Устройство капотирования мотогондолы блока силовой установки летательного аппарата

Авторы патента:


Устройство капотирования мотогондолы блока силовой установки летательного аппарата
Устройство капотирования мотогондолы блока силовой установки летательного аппарата
Устройство капотирования мотогондолы блока силовой установки летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2494926:

СНЕКМА (FR)

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.

 

Предлагаемое изобретение относится к области блоков силовых установок, устанавливаемых на фюзеляже летательного аппарата и, в частности, к устройствам капотирования, окружающим газотурбинные двигатели.

Блок силовой установки обычно содержит газотурбинный двигатель, мотогондолу, окружающую двигатель, и опорную конструкцию мотогондолы. Мотогондола содержит, в направлении течения потока газов, конструкцию воздухозаборника и по меньшей мере одно устройство капотирования.

В случае самолетов относительно небольших размеров блоки силовой установки обычно устанавливаются в задней части фюзеляжа летательного аппарата в верхнем положении. В этом случае опорная конструкция, также называемая пилоном, закрепляется первым концом на мотогондоле. Второй конец пилона закрепляется от заднего расположения фюзеляжа летательного аппарата.

Устройство капотирования мотогондолы часто включает в себя два открывающихся капота, а именно, верхний капот и нижний капот, такие, как описаны в патентном документе US 4585189. Два эти открывающихся капота устанавливаются на пилоне таким образом, чтобы иметь возможность поворачиваться относительно продольной оси шарнирного соединения, параллельной оси двигателя, посредством поворотной системы, располагающейся в узле соединения пилона с мотогондолой.

Однако, принимая во внимание местоположение поворотной системы, капоты не охватывают объем, образованный самим пилоном.

В то же время, внутри пилона часто предусматривается установка различного оборудования, такого, например, как воздухо-воздушные теплообменники и регулировочные клапаны. Вследствие этого оказывается необходимым иметь доступ во внутреннюю полость пилона для выполнения технического обслуживания этого оборудования. Для обеспечения этого доступа технологический прием состоит в размещении на поверхности пилона съемных люков напротив мест расположения оборудования. Эти люки обычно реализуются при помощи клепаных панелей, привинчиваемых к пилону. Однако эта технология требует затраты значительного времени для получения доступа к оборудованию, располагающемуся внутри пилона.

Другая технология состоит в установке дополнительных капотов для пилона, которые имеют возможность поворачиваться относительно боковой оси шарнирного соединения, перпендикулярной к оси двигателя, посредством поворотной системы, располагающейся на границе зоны, содержащей оборудование, и зоны, не содержащей оборудования, требующего технического обслуживания. Эта технология облегчает выполнение технического обслуживания в результате сокращения времени обеспечения доступа, но представляет недостаток, который состоит в том, что она увеличивает вес конструкции и является более сложной в реализации.

Задача предлагаемого изобретения состоит в том, чтобы усовершенствовать устройства капотирования, известные из существующего уровня техники, и обеспечить простой и быстрый доступ к оборудованию, установленному внутри пилона, не утяжеляя его.

Для этого объектом предлагаемого изобретения является устройство капотирования для блока силовой установки, включающего в себя газотурбинный двигатель, мотогондолу, которая представляет собой часть упомянутого устройства капотирования и которая окружает двигатель, и опорную конструкцию, так называемый пилон, удержания на фюзеляже летательного аппарата, причем этот пилон проходит по существу в горизонтальной плоскости симметрии, содержащей продольную ось блока силовой установки, и включает в себя центральный отсек, открытый сверху и снизу и предусмотренный для размещения в нем оборудования, причем упомянутый пилон предназначен для присоединения к фюзеляжу дистальной кромкой, проходящей параллельно продольной оси блока силовой установки, причем это устройство капотирования образовано по меньшей мере одним верхним полукапотом и одним нижним полукапотом, по существу симметричными по отношению к упомянутой плоскости симметрии и запираемыми между собой в закрытом положении в их точке совмещения при помощи средства запирания. По меньшей мере один из упомянутых полукапотов, верхний и нижний, установлен с возможностью индивидуального поворота на упомянутой дистальной кромке пилона таким образом, чтобы в открытом положении обеспечивать доступ одновременно к двигателю и к центральному отсеку пилона.

Верхний полукапот может содержать первую, по существу, плоскую часть, при помощи которой он установлен с возможностью поворота на боковой дистальной кромке пилона и которая предназначена для перекрытия верхней части центрального отсека пилона, и вторую часть полуцилиндрической формы, принадлежащую мотогондоле.

В соответствии с одной из возможных форм реализации упомянутая вторая часть верхнего полукапота сформирована из по меньшей мере двух участков, шарнирно соединенных друг с другом относительно оси, проходящей параллельно к продольной оси блока силовой установки, причем первый из упомянутых участков реализован в виде единой детали с упомянутой первой частью верхнего полукапота.

В соответствии с одной из возможностей устройство капотирования блока силовой установки содержит по меньшей мере одно средство удержания верхнего полукапота в открытом положении.

Упомянутое средство удержания может представлять собой стержень, установленный с возможностью поворота первым концом на упомянутой первой части верхнего полукапота, а второй конец которого выполнен с возможностью входить в опорный контакт с пилоном таким образом, чтобы неподвижно фиксировать этот верхний полукапот в открытом положении.

Предпочтительным образом в открытом положении центр тяжести второго участка верхнего полукапота располагается в вертикальной плоскости, проходящей через первый конец упомянутого стержня удержания.

Нижний полукапот может содержать первую, по существу, плоскую часть, при помощи которой он установлен с возможностью поворота на боковой дистальной кромке пилона, и предназначенную для перекрытия нижней части центрального отсека пилона, и вторую часть полуцилиндрической формы, принадлежащую мотогондоле.

В соответствии с одной из возможных форм реализации упомянутая вторая часть нижнего полукапота сформирована из по меньшей мере двух участков, шарнирно соединенных друг с другом относительно оси, проходящей параллельно к продольной оси блока силовой установки, причем первый из упомянутых участков реализован в виде единой детали с упомянутой первой частью нижнего полукапота.

В соответствии с одной из возможностей устройство капотирования блока силовой установки содержит по меньшей мере одно средство удержания нижнего полукапота в открытом положении.

Упомянутое средство удержания может представлять собой стержень, установленный первым концом с возможностью поворота на упомянутой первой части нижнего полукапота, а второй конец которого выполнен с возможностью закрепления на пилоне таким образом, чтобы неподвижно фиксировать этот нижний полукапот в открытом положении.

Предпочтительным образом в открытом положении центр тяжести второго участка нижнего полукапота располагается в вертикальной плоскости, проходящей через первый конец упомянутого стержня удержания.

Предлагаемое изобретение и его преимущества будут лучше поняты из приведенного ниже подробного описания иллюстративных и не являющихся ограничительными примеров реализации этого изобретения. В этом описании даются ссылки на приведенные в приложении фигуры, на которых:

Фиг.1 представляет собой вид в перспективе блока силовой установки, присоединенного к фюзеляжу летательного аппарата и оборудованного устройством капотирования в соответствии с предлагаемым изобретением;

Фиг.2 представляет собой вид спереди блока силовой установки, показанного на фиг.1;

Фиг.3 представляет собой вид, аналогичный виду, показанному на фиг.2, блока силовой установки, оборудованного другим устройством капотирования в соответствии с предлагаемым изобретением.

На Фиг.1 и 2 представлены соответственно вид в перспективе и вид спереди блока 1 силовой установки, закрепленного на фюзеляже 15 летательного аппарата и оборудованного устройством капотирования в соответствии с предлагаемым изобретением в открытом положении. Этот блок 1 силовой установки содержит газотурбинный двигатель 4, мотогондолу, которая представляет собой часть устройства капотирования и которая окружает двигатель 4, и опорную конструкцию 7, называемую пилоном. Эта мотогондола блока 1 силовой установки содержит, в направлении течения потока воздуха, конструкцию 12 воздухозаборника, устройство капотирования и устройство 13 реверсирования тяги. Пилон 7 проходит по существу в горизонтальной плоскости симметрии, содержащей продольную ось Х блока силовой установки, и включает в себя центральный отсек 7b, открытый с верхней стороны и с нижней стороны и предусмотренный для размещения в нем оборудования, не показанного на приведенных в приложении фигурах. Пилон 7 присоединен к фюзеляжу 15 дистальной кромкой 7d, проходящей параллельно продольной оси блока 1 силовой установки, причем проксимальная кромка 7е присоединена к мотогондоле. Предлагаемое устройство капотирования образовано верхним полукапотом 2 и нижним полукапотом 3, по существу симметричными по отношению к упомянутой плоскости симметрии, содержащей продольную ось Х.

Полукапот 2 содержит по существу плоскую первую часть 21, при помощи которой он установлен с возможностью поворота посредством поворотного устройства 5, закрепленного первым концом 21а на дистальной боковой кромке 7d пилона 7, и предназначенную для перекрытия верхней части центрального отсека 7b, и вторую часть 22 полуцилиндрической формы, закрепленную первым концом на втором конце 21b и предназначенную для дополнения верхней части мотогондолы.

Аналогичным образом, полукапот 3 содержит по существу плоскую первую часть 31, при помощи которой он установлен с возможностью поворота посредством поворотного устройства 6, закрепленного первым концом 31а на дистальной боковой кромке 7d пилона 7, и предназначенную для перекрытия нижней части центрального отсека 7b, и вторую часть 32 полуцилиндрической формы, закрепленную первым концом на втором конце 31b и предназначенную для дополнения нижней части мотогондолы.

Пилон 7 содержит три объема, обозначенных позициями 7а, 7b и 7с, если смотреть в направлении течения потока газов. Объем 7а, имеющий аэродинамическую форму, не содержит никакого оборудования. Объем 7b, имеющий форму параллелепипеда, является доступным и содержит оборудование, не представленное на приведенных в приложении фигурах. Объем 7с, располагающийся в задней части не содержит никакого оборудования. Три оси, а именно, осевая Х , радиальная Y и тангенциальная Z, представляют собой координатные оси блока 1 силовой установки.

Как это можно видеть на фиг.2, линия А располагается в плоскости, по существу соответствующей поверхности первой части 21 полукапота 2. Линия В располагается в плоскости, по существу соответствующей поверхности первой части 31 полукапота 3.

Стержни 9а и 9b удержания закреплены, соответственно, на первом конце 9а′ и 9b′, под вторым концом 21b первой части 21 полукапота 2 и под вторым концом 31b первой части 31 полукапота 3, при помощи поворотных устройств 14а и 14b. Эти стержни 9а и 9b удержания обеспечивают возможность удержания соответственно полукапотов 2 и 3 в открытом положении.

В закрытом положении полукапотов 2 и 3 эти стержни 9а и 9b удержания, соответственно, убираются и блокируются в сложенном положении при помощи поворотных устройств 14а и 14b под первыми частями 21 и 31 полукапотов 2 и 3. В открытом положении стержни 9а и 9b удержания закрепляются, с одной стороны, на поворотных устройствах 14а и 14b, а с другой стороны, закрепляются, концами 9а′′ и 9b′′, на проксимальной кромке 7е пилона 7.

В открытом положении полукапота 2 угол, обозначенный позицией α и сформированный между линией А и радиальной осью Y двигателя, предпочтительным образом имеет величину, превышающую 55°. Кроме того, угол, обозначенный позицией β и сформированный между линией В и радиальной осью У двигателя, также предпочтительным образом имеет величину, превышающую 55°. Эти величины упомянутых углов в достаточной степени обеспечивают отведение устройства капотирования, обеспечивая удобный доступ к центральному отсеку 7b пилона и к двигателю 4.

Два полукапота 2 и 3 запираются между собой в закрытом положении в точке их совмещения при помощи запорного устройства 8а, размещенного на втором конце части 22 верхнего полукапота 2, и запорного устройства 8b, размещенного на втором конце части 32 нижнего полукапота 3. Верхний полукапот 2 и нижний полукапот 3 устанавливаются с возможностью их 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.

В соответствии с вариантом реализации, проиллюстрированным на фиг.3, верхний полукапот 2 содержит первую часть 21, а его вторая часть 22 реализована из двух участков. Первый участок 221, имеющий частично полуцилиндрическую форму, закрепляется на втором конце 21b первой части 21. На втором конце первого участка 221 закрепляется шарнир 10. Второй участок 222 также имеет частично полуцилиндрическую форму. Первый конец этого второго участка 222 закрепляется в шарнире 10, позволяя, таким образом, в закрытом положении дополнить верхнюю часть мотогондолы. Запирающее устройство 8а закреплено на втором конце этого участка 222.

