Газотурбинный двигатель, закрепленный на пилоне фюзеляжа летательного аппарата с помощью обеспечивающей безопасность подвески



Газотурбинный двигатель, закрепленный на пилоне фюзеляжа летательного аппарата с помощью обеспечивающей безопасность подвески
Газотурбинный двигатель, закрепленный на пилоне фюзеляжа летательного аппарата с помощью обеспечивающей безопасность подвески
Газотурбинный двигатель, закрепленный на пилоне фюзеляжа летательного аппарата с помощью обеспечивающей безопасность подвески

 


Владельцы патента RU 2583243:

СНЕКМА (FR)

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.

 

Настоящее изобретение касается подвески газотурбинного или подобного двигателя к пилону летательного аппарата, позволяющей обеспечить полную безопасность его крепления к конструкции летательного аппарата.

Термин «подвеска» обычно означает совокупность различных деталей, необходимых для крепления газотурбинного двигателя к пилону, таких, в частности, как крепления, шарнирные соединения, оси, шаровые шарниры, тяги, кронштейны, обечайки, узлы металлоконструкций и т.д., которые обычно используются для этих целей.

Обычно подвеска расположена и продолжается в специальных плоскостях газотурбинного двигателя, которые параллельны между собой и перпендикулярны его продольной оси. Так, она включает по меньшей мере одну переднюю плоскость подвески, расположенную на уровне промежуточного корпуса газотурбинного двигателя и связывающего последний с балкой крепления кессона пилона, и заднюю плоскость подвески, расположенную на уровне выхлопного корпуса газотурбинного двигателя и связывающую последний с балкой пилона. Кроме того, в дополнение к этим двум передней и задней плоскостям подвески, подвеска, в общем, содержит средства восприятия толкающего усилия с помощью тяг, когда газотурбинный двигатель подвешен под крылом летательного аппарата, как описано в документе GB 1236917, либо содержит наружный конструктивный корпус (на англ.яз. «outer fan duct»), когда газотурбинный двигатель подвешен к фюзеляжу в соответствии с изобретением. Размещение подвески, в частности, имеет целью воспринять усилия, воздействующие по трем направлениям, или осям (крен, тангаж, рыскание) нормальной системы координат, связанной с летательным аппаратом, а также моменты по этим трем осям.

Так, изобретение, в особенности, касается безопасности подвески, состоящей, в частности, из ее передней и задней плоскостей. Таким образом, для обеспечения безопасности в дополнение к обычному удвоению определенных упомянутых выше деталей, подвеска может содержать дополнительную плоскость подвески, называемую обеспечивающей безопасность (на английском - fail-safe), предусмотренной между передней и задней плоскостями параллельно последним. Эта промежуточная плоскость подвески, в частности предназначена для того, чтобы воспринимать момент усилий вокруг оси рыскания координат (момент отклонения) в случае разрыва задней плоскости подвески, в частности, когда газотурбинный двигатель расположен сзади фюзеляжа летательного аппарата, вблизи его перегородки с риском перфорации последней обломками газотурбинного двигателя и подвески. Таким образом, газотурбинный двигатель удерживается, по существу, на месте, несмотря на этот разрыв задней подвески.

Обеспечивающая безопасность промежуточная плоскость подвески, расположенная вблизи задней плоскости подвески, содержит тягу, связывающую газотурбинный двигатель с балкой пилона. Тяга установлена с достаточным зазором, образующим свободное пространство для того, чтобы никакое усилие не передавалось, пока задняя подвеска остается работающей и не поврежденной, так что перемещения и вибрации, вызываемые газотурбинным двигателем в процессе его работы и летательным аппаратом, не воздействуют на тягу. Таким образом, эта промежуточная плоскость подвески находится в ждущем режиме.

Несмотря на усиленную безопасность в случае разрыва задней подвески при таком монтаже с зазором, при нормальной работе соединительная тяга рискует ударяться о крепление с газотурбинным двигателем или пилоном вследствие вибраций или иных производимых перемещений, вызываемых работой последнего.

Кроме того, в процессе установки, так как двигатель уже удерживается подвесками, по меньшей мере, изостатически, установка дополнительной тяги в ждущем режиме в классическом виде предполагает тонкие допуски при установке. К этому добавляется ограничение пространства между газотурбинным двигателем и пилоном, что усложняет монтаж тяги.

