбинного двигателя. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности, к подвеске турбореактивных двигателей. Устройство для подвески турбореактивного двигателя содержит крепления с шарнирно соединенными звеньями. Крепление содержит держатель, имеющий три ветви с проходами, через которые проходит штырь. Штырь ориентирован параллельно направлению, которое является тангенциальным корпусу, и шарнирно присоединен к центральной ветви держателя посредством шарового соединения. Достигается возможность вмещения вентилятора увеличенного диаметра. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх