Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла



Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла
Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла
Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла
Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла
Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла
Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла
Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла
Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла
Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла

 


Владельцы патента RU 2527614:

Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" (RU)

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла. Узел соединения содержит передний и задний узлы крепления навесной силовой балки к переднему и заднему лонжеронам кессона крыла, между которыми установлена нервюра. Передний узел образован вертикальным шкворнем, проходящим через силовой каркас пилона. Шкворень выполнен с двумя посадочными поверхностями для взаимодействия с ответными посадочными поверхностями верхней и нижней панелей навесной силовой балки и закреплен по двум другим посадочным поверхностям в верхней и нижней проушинах переднего лонжерона. Внутри шкворня установлен стяжной элемент. Задний узел крепления навесной силовой балки расположен в нижней части заднего лонжерона и образован, по крайней мере, одной серьгой, расположенной в вертикальной плоскости и соединенной с задней частью навесной силовой балки и с задним лонжероном кессона крыла. Достигается упрощение конструкции, повышение надежности и увеличение ресурса соединения, а также обеспечение работоспособности соединения при ослаблении сечения. 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла, используемого для крепления авиационных двигателей к крылу самолета.

Известен узел соединения силового каркаса пилона двигателя с крылом самолета (см. патент США 7451947, МПК B64D 27/00, опубл. 18.11.2008), содержащий жесткий каркас пилона и средства его крепления под крылом. Средства крепления включают передний, центральный и задний узлы крепления. Передний узел крепления имеет треугольные элементы, закрепленные на крыле по обе стороны от вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось пилона, и шарнирно соединенные с каркасом пилона. При этом центральный узел крепления содержит штангу, шарнирно закрепленную на крыле и каркасе пилона и способную воспринимать силы, приложенные в направлении оси Z самолета, а задний узел крепления включает, по крайней мере, один силовой элемент, ориентированный по оси Z самолета, способный компенсировать как отклонения при сборке, так и деформации крыла, и воспринимающий нагрузки в вертикальной плоскости (ось Y).

К недостаткам этого технического решения относится следующее.

Во-первых, наличие большого количества узлов навески (8 узлов), каждый из которых должен иметь фиксацию с высокой точностью на каркасе пилона и на каркасе крыла как при сборке, так и при изготовлении.

Во-вторых, кронштейны (поз.44 и 54), закрепленные на переднем лонжероне крыла, воспринимают усилия в вертикальной плоскости (по оси Y), которые суммируются с нагрузками, действующими на лонжерон от аэродинамической нагрузки на крыло, и деформационными нагрузками, возникающими от прогиба консоли крыла, в результате, нагрузки имеют высокий уровень между кронштейнами что, как следствие, требует значительного усиления по требованиям ресурса (усталости).

В-третьих, боковая нагрузка от двигателя (вдоль размаха крыла по оси Z) воспринимается парой сил (реакциями) на кронштейнах (поз.44 и 54) и, в основном, тягой (поз.15), закрепленной на нижнем поясе переднего лонжерона крыла, что также требует к усилению нижней поверхности крыла.

Все вышеизложенное приводит к повышенному весу конструкции.

Известен узел соединения силовой балки пилона двигателя с крылом (см. патент РФ 2095292, МПК B64D 27/18, опубл. 10.11.1997). Балка пилона выполнена в форме кессона, его задний торец расположен перпендикулярно плоскости установки реактивного двигателя. Вертикальная плоскость симметрии балки размещена симметрично относительно плоскости установки реактивного двигателя. На крыле балка закреплена шарнирными соединениями, элементы которых размещены в верхних углах заднего торца балки, и наклонным подкосом. Наклонный подкос при этом соединен с задним торцом балки в его нижней части и нижней обшивкой крыла.

В данном аналоге акцент направлен на повышение эксплуатационной технологичности конструкции путем обеспечения легкосъемности переднего обтекателя пилона двигателя для доступа к коммуникациям внутри обтекателя.

Само же крепление силовой балки (пилона) на крыло имеет ограниченное количество узлов (два передних и подкос). При такой навеске разрушение одного из элементов приводит к неравномерному перераспределению нагрузок на оставшиеся элементы и в дальнейшем к разрушению остальных элементов, так как нет дополнительных узлов, способных воспринять нагрузку от разрушения узла.