Настоящее изобретение имеет целью устранение вышеупомянутых недостатков и предлагает газотурбинный двигатель, закрепленный на пилоне фюзеляжа летательного аппарата с помощью подвески, содержащей перпендикулярно продольной оси газотурбинного двигателя переднюю плоскость подвески, расположенную на уровне промежуточного корпуса газотурбинного двигателя и связывающую его с пилоном, заднюю плоскость подвески, расположенную на уровне выхлопного корпуса газотурбинного двигателя и связывающую его с пилоном, и обеспечивающую безопасность промежуточную плоскость подвески, расположенную между передней и задней плоскостями и содержащую по меньшей мере одну соединительную тягу между газотурбинным двигателем с внешним конструктивным корпусом и пилоном, установленную с заданным зазором на газотурбинном двигателе, делающим соединительную тягу неработающей при функционирующей подвеске задней плоскости.

В соответствии с изобретением газотурбинный двигатель отличается тем, что соединительная тяга промежуточной плоскости подвески выполнена между внешним конструктивным корпусом и пилоном, и тем, что элемент, выполненный из гибкого материала, связан с упомянутой соединительной тягой так, чтобы вводить упомянутый заданный зазор благодаря своим свойствам эластичной деформации.

Таким образом, гибкий элемент по изобретению, присущая упругость которого определяет зазор, позволяет тяге исключить непосредственный контакт с газотурбинным двигателем и быть изолированной от последнего при работающей задней плоскости подвески, несмотря на вызываемые вибрации. Действительно, относительное перемещение между двумя соединительными концами (точки крепления с двигателем и пилоном фюзеляжа) тяги становится возможным благодаря эластично деформируемому гибкому элементу. Усилие передается в тяге, но его воздействие на размер подвесок является незначительным (порядка 0,01%). Таким образом, усилие, передающееся в тяге третьей промежуточной плоскости, является достаточно малым, чтобы явиться причиной изменения размеров подвесок. Напротив, при выходе из строя задней плоскости подвески зазор безопасности, введенный гибким элементом, ликвидируется, и тяга находится на упоре между своими двумя концами, осуществляя удержание газотурбинного двигателя и восприятия момента отклонения.

Например, гибким материалом элемента является эластомер или аналог, типа термостойкого силикона (<150°С).

В первом варианте осуществления упомянутый гибкий элемент, вводящий заданный зазор, имеет кольцевую цилиндрическую форму и размещен в одном из концов соединительной тяги, шарнирно соединенной с дополнительным креплением одного из: газотурбинного двигателя или пилона. Отмечается простота выполнения гибкого элемента, обеспечивающая ему значительную надежность.

Предпочтительно, конец соединительной тяги, несущий гибкий кольцевой элемент, шарнирно соединен вокруг оси с серьгой крепления, жестко соединенного с газотурбинным двигателем, тогда как ее противоположный конец шарнирно соединен посредством шарового шарнира с креплением пилона. Креплением с серьгой является крепление наружного конструктивного корпуса газотурбинного двигателя, расположенного на заднем фюзеляже самолета, а расположение шарового шарнира позволяет тяге действовать по своей оси.

Предпочтительно, соединительная тяга является демонтируемой и состоит, таким образом, из двух отдельных частей, соответственно шарнирно соединенных к газотурбинному двигателю и пилону и связанных между собой с возможностью осевой регулировки. Таким образом, это не только облегчает установку тяги в тесном пространстве между газотурбинным двигателем и пилоном, но также позволяет прекрасно приспособить межосевое расстояние тяги к расстоянию, отделяющему соответствующие крепления газотурбинного двигателя и пилона.

Например, выровненное и регулируемое соединение между двумя частями тяги обеспечивается внешним завинчивающимся кольцом, окружающим находящиеся напротив друг друга концы двух частей тяги.

Во втором варианте воплощения упомянутый гибкий элемент, вводящий заданный зазор, встроен в соединительную тягу для обеспечения свободного изменения ее длины, соответствующего заданному зазору. Так, относительное перемещение между концами тяги без осуществления упора последней, когда задняя плоскость подвески является активной, обеспечивается гибким элементом с осевым перемещением параллельно тяге. Усилие передается в этой тяге, но ее влияние на изменения размеров подвесок является незначительным (порядка 0,01%). Таким образом, усилие, передаваемое в тяге в третьей промежуточной плоскости, является достаточно малым, чтобы принимать во внимание изменения размеров подвесок.

