УСТРОЙСТВО ДЛЯ КРЕПЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ К ЛЕТАТЕЛЬНОМУ АППАРАТУ Российский патент 2009 года по МПК B64D27/00 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в устройствах крепления газотурбинных двигателей (ГТД) к самолету.

Известно устройство для крепления авиационного двигателя к летательному аппарату, содержащее передний и задний пояса подвесок, одна из которых выполнена в виде траверсы с соединительными элементами на ее концах, шарнирно установленными на пальцах в проушинах, выполненных на корпусе двигателя, и шарнирно соединена своей верхней частью с пилоном самолета (см. патент РФ № 2252176, В64D 27/00 от 2005.05.20). В этом устройстве один из концов траверсы соединен с проушинами двигателя посредством тяги, которая позволяет компенсировать возможное изменение линейных размеров двигателя (в том числе и расстояние между проушинами двигателя) при его нагревании во время работы. Такая подвеска обеспечивает нормальную связь двигателя с самолетом при всех возможных эволюциях самолета и на всех режимах работы двигателя.

Однако такая конструкция подвески не всегда позволяет при ограниченных размерах мотогондолы разместить новый и более мощный двигатель. Недостатком такой конструкции является наличие большого количества шарниров и наличие тяги, соединяющей концы траверсы с проушинами двигателя. Большое количество шарниров снижает надежность устройства, а наличие тяги не позволяет разместить двигатель больших размеров в ограниченном пространстве мотогондолы.

Задача настоящего изобретения - уменьшить радиальный размер пояса подвески и за счет этого разместить в ограниченном пространстве мотогондолы двигатель большего диаметра и мощности.

Указанная задача решается тем, что в известном устройстве для крепления ГТД к летательному аппарату, содержащем передний и задний пояса подвесок, одна из которых выполнена в виде траверсы с соединительными элементами на ее концах, шарнирно установленными на пальцах в проушинах, выполненных на корпусе двигателя, и шарнирно соединена своей верхней частью с пилоном самолета, согласно изобретению каждый соединительный элемент траверсы непосредственно соединен с ответной проушиной двигателя, при этом, по меньшей мере, одна из продольных осей пальцев шарнирных соединений установлена поперек продольной оси двигателя.

Кроме того, по меньшей мере, один из соединительных элементов может быть выполнен контактирующим с внутренними боковыми поверхностями проушины. Второй соединительный элемент может быть выполнен с зазором относительно внутренних боковых поверхностей проушины.

Соединительный элемент траверсы может быть снабжен сферическим подшипником.

Соединительный элемент траверсы может быть снабжен втулками чашечного типа, установленными соосно со сферическим подшипником и контактирующими с наружным кольцом подшипника или с торцевой поверхностью соединительного элемента траверсы, при этом между внутренним кольцом подшипника и втулкой обеспечен зазор.

Одна из опорных втулок может быть выполнена заодно с траверсой. В корпусе траверсы могут быть выполнены такелажные отверстия. В предлагаемом техническом решении каждый соединительный элемент траверсы непосредственно соединен с ответной проушиной двигателя, что по сравнению с прототипом уменьшает количество шарниров и сокращает количество деталей.

По меньшей мере одна из продольных осей пальцев шарнирных соединений установлена поперек продольной оси двигателя, что позволяет не применять в конструкции дополнительных тяг - компенсаторов - для устранения вызванных тепловыми расширениями растягивающих и сжимающих сил.

В данном устройстве компенсация от температурных смещений между траверсой и двигателем происходит за счет того, что, по меньшей мере, один из соединительных элементов может быть выполнен контактирующим с внутренними боковыми поверхностями проушин, а второй соединительный элемент может быть выполнен с зазором относительно внутренних боковых поверхностей проушин. Наличие этого зазора позволяет перемещаться проушинам двигателя относительно шарнира во всем диапазоне рабочих температур двигателя и самолета.

Шарниры в соединениях устройства могут выполняться как цилиндрическими, так и сферическими. Причем применение шарнирных устройств со сферическими контактирующими поверхностями может быть более предпочтительным. Однако в этом случае шарнирное соединение имеет ограничение по осевым нагрузкам, которые допускаются обычно не более 10% от радиальных. Для существенного увеличения возможной величины осевых нагрузок (вплоть до превышения величины осевых нагрузок над радиальными нагрузками) между шарнирным подшипником и внутренними боковыми поверхностями проушин могут быть установлены опорные втулки, которые позволяют полностью разгрузить шарнирный подшипник от осевых сил, так как благодаря зазору между внутренним кольцом подшипника и торцевой поверхностью втулки осевое усилие не передается на сферическое соединение подшипника. Кроме того, при установке втулок появляется еще одно положительное качество - они удерживают смазку, заложенную в шарнир, и защищают его от пыли и грязи.

Выполнение одной из опорных втулок заодно с траверсой позволяет упростить конструкцию, повысить надежность и технологичность данного узла.

Отверстия, выполненные в корпусе траверсы