Известен узел соединения силовой балки пилона двигателя с крылом самолета (см. заявку на изобретение США 2010/0193627, МПК B64D 27/26, опубл. 5.08.2010), содержащий коробчатую силовую балку пилона двигателя самолета, выполненную в виде жесткого коробчатого каркаса, состоящего из верхнего и нижнего силовых элементов и двух боковых панелей. Силовая балка пилона также включает хвостовой замыкающий силовой элемент, соединенный с верхним и нижним силовыми элементами и боковыми панелями коробчатого каркаса. Крыло самолета содержит поперечный силовой элемент, расположенный, по существу, параллельно передней кромке крыла. В соответствии с данным техническим решением хвостовой замыкающий силовой элемент жесткого коробчатого каркаса балки пилона прикрепляют к крылу так, что он жестко соединяется с поперечным силовым элементом крыла так, что частично располагается внутри него.

Крепление силовой балки пилона двигателя на крыло осуществляется фланцем к стенке переднего лонжерона и кронштейном, закрепленным на нижнем поясе лонжерона и нижней панели.

Данное соединение имеет ряд недостатков.

Во-первых, из-за стреловидности крыла (по передней кромке) силовая балка пилона пересекается со стенкой лонжерона под углом, а следовательно боковые стенки пилона имеют разную длину, и та стенка, которая ближе к фюзеляжу, более жесткая, чем противоположная, и, как следствие, более нагруженная, что невыгодно с точки зрения восприятия и передачи нагрузок, а также в деформационном отношении.

Во-вторых, в конструкции имеются элементы для поддержания подкосов, нагрузка от которых имеет направление вдоль оси двигателя, что требует наличия элементов в каркасе крыла в данном направлении. Это усложняет каркас крыла, создает стеснение при деформации консоли, обусловливает повышенный вес конструкции и отрицательно влияет на усталостные характеристика зоны крепления силовой балки пилона.

Ближайшим аналогом изобретения является узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с крылом самолета (см. заявку на изобретение США 2009/0108127, МПК B64D 27/26, опубл. 30.04.2009), который содержит передний узел крепления, задний узел крепления и промежуточный узел крепления, которые соединяют пилон с крылом самолета. Задний узел крепления содержит нижний элемент, прикрепленный к балке пилона, верхний элемент, прикрепленный к крылу, и соединительное звено, которое посредством параллельных шарнирных звеньев соединяет нижний и верхний элементы. Нижний элемент заднего узла крепления имеет размер, по существу, аналогичный размеру задней поперечной поверхности пилона, и неподвижно расположен на указанной задней поперечной поверхности как продолжение пилона.

Недостатком ближайшего аналога является большое количество сложных узлов, требующих дублирования (резервирования) (требование АП 25.571, CS 25.571, FAR 25.571), увеличенный вес конструкции, при этом требуется высокая точность изготовления каждого узла. Кроме того, к недостаткам можно отнести сложность точной фиксации при сборке как самого пилона двигателя, так и при сборке каркаса крыла, так как требуется соблюдение требований по навеске двигателя летательного аппарата по точности в направлении осей X, Y, Z.

Задачей, решаемой изобретением, является упрощение конструкции соединения, снижение веса, увеличение надежности работы и ресурса.

Поставленная задача решается за счет того, что соединение навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла выполнено в виде двух узлов - переднего и заднего, которые образованы креплением навесной силовой балки соответственно к переднему и заднему лонжеронам кессона отъемной части крыла. Передний узел соединения образован вертикальным шкворнем, проходящим через коробчатый силовой каркас пилона, шкворень выполнен с четырьмя посадочными поверхностями, две из которых под ответные посадочные поверхности верхней и нижней панелей навесной силовой балки и две под ответные посадочные поверхности в ухе верхней проушины и ухе нижней проушины переднего лонжерона, причем внутри шкворня установлен стяжной элемент. Задний узел соединения расположен в нижней части заднего лонжерона и образован серьгой, расположенной в плоскости XOY, связанной с задней частью навесной силовой балки. Проушины переднего лонжерона под шкворень связаны фитингом друг с другом и с внешней стенкой переднего лонжерона, а также с поясами лонжерона и обшивками кессона по силовой нервюре. Серьга заднего узла навешена на нижней панели кессона посредством кронштейна, а навесная силовая балка пилона своей задней частью крепится к серьге при помощи болтового соединения. Задний узел соединения (в преимущественном случае выполнения) может быть образован двумя серьгами, каждая из которых расположена в плоскости ХОУ и связана с задней частью навесной силовой балки, а также соединена посредством кронштейна с задним лонжероном и нижней панелью кессона ОЧК.