Длина тяги, таким образом, всегда адаптирована к расстоянию, разделяющему крепления газотурбинного двигателя и пилона.

Во втором варианте осуществления, таким образом, соединительная тяга состоит из двух трубчатых телескопических частей, между которыми размещен гибкий элемент кольцевой цилиндрической формы и которые шарнирно соединены своими противоположными концами на газотурбинном двигателе и пилоне.

В частности, гибкий элемент может быть выполнен в форме концентрических цилиндрических слоев, обеспечивающих свободное осевое скольжение двух трубчатых частей одной относительно другой, и изменение длины тяги, соответствующее желаемому заданному зазору между осевыми упорами, предусмотренными на упомянутых частях. Слои могут быть получены наматыванием гибкого элемента в форме ленты или в виде нескольких манжет, вставленных одна в другую для формирования гибкого элемента из многочисленных концентрических слоев.

Равным образом, для облегчения установки тяги и ее регулировки по меньшей мере одна из трубчатых частей тяги является демонтируемой и образована подчастью конца, выполненной с возможностью быть закрепленной с креплением газотурбинного двигателя и подчастью боковой кольцевой стенки, при этом упомянутые подчасти конца и стенки соединены между собой наружным завинчивающимся кольцом.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

Фиг. 1 изображает вид сверху летательного аппарата, снабженного газотурбинными двигателями, расположенными в задней части фюзеляжа.

Фиг. 2 и 3 схематично изображают один из газотурбинных двигателей летательного аппарата, установленный на пилоне крепления к фюзеляжу посредством подвески по изобретению, соответственно без и с разрывом задней плоскости подвески.

Фиг. 4 изображает в осевом разрезе первый вариант осуществления соединительной тяги обеспечивающую безопасность промежуточной плоскости подвески.

Фиг. 5 и 6 изображают половину осевого разреза по второму варианту осуществления соединительной тяги соответственно в положениях минимального и максимального осевого расширения.

Фиг. 7 изображает также половину осевого разреза демонтированной тяги по второму варианту осуществления изобретения.

Летательный аппарат, изображенный сверху на фиг. 1, для создания тяги содержит газотурбинные двигатели 2 (такие как турбореактивные двигатели), которые в соответствии с изобретением, предпочтительно, установлены вдоль фюзеляжа 3 летательного аппарата в его задней части, соответственно с обеих сторон продольной плоскости симметрии летательного аппарата и над фюзеляжем около хвостового оперения 4 в упомянутой плоскости.

Разумеется, изобретение могло бы быть использовано с газотурбинными двигателями, расположенными под крыльями летательного аппарата; однако оно предпочтительно предназначено для газотурбинных двигателей, установленных на уровне фюзеляжа летательного аппарата по причине последствий разрыва задней подвески, как указывалось выше.

Также, для осуществления монтажа и крепления каждого газотурбинного двигателя к фюзеляжу предусмотрена подвеска 6, играющая роль устройства сопряжения между ними. Для этого, как схематично изображено на фиг. 1 и 2, подвеска 6 расположена между усилительным пилоном 7 с коробчатой балкой, жестко соединенной с конструктивной стенкой фюзеляжа 3, и внешними или подобными корпусами 8, 9 газотурбинного двигателя. Обычно подвеска 6 расположена в передней Р1 и задней Р2 плоскостях подвески, параллельных между собой и перпендикулярных продольной оси газотурбинного двигателя. Относительно прямоугольной системы координат XYZ, соответствующей системе координат летательного аппарата 1 с осью Х в качестве оси крена, Y в качестве оси тангажа и Z в качестве оси рыскания, продольная ось каждого газотурбинного двигателя параллельна Х и будет так же обозначена, а передняя Р1 и задняя Р2 плоскости подвесок будут также находиться в плоскостях, образованных осями Y и Z.

Обычно передняя плоскость Р1 подвески расположена на уровне промежуточного корпуса 8 газотурбинного двигателя 2 за вентилятором, а что касается задней плоскости подвески Р2, то она расположена на уровне кольцевого корпуса 9, соединенного и окружающего выхлопной корпус газотурбинного двигателя 2. Передняя подвеска и задняя подвеска, образующие общую подвеску 6, обозначены соответствующими прямоугольниками 6.1 и 6.2 (фиг. 2 и 3), связывающими соответствующие корпусы (или обтекатели) газотурбинного двигателя с балкой крепления пилона, а детали (которые ранее перечислены) которые их образуют, в данном случае не представлены, так как они не являются частью изобретения и хорошо известны в этой области (см. многочисленные патенты Заявителя на этот предмет).