Аналогичным образом, нижний полукапот 3 содержит первую часть 31, а его вторая часть 32 реализована из двух участков. Первый участок 321, имеющий частично полуцилиндрическую форму, закрепляется на втором конце 31b первой части 31. На втором конце первого участка 321 закрепляется шарнир 11. Второй участок 322 также имеет частично полуцилиндрическую форму. Первый конец второго участка 322 закрепляется в шарнире 11, позволяя, таким образом, в закрытом положении дополнить нижнюю часть мотогондолы. Запирающее устройство 8b закреплено на втором конце этого участка 322.

Участки 221 и 222 представляют по существу идентичные размерные параметры, принимая во внимание положение шарнира 10. Принимая во внимание длину стержня 9а удержания, в открытом положении верхнего полукапота 2 центр тяжести второго участка 222 располагается на вертикали, проходящей через поворотное устройство 14а. В этой конфигурации второй участок 222 закрепляется под действием своего собственного веса вдоль первого участка 221.

Размер первого участка 321 по существу дублирует размер второго участка 322, принимая во внимание положение шарнира 11. Принимая во внимание длину стержня 9b удержания, в открытом положении нижнего полукапота 3 центр тяжести второго участка 322 располагается на вертикали, проходящей через поворотное устройство 14b. В этой конфигурации второй участок 322 закрепляется под действием своего собственного веса в направлении внутрь полуцилиндрической формы первого участка 321.

Местоположение шарниров 10 и 11 может быть различным, требуя соответствующих различных размеров от участков 221 и 222, с одной стороны, и участков 321 и 322, с другой стороны.

Кинематика открывания полукапотов 2 и 3 может быть ручной или автоматической, причем каждый полукапот может быть открыт независимо или нет один от другого.

В соответствии с другой конфигурацией, не представленной на приведенных в приложении фигурах, поворотные устройства 14а и 14b могли бы быть расположены на проксимальном конце 7е пилона 7. В этом случае второй конец, или соответственно конец 9а′′ и 9b′′, стрежней 9а и 9b удержания, закрепляется, в открытом положении устройства капотирования, в зоне, выполненной для этой блокировки, соответственно под местом соединения деталей 210 и 221 полукапота 2 и под местом соединения деталей 310 и 321 полукапота 3. В закрытом положении устройства капотирования стержни 9а и 9b удержания убираются и блокируются в сложенном положении от шарниров 14а и 14b, под первыми частями 21 и 22 соответственно полукапотов 2 и 3.

В соответствии с еще одной возможной конфигурацией, также не представленной на приведенных в приложении фигурах, стержни 9а и 9b удержания также могут быть присоединены при каждом осуществлении операции открытия устройства капотирования.

1. Устройство капотирования для блока (1) силовой установки, включающего в себя газотурбинный двигатель (4), мотогондолу, которая представляет собой часть упомянутого устройства капотирования и которая окружает двигатель, и опорную конструкцию, так называемый пилон (7), удержания на фюзеляже (15) летательного аппарата, причем этот пилон проходит, по существу, в горизонтальной плоскости симметрии, содержащей продольную ось (X) блока силовой установки, и включает в себя центральный отсек (7b), открытый сверху и снизу и предусмотренный для размещения оборудования, причем упомянутый пилон (7) предназначен для присоединения к фюзеляжу (15) при помощи дистальной кромки (7d), проходящей параллельно продольной оси (X) блока силовой установки, причем устройство капотирования образовано по меньшей мере одним верхним полукапотом (2) и одним нижним полукапотом (3), по существу, симметричными по отношению к упомянутой плоскости симметрии и запираемыми между собой в закрытом положении в их точке совмещения при помощи средства (8a, 8b) запирания, отличающееся тем, что по меньшей мере один из упомянутых полукапотов, верхний (2) и нижний (3), установлен с возможностью индивидуального поворота на упомянутой дистальной кромке (7d) пилона (7) таким образом, чтобы в открытом положении обеспечивать доступ одновременно к двигателю (4) и к центральному отсеку (7b) пилона (7).

2. Устройство капотирования блока (1) силовой установки по п.1, отличающееся тем, что верхний полукапот (2) содержит первую, по существу, плоскую часть (21), при помощи которой он установлен с возможностью поворота на боковой дистальной кромке (7d) пилона (7) и которая предназначена для перекрытия верхней части центрального отсека (7b) пилона (7), и вторую часть (22) полуцилиндрической формы, принадлежащую мотогондоле.

3. Устройство капотирования блока (1) силовой установки по п.2, отличающееся тем, что вторая часть (22) верхнего полукапота (2) сформирована из по меньшей мере двух участков (221, 222), шарнирно соединенных друг с другом относительно оси, проходящей параллельно к продольной оси блока (1) силовой установки, причем первый (221) из упомянутых участков реализован в виде единой детали с упомянутой первой частью (21) верхнего полукапота (2).

4. Устройство капотирования для блока (1) силовой установки по п.1, отличающееся тем, что содержит по меньшей мере одно средство удержания верхнего полукапота (2) в открытом положении.

5. Устройство капотирования блока (1) силовой установки по п.2 или 4, отличающееся тем, что упомянутое средство удержания представляет собой стержень (9a), установленный с возможностью поворота первым концом (9a') на упомянутой первой части (21) верхнего полукапота (2), второй конец (9a'') которого выполнен с возможностью входить в опорный контакт с пилоном (7) таким образом, чтобы неподвижно фиксировать верхний полукапот (2) в открытом положении.

6. Устройство капотирования блока (1) силовой установки по п.3 или 4, отличающееся тем, что упомянутое средство удержания представляет собой стержень (9a), установленный с возможностью поворота первым концом (9a') на упомянутой первой части (21) верхнего полукапота (2), а второй конец (9a'') которого выполнен с возможностью входить в опорный контакт с пилоном (7) таким образом, чтобы неподвижно фиксировать верхний полукапот (2) в открытом положении.

7. Устройство капотирования блока (1) силовой установки по п.6, отличающееся тем, что в открытом положении центр тяжести второго участка (222) верхнего полукапота (2) располагается в вертикальной плоскости, проходящей через первый конец (9a') упомянутого стержня (9a) удержания.

8. Устройство капотирования блока (1) силовой установки по п.1, отличающееся тем, что нижний полукапот (3) содержит первую, по существу, плоскую часть (31), при помощи которой он установлен с возможностью поворота на боковой дистальной кромке (7d) пилона (7) и которая предназначена для перекрытия нижней части центрального отсека (7b) пилона (7), и вторую часть (32) полуцилиндрической формы, принадлежащую мотогондоле.

9. Устройство капотирования для блока (1) силовой установки по п.8, отличающееся тем, что вторая часть (32) полукапота (3) сформирована из по меньшей мере двух участков (321, 322), шарнирно соединенных друг с другом относительно оси, проходящей параллельно к продольной оси блока (1) силовой установки, причем первый (321) из упомянутых участков реализован в виде единой детали с упомянутой первой частью (31) нижнего полукапота.

10. Устройство капотирования блока (1) силовой установки по п.8, отличающееся тем, что это устройство содержит по меньшей мере одно средство (9b) удержания нижнего полукапота (3) в открытом положении.

11. Устройство капотирования блока (1) силовой установки по п.9, отличающееся тем, что содержит по меньшей мере одно средство (9b) удержания нижнего полукапота (3) в открытом положении.

12. Устройство капотирования блока (1) силовой установки по п.10, отличающееся тем, что упомянутое средство удержания представляет собой стержень (9b), установленный первым концом (9b') с возможностью поворота на упомянутой первой части (31) нижнего полукапота (3), а второй конец (9b'') которого выпонен с возможностью закрепляться на пилоне (7) таким образом, чтобы неподвижно фиксировать нижний полукапот (3) в открытом положении.

13. Устройство капотирования блока (1) силовой установки по п.11, отличающееся тем, что упомянутое средство удержания представляет собой стержень (9b), установленный первым концом (9b') с возможностью поворота на упомянутой первой части (31) нижнего полукапота (3), а второй конец (9b'') котрого выполнен с возможностью закрепляться на пилоне (7) таким образом, чтобы неподвижно фиксировать нижний полукапот (3) в открытом положении.

14. Устройство капотирования блока (1) силовой установки по п.13, отличающееся тем, что в открытом положении центр тяжести второго участка (322) нижнего полукапота (3) располагается в вертикальной плоскости, проходящей через первый конец (9b') упомянутого стержня (9b) удержания.

15. Блок (1) силовой установки, снабженный устройством капотирования по п.1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к гондоле для двигателя летательного аппарата. Гондола содержит передний обтекатель (13) и задний обтекатель (1а).

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя для установки на воздушное судно. .

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

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

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 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.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к гондоле (1) турбореактивного двигателя. Гондола содержит воздухозаборную секцию (4), предназначенную для направления воздушного потока к вентилятору турбореактивного двигателя и содержащую по меньшей мере одну продольную наружную панель (40), объединенную с входной кромкой (4а); среднюю секцию (5), охватывающую указанный вентилятор. К средней секции прикреплена воздухозаборная секция (4) таким образом, что обеспечена аэродинамическая целостность, кроме того, воздухозаборная секция содержит внутреннюю панель (41), содержащую звукопоглощающий кожух (53), прикрепленный своим нижним по потоку концом (70) к верхнему по потоку концу (72) средней секции (5), и образующую вместе со средней секцией неподвижную конструкцию гондолы (1) и направляющие средства (15), предназначенные для направления наружной панели или панелей (40) и обеспечивающие возможность прямолинейного перемещения наружной панели (40) в направлении выше по потоку относительно гондолы (1) для открытия воздухозаборной секции (4). Гондола также содержит элементы (90, 100, 110, 120, 130, 140, 150) жесткости, предназначенные для восприятия механических нагрузок, испытываемых направляющими средствами (15) при их деформации, превышающей заданную величину, при открытии воздухозаборной секции. Технический результат заключается в обеспечении ограничения деформации направляющих средств створки гондолы. 13 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу закрывания подвижного элемента гондолы. Способ закрывания подвижного элемента (1) содержит следующие этапы: посредством силового цилиндра смещают закрываемый подвижный капот по участку длины его хода до приближения капота к области приложения закрывающих усилий, при этом остающееся для прохождения расстояние меньше имеющегося холостого хода силового цилиндра, затем посредством устройства фиксации завершают ход подвижного капота с закрытием при этом капота, причем обеспечивают нахождение силового цилиндра в области холостого хода. Технический результат заключается в упрощении процесса закрытия капота и в снижении веса устройства закрытия капота. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приводной системе, предназначенной для приведения в действие множества исполнительных механизмов (15), обеспечивающих перемещение подвижной панели (13, 17) гондолы (1) летательного аппарата. Приводная система содержит по меньшей мере два двигателя (16) для приведения в действие указанных исполнительных механизмов (15), причем управление и питание указанных двух двигателей (16) осуществляется по меньшей мере двумя отдельными блоками управления (33, 35), причем исполнительные механизмы (15) механически соединены друг с другом посредством механической передачи (37). Технический результат заключается в повышении надежности работы приводной системы. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле (1) турбореактивного двигателя, включающей в себя внешнюю конструкцию, содержащую кольцевую кромку (7), а также капот (9), и неподвижную внутреннюю конструкцию (19), проходящую по линии продолжения воздухозаборника и имеющую участок, снабженный узлом оборудования. Внешняя конструкция выполнена с возможностью перемещения относительно внутренней конструкции между рабочим положением, в котором капот (9) закрывает участок, снабженный узлом оборудования, и положением техобслуживания, в котором капот (9) открывает участок с обеспечением доступа снаружи к этому узлу оборудования. Кроме того, внешняя конструкция снабжена по меньшей мере одной усиливающей балкой (10), установленной с возможностью передачи усилий между кольцевой кромкой (7) и капотом (9), причем балка (10) проходит в радиальной плоскости (P) воздухозаборника от внешней конструкции к внутренней конструкции и содержит направляющие средства (17), выполненные с возможностью взаимодействия с ответными направляющими средствами (22, 23) внутренней конструкции. Направляющие средства (17) балки (10) и ответные направляющие средства (23) внутренней конструкции сдвинуты относительно радиальной плоскости (P), в которой проходит балка (10). Технический результат заключается в увеличении прочности конструкции гондолы и упрощении доступа к узлам оборудования, размещенным внутри гондолы. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.
Наверх