Согласно АП 25.571, CS 25.571, FAR 25.571 все узлы должны иметь дублирование, заявленная конструкция позволяет это сделать.

Техническим результатом, который достигается при изготовлении и использовании изобретения, является упрощение конструкции, повышение надежности и увеличение ресурса соединения, а также обеспечение работоспособности соединения при ослаблении сечения (например, вследствие появления локальной трещины в одном из элементов шкворня). Расположение внутри шкворня стяжного элемента - шпильки, создающей напряжение сжатия на шкворне, позволяет снизить растягивающие напряжения, возникающие при изгибе шкворня. Кроме того, такая конструкция узла обеспечивает восприятие усилий Px,Py, Pz, а также момент Mx, и Mz. Серьга заднего узла позволяет компенсировать деформацию конструкции по оси X (по продольной оси самолета) и воспринимает усилия Py и Pz. Восприятие момента My обеспечивается парой реакций в направлении оси Z на переднем и заднем узлах.

Конструкция соединения позволяет дополнительно увеличить ресурс и безопасность переднего и заднего узлов за счет конструктивного выполнения элементов навески. Для обеспечения безопасной эксплуатации воздушного судна и повышения ресурса конструктивные элементы выполнены следующим образом, а именно:

- Шкворень состоит из двух корпусов - внутреннего и внешнего, соединенных по посадочным поверхностям и стянутых стяжным элементом, закрепленным гайкой. Для осмотра внутреннего корпуса во внешнем корпусе выполнены смотровые окна.

- В местах навески шкворня на верхней и нижней панелях навесной силовой балки пилона могут быть установлены дополнительные накладки, соединенные с балкой механическим крепежом.

- Задний узел навески навесной силовой балки позволяет выполнить его с использованием двух серег 15 и кронштейнов, каждый из которых выполнен с двумя проушинами для соединения с каждой из серег.

- Верхняя и нижняя проушины, закрепленные на кессоне ОЧК, состоят каждая из двух элементов, соединенных между собой механическим крепежом.

Изобретение поясняется чертежами, на которых изображено:

фиг.1 - общий вид узла соединения;

фиг.2 - вид А с фиг.1;

фиг 3 - сечение Б-Б с фиг.1;

фиг.4 - выносной пункт I;

фиг.5 - сечение В-В с фиг.1;

фиг.6 - вид Г с фиг.5;

фиг.7 - сечение Д-Д с фиг.4;

фиг.8 - схема членение шкворня;

фиг.9 - расчетная схема узла.

Соединение навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла выполнено следующим образом. Кессон отъемной части крыла (ОЧК) включает передний лонжерон 1 и задний лонжерон 2, а также нервюру 3, расположенную внутри кессона ОЧК. Навесная силовая балка 4 пилона установлена на кессоне ОЧК по двум узлам, переднему и заднему. Передний узел расположен на переднем лонжероне 1, а задний узел - на заднем лонжероне 2. Усиленная нервюра 3 расположена между передним и задним узлами.

Передний узел образован вертикальным шкворнем 5, проходящим через коробчатый силовой каркас пилона. Кроме того, передний узел включает верхнюю 7 и нижнюю 8 проушины для крепления шкворня 5, а также фитинг 9. Проушины 7 и 8 посредством фитинга 9 связаны между собой и соединены по внешней стенке переднего лонжерона 1 с его верхним и нижним поясами, а также с обшивками кессона по силовой нервюре 3 (см. вид А). Для обеспечения безопасности каждая проушина 7, 8 может быть дублирована.

Навесная силовая балка 4 пилона двигателя устанавливается снизу на шкворень 5 по двум посадочным поверхностям, выполненным на шкворне 5. Ответные посадочные поверхности 21 выполнены на верхней и на нижней панелях навесной силовой балки.