Подвеска 6 имеет, кроме того, третью промежуточную плоскость Р3 подвески, называемую обеспечивающей безопасность - «fail-safe». Эта плоскость Р3 подвески предназначена для того, чтобы восполнить неисправность задней подвески и она параллельно близка к задней плоскости Р2 подвески.

Как указывалось ранее, в случае разрыва задней подвески необходимо воспринимать момент относительно оси Z, называемый моментом отклонения и, для этого, промежуточная подвеска 6.3, до этого бездействующая («в ждущем режиме» и пунктирно изображенная на фиг. 2), так как задняя плоскость подвески исправна, включается в работу (сплошные линии на фиг. 3). (Это действительно для двигателей, расположенных с одной и другой стороны фюзеляжа. Для двигателя, расположенного сверху, следует заменить Z на Y и «момент отклонения» на «момент тангажа).

Как изображено на фиг. 4, 5 и 6, промежуточная подвеска 6.3 выполнена конструктивно в форме соединительной тяги 10, расположенной в плоскости YZ и связывающей своими противоположными концами 11 и 12 крепления 14 и 15, расположенные соответственно на внешнем конструктивном корпусе 13 газотурбинного двигателя 2, связывающего корпусы 8 и 9, и на балке пилона 7, жестко соединенного с фюзеляжем. Эти крепления, например, могут быть выполнены в виде серег 16 и 17, как изображено на фиг. 4.

Соединительная тяга 10 относительно газотурбинного двигателя и пилона установлена с осевым зазором, чтобы никакое усилие не передавалось через нее, пока задняя плоскость Р2 подвески остается неповрежденной, то есть выполняет свою нормальную функцию. Этот «обеспечивающий безопасность» осевой зазор дает, с одной стороны, тяге 10 возможность осевого перемещения между своими двумя концами 11 и 12, связанными с креплениями 14, 15, не вступая в работу, и таким образом, не воспринимая усилия, и находясь в положении ожидания. И, с другой стороны, поглощать вибрации и перемещения, вызванные, в частности, движением силовой установки (газотурбинного двигателя) относительно самолета.

В первом варианте осуществления, изображенном на фиг. 4, гибкий эластично деформируемый элемент 18 расположен на уровне одного из концов 11 и 12 соединительной тяги 10, при этом упомянутые концы обычно имеют кольцевую цилиндрическую форму в виде ушка. Расстояние между центрами кольцевых концов 11, 12 определяет межосевое расстояние Е тяги 10. На фиг. 4 видно, что гибкий элемент 18 расположен в кольцевом конце 11 тяги 10, который взаимодействует с креплением 14 с серьгой 16 соответствующего корпуса 13 газотурбинного двигателя 2. Конструктивно этот гибкий элемент 18 имеет также кольцевую цилиндрическую форму, вставленную между внутренней боковой поверхностью 20 кольцевого конца 11 и наружной боковой поверхностью 21 цилиндрической шарнирной оси 22, связывающей серьгу 16 с концом 11.

Материалом, используемым для изготовления гибкого элемента 18, является, например, эластомер на основе силикона, в частности, способный выдерживать тепловые колебания температуры. И эластичность, присущая гибкому элементу, обеспечиваемая материалом, вводит обеспечивающий безопасность зазор J, необходимый для изолирования тяги и исключения ее нагружения при нормальной работе задней плоскости Р2 подвески. На фиг. 4 представлен пример обеспечивающего безопасность зазора J, введенного гибким элементом, обеспечивающим изменение межосевого расстояния Е тяги без ее нагружения, и поглощение вибраций и других перемещений, когда плоскость Р2 не повреждена.

Противоположный конец 12 тяги 10 также оканчивается кольцевой цилиндрической формой и она шарнирно соединена с серьгой 17 соответствующего крепления 15 пилона посредством шарового шарнира 23, обеспечивающего прохождение усилия в продольную ось тяги 10, когда последнее оказывается необходимым вследствие разрыва задней подвески 6.2.

Таким образом, относительное перемещение двух концов 11 и 12 тяги 10 вследствие изменения межосевого расстояния Е (центры связей концов с соответствующими серьгами) обеспечивается эластичностью гибкого элемента, вводящего обеспечивающий безопасность зазор J, так, что никакое значительное усилие не передается соединительной тягой, когда плоскость P2 работает.

Кроме того, эта тяга 10 предпочтительно выполнена из двух отдельных частей 25, 26, которые являются цилиндрическими и коаксиально связанными между собой наружным завинчивающимся стягивающим кольцом 27. Две части 25 и 26 имеют, по существу, одинаковую длину и каждая из них оканчивается, с одной стороны, соответствующим кольцевым концом 11, 12, а с другой стороны - наружным поперечным плечиком 28, 29, и два находящихся напротив друг друга плечика размещены в стягивающем кольце 27.

В частности, часть 25 с концом 11 с гибким элементом 18 имеет по боковой периферии своего плечика резьбу 30 для взаимодействия с соответствующей внутренней винтовой резьбой наружного кольца. И другая часть 26 тяги 10 с кольцевым концом 12 с шаровым шарниром 23 снабжено поперечным плечиком 29, упирающимся в поперечное дно 32 кольца, аксиально удерживаясь одно относительно другого промежуточным кольцом 33 между плечиком 29 и боковой цилиндрической стенкой 34 внешнего кольца 27.

Завинчивание последнего своей внутренней резьбой 31 на резьбу 30 плечика 28 части 25 позволяет прекрасно регулировать межосевое расстояние Е тяги 10 в зависимости от расхождения между серьгами 16, 17 креплений 14, 15, предусмотренных на газотурбинном двигателе 2 и пилоне 7. В дополнение к этой возможности регулирования сложная конструкция тяги 10, состоящая из двух по существу равных частей 25, 26, значительно облегчает ее монтаж (и ее демонтаж) в ограниченном пространстве между соответствующим корпусом газотурбинного двигателя и балкой пилона. Каждая часть 25 и 26 может быть отдельно присоединена к своему креплению, затем они коаксиально соединяются по соответствующему межосевому расстоянию Е стягивающим кольцом 27, поверхность которого снаружи выполнена рифленой.

В соответствии со вторым вариантом изобретения, изображенным на фиг. 5, 6 и 7, вместо того, чтобы поддерживать зазор J с помощью гибкого элемента 18 между одной из серег креплений и соответствующей шарнирной осью, обеспечивающий безопасность осевой зазор J непосредственно встроен в соединительную тягу 10, что позволяет изменять ее длину (межосевое расстояние Е) в заданном зазоре без передачи какого-либо усилия.

Для этого соединительная тяга 10 в данном случае также состоит из двух отдельных частей 40, 41, но которые выполнены телескопически одна в другой, коаксиально. Первая наружная трубчатая часть 40 выполнена таким образом, чтобы оканчиваться кольцевой частью 11, выполненной с возможностью шарнирного соединения с серьгой 16, не изображенной на чертеже, крепления корпуса газотурбинного двигателя 2. Вторая внутренняя цилиндрическая часть 41, предпочтительно трубчатая для уменьшения массы, вставлена в первую трубчатую часть 40 и оканчивается другим кольцевым концом 12, выполненным с возможностью шарнирного соединения с серьгой 17, не изображенной на чертеже, крепления пилона 7.

Не изображенные на чертеже шарнирные соединения концов с серьгами имеют, например, цилиндрическую ось и шаровой шарнир, и даже оба с шаровым шарниром.

Между боковыми стенками 42, 43 двух наружной 40 и внутренней 41 частей предусмотрено промежуточное кольцевое пространство 44, в котором расположен гибкий элемент 18, обеспечивающий изменение межосевого расстояния Е тяги 10 между центрами ее концов 11 и 12. Гибкий элемент 18 выполнен в виде кольцевой цилиндрической манжеты 45, расположенной в промежуточном пространстве 44 на большей части его длины и жестко соединенного на находящихся напротив друг друга поверхностях боковых стенок 42, 43 частей 40, 41. Для обеспечения желаемой осевой гибкости и свободного скольжения тяги 10 без передачи усилия в ней, помимо выбора материала эластомера, манжетный элемент 45 образован из нескольких кольцевых концентрических слоев 46 (например, пяти, изображенных на фиг. 5-7). Эти слои или независимы один от другого, являясь вставленными последовательно один в другой, или получены намоткой ленты до желаемого количества слоев, образующих элемент 18.

В положении соединительной тяги 10 с минимальным межосевым расстоянием Em между ее концами 11, 12, как изображено на фиг. 5, обеспечивающий безопасность осевой зазор J становится возможным между двумя частями 40 и 41 тяги 10 с помощью манжетного элемента 45, максимально деформируемого на сдвиг с одной стороны. Для этого поперечная сторона 47, например, внешней трубчатой части, упирается в плечо 48 внутренней части. Максимальный зазор J, вводимый посредством гибкости элемента, находится, таким образом, между двумя кольцевыми плечиками соответственно наружным 50 и внутренним 51 отдельных частей 40 и 41, разнесенных одна от другой и противостоящих контакту упором поперечной поверхности 47 и соответствующего плечика 48.

Напротив, в положении соединительной тяги 10 с максимальным межосевым расстоянием ЕМ, как изображено на фиг. 6, манжетный элемент 45 максимально деформирован на сдвиг с другой стороны. В этом случае плечики 50 и 51 упираются по оси одно в другое, а поперечная поверхность 47 наружной части 40 удалена от плечика 48 внутренней части 41, обеспечивая зазор J.

Эти два крайних положения (фиг. 5 и 6) ограничивают обеспечивающий безопасность осевой зазор J, вводимый гибким манжетным элементом 18 45. Таким образом, длина соединительной тяги 10 может изменяться между этими положениями без приложения на тягу какого-либо усилия, пока задняя плоскость подвески Р2 является активной, и всегда адаптирована к расхождению между соответствующими креплениями 14, 15, несмотря на вибрации тяговой системы, до того, что тяга входит в упор.

При нормальном функционировании, то есть при работающей задней плоскости Р2 подвески, как на фиг. 2 (стрелка показывает усилия в Р2), промежуточная плоскость Р3 подвески является нейтральной и ее подвеска 6.3 в этом случае изображена прямоугольником пунктирными линиями. Тяга 10, хотя и может отклоняться по оси в зазоре, обеспечиваемом гибким элементом, не воспринимает никакого усилия и рассматривается, как находящаяся в ждущем режиме, неактивной. Гибкий элемент 18, нагружаемый сжатием/растяжением (фиг. 4) или сдвигом (фиг. 5 и 6), свободно деформируется и поглощает перемещения и/или вибрации, вызванные, в частности, работой силовой установки. Длина тяги 10 (межосевое расстояние), следовательно, адаптируется к изменяемому расстоянию между креплениями соответствующего внешнего корпуса 13 газотурбинного двигателя 1 и балкой пилона 7.

В случае разрыва подвески 6.2 задней плоскости Р2, изображенной пунктиром с крестиком на фиг. 3, подвеска 6.3 третьей промежуточной плоскости Р3 работает, как изображено прямоугольником непрерывными линиями на этом чертеже (со стрелкой, обозначающей усилия в Р3). Тяга 10 входит в упор путем ликвидации обеспечивающего безопасность осевого зазора J, вводимого гибким эластично деформируемым элементом 18. Усилия проходят и воспринимаются соединительной тягой 10, передаваясь по различным зонам контакта (шарнирные соединения, плечики и поперечные плоскости, образующие упоры, и т.д.) тяги и по оси последней. Таким образом, момент отклонения относительно Z воспринимается, позволяя лучше удерживать газотурбинный двигатель 2.

Кроме того, отмечается также, что соединительная тяга 10 этого второго варианта осуществления является демонтируемой. Для этого наружная трубчатая часть 40, например, состоит из двух подчастей, при этом первая подчасть 54 соответствует наружной боковой стенке 42, связанной с боковой стенкой 43 внутренней части 41 с помощью гибкого манжетного элемента 45, а вторая подчасть 53 соответствует кольцевому концу 11. Эти две подчасти 53 и 54 соединены одна с другой посредством стягивающего рифленого кольца 55, навинчивающегося, с одной стороны, на резьбу 56 конца 11 (подчасть 53) и, с другой стороны, на резьбу 57 на конце боковой стенки 42 (подчасть 54). Будучи навинченным, кольцо 55 обеспечивает осевой упор двух подчастей 53, 54. Таким образом, монтаж и демонтаж тяги 10 становится легким по упомянутым причинам.

Наконец, такая тяга с гибким эластично деформируемым элементом, размещенным в промежуточной плоскости, позволяет определить «обеспечивающий безопасность путь» между двумя отстоящими точками тяги, уменьшить вибрации и облегчить монтаж на двигателях и при разрыве задней плоскости подвески удерживать соответствующий двигатель.

1. Подвеска для крепления газотурбинного двигателя к пилону фюзеляжа летательного аппарата, содержащая перпендикулярно продольной оси газотурбинного двигателя переднюю плоскость (P1) подвески, расположенную на уровне промежуточного корпуса газотурбинного двигателя и связывающую его с пилоном, заднюю плоскость (P2) подвески, расположенную на уровне выхлопного корпуса газотурбинного двигателя и связывающую его с пилоном, и обеспечивающую безопасность промежуточную плоскость (P3) подвески, расположенную между передней и задней плоскостями и содержащую по меньшей мере одну соединительную тягу (10) между газотурбинным двигателем (2) с внешним конструктивным корпусом (13) и пилоном (7), установленную с заданным зазором на газотурбинном двигателе, делающим соединительную тягу неработающей при функционирующей подвеске задней плоскости, отличающийся тем, что соединительная тяга (10) промежуточной плоскости (3) подвески выполнена между внешним конструктивным корпусом (13) и пилоном (7), и тем, что элемент (18), выполненный из гибкого материала, связан с соединительной тягой (10) так, чтобы вводить упомянутый заданный зазор благодаря своим свойствам эластичной деформации.

2. Подвеска по п. 1, в которой гибким материалом элемента (18) является эластомер или аналог.

3. Подвеска по п. 1, в которой гибкий элемент (18), вводящий заданный зазор, имеет кольцевую цилиндрическую форму и расположен в одном из концов (11, 12) соединительной тяги (10), шарнирно соединенной с дополнительным креплением одного из: газотурбинного двигателя или пилона.

4. Подвеска по п. 2, в которой конец (11) соединительной тяги (10), несущий гибкий кольцевой элемент (18), шарнирно соединен вокруг оси (22) с серьгой крепления (14), жестко соединенной с газотурбинным двигателем, при этом ее противоположный конец (12) шарнирно соединен посредством шарового шарнира (23) с креплением (15) пилона.

5. Подвеска по п. 1, в которой соединительная тяга (10) является демонтируемой и состоит из двух отдельных частей (25-26, 53-54), соответственно шарнирно соединенных к газотурбинному двигателю и к пилону и связанных между собой с возможностью осевого регулирования.

6. Подвеска по п. 5, в которой выровненное и регулируемое соединение между двумя частями тяги (10) обеспечивается внешним завинчивающимся кольцом (27, 55), окружающим находящиеся напротив друг друга концы двух частей тяги (10).

7. Подвеска по п. 1, в которой упомянутый гибкий элемент (18), вводящий заданный зазор, встроен в соединительную тягу (10) для обеспечения свободного изменения ее длины, соответствующего заданному зазору.

8. Подвеска по п. 7, в которой соединительная тяга (10) состоит из двух трубчатых телескопических частей (40, 41), между которыми размещен гибкий элемент (18) кольцевой цилиндрической формы и которые шарнирно соединены своими противоположными концами соответственно на газотурбинном двигателе и пилоне.

9. Подвеска по п. 8, в которой гибкий элемент (18) выполнен в форме концентрических цилиндрических слоев (46), обеспечивающих свободное осевое скольжение двух трубчатых частей (40, 41) одной относительно другой и изменение длины тяги, соответствующее желаемому заданному зазору, между осевыми упорами (47-48, 50-51), предусмотренными на упомянутых частях.

10. Подвеска по п. 8, в которой по меньшей мере одна из трубчатых частей (40, 41) соединительной тяги (10) является демонтируемой и образована подчастью (53) конца, выполненной с возможностью быть закрепленной с креплением газотурбинного двигателя, и подчастью боковой кольцевой стенки, при этом упомянутые подчасти конца и стенки соединены между собой наружным завинчивающимся кольцом (55).



 

Похожие патенты:

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.

Промежуточный корпус (20) вентиляторного отсека турбореактивного двигателя (Cs) содержит: обечайку (22), кольцевую щеку (24), подвесную балку (28) и коробку приводов агрегатов (30).

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).

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.

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.

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).

Изобретение относится к крепежной конструкции для турбореактивного двигателя летательного аппарата. .

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, 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