Внутри шкворня 5 установлен стяжной элемент - шпилька 12, создающая напряжение сжатия на шкворне, которое снижает растягивающие напряжения, возникающие при изгибе шкворня 5.

От вертикальных перемещений по шкворню 5 силовая балка 4 пилона зафиксирована гайкой 18 (фиг.4), навинченной на шпильку 12 со стороны верхней проушины 7 кессона, и гайкой 17 с шайбой 26, установленной на нижней панели навесной силовой балки пилона и затянутой до упора к упорному кольцу 13.

Между нижним ухом проушины 8 и верхней плоскостью навесной силовой балки пилона 4 на шкворень 5 установлена втулка-чехол 20 для защиты полостей обтекателя и пилона от пыли и влаги.

Задний узел расположен в нижней части заднего лонжерона 2 (фиг.4) и выполнен в виде навешенной на кронштейне 14 серьги 15, расположенной в вертикальной плоскости XOY. Кронштейн 14 прикреплен к заднему лонжерону и нижней панели кессона ОЧК. Задняя часть навесной силовой балки пилона выполнена в виде заднего обтекателя 23, состоящего из продольной балки 22, набора диафрагм 24 (фиг.4, 7) и кронштейна 19, на который установлена серьга 15 (сеч. Б-Б) посредством болтового соединения.

Шкворень 5 состоит из двух корпусов - внутреннего 10 и внешнего 11 (фиг.4, 5, 7), соединенных по посадочным поверхностям. Корпуса стянуты стяжным элементом (шпилькой) 12 при помощи гайки 16. Для осмотра внутреннего корпуса 10 во внешнем корпусе 11 выполнены смотровые окна 25 (фиг.5, 6, 8). В местах навески шкворня 5 на верхней и нижней панелях навесной силовой балки пилона установлены дополнительные накладки 21 (фиг.4), соединенные с балкой механическим крепежом. Задний узел навески навесной силовой балки включает, в преимущественном варианте исполнения, две серьги 15, один кронштейн 14 с двумя проушинами под две серьги, прикрепленный к заднему лонжерону 14 кессона крыла, и один кронштейн 19 с двумя проушинами под две серьги, прикрепленный к задней части навесной силовой балки пилона (фиг.4).

Каждое ухо верхней и нижней проушин 7, 8 (фиг.4), закрепленных на кессоне ОЧК, состоит из двух элементов, соединенных между собой механическим крепежом.

Обтекатели, передний 6 и задний 23 (фиг.1, 4), определяют аэродинамические обводы навесной силовой балки, а также служат для прокладки коммуникаций, обеспечивающих работу маршевой силовой установки.

На фиг.9 представлена расчетная схема восприятия нагрузок по трем направлениям.

1. В направлении оси X (Px) - направление полета самолета.

2. В направлении оси Y (Py) - в вертикальной плоскости самолета.

3. В направлении оси Z (Pz) - в поперечном направлении (вдоль размаха крыла).

Точкой приложения всех сил (точка Д) является центр тяжести маршевой силовой установки.

Расчетная схема представлена в виде балки, опертой на посадочные поверхности шкворня (точки А, В) по крылу и задний узел навески балки пилона (точка С).

Направление сил Px, Py, Pz выбрано для одного из характерных случаев нагружения, в качестве демонстрации характера действующих и воспринимаемых усилий на узлы навески.

1. Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла, содержащий передний и задний узлы крепления навесной силовой балки соответственно к переднему и заднему лонжеронам кессона крыла, между которыми установлена нервюра, отличающийся тем, что передний узел образован вертикальным шкворнем, проходящим через силовой каркас пилона, шкворень выполнен с двумя посадочными поверхностями для взаимодействия с ответными посадочными поверхностями верхней и нижней панелей навесной силовой балки и установлен по двум другим посадочным поверхностям в верхней и нижней проушинах переднего лонжерона, причем внутри шкворня установлен стяжной элемент, а задний узел крепления навесной силовой балки расположен в нижней части заднего лонжерона и образован, по крайней мере, одной серьгой, расположенной в вертикальной плоскости и шарнирно соединенной с задней частью навесной силовой балки и с задним лонжероном и нижней панелью кессона крыла.

2. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что шкворень выполнен состоящим из двух корпусов - внутреннего и внешнего, установленных один в другом по посадочным поверхностям и стянутых стяжным элементом, создающим напряжение сжатия на шкворне.

3. Узел соединения по п.2, отличающийся тем, что во внешнем корпусе шкворня выполнены смотровые окна.

4. Узел соединения по п.1 или 2, отличающийся тем, что верхняя и нижняя проушины переднего лонжерона под шкворень связаны посредством соединительного элемента друг с другом, с внешней стенкой переднего лонжерона, а также с поясами лонжерона и обшивками кессона по нервюре кессона.

5. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что нижняя панель кессона, с которой соединен кронштейн серьги заднего узла крепления навесной силовой балки, выполнена с возможностью восприятия усилия в вертикальной (XOY) и поперечной (XOZ) плоскостях и выполнена с возможностью функционирования в качестве компенсирующего элемента при деформации кессона крыла в направлении продольной оси самолета.

6. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что задний узел соединения образован двумя серьгами, каждая из которых расположена в вертикальной плоскости и связана с задней частью навесной силовой балки, а также с задним лонжероном и нижней панелью кессона крыла.

7. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что в местах навески шкворня на верхней и нижней панелях навесной силовой балки пилона установлены дополнительные накладки, соединенные с панелями балки механическим крепежом.

8. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что верхняя и нижняя проушины, закрепленные на кессоне, состоят каждая из двух элементов, соединенных между собой механическим крепежом.

9. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что от вертикальных перемещений по шкворню силовая балка пилона зафиксирована гайкой, установленной на верхней проушине кессона и гайкой с шайбой, установленной на нижней панели навесной силовой балки пилона и затянутой до упора к упорному кольцу.

10. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что на шкворень пилона установлена втулка-чехол, расположенная между нижней проушиной и верхней поверхностью навесной силовой балки пилона.

11. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что задняя часть навесной силовой балки пилона выполнена в виде обтекателя, состоящего из продольной балки, набора диафрагм и кронштейна, на который установлена серьга посредством болтового соединения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройству крепления авиационного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к опорной раме корпуса вентилятора, установленной на пилоне и воздухозаборнике гондолы. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя, силовой установке летательного аппарата и летательному аппарату, содержащему такую силовую остановку.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к стойке крепления турбореактивного двигателя летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно - к устройству для воздушного судна, которое содержит крыло и пилон для подвески. .

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к устройству крепления двигателя, предназначенному для установки между крылом летательного аппарата и этим двигателем.

Изобретение относится к области авиации. .

Дозвуковой пассажирский самолет содержит низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением λ≥11,5. Стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от χ=25° до χ=30°. Установочные углы стапельной крутки сверхкритических опорных профилей крыла выполнены изменяющимися по размаху консоли. Каждая консоль крыла установлена под углом поперечного V. Мотогондолы турбореактивных двигателей на пилонах установлены под консолями крыла. По полету ось правого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположены относительно плоскости симметрии самолета под положительным углом, ось левого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположена относительно плоскости симметрии самолета под отрицательным углом. В вертикальной плоскости симметрии обе мотогондолы - под положительным углом. Наружная поверхность фюзеляжа в средней части выполнена овалообразной. Изобретение направлено на улучшение летно-технических характеристик. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков. Реактивные двигатели и эжекторы установлены между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями. Всасывающие сопла реактивных двигателей и входные отверстия эжекторов сообщаются с полостями, имеющими сверху плоские/выпуклые решетки для входа воздуха. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение подъемной силы. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Корпус реактивного двигателя установлен над крылом летательного аппарата и содержит жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами. Сверху к внешней стороне оболочки прикреплено мини-крыло, создающее аэродинамическую подъемную силу. Достигается увеличение подъемной силы крыла летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Способ и устройство увеличения аэродинамической подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло, расположенное у задней кромки крыла. Для увеличения подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло в области задней кромки крыла, используют нижнюю внешнюю поверхность сопла, где устанавливают по меньшей мере один аэродинамический щиток, который отклоняют в воздушный поток вокруг самолета. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического сопротивления от вихреобразования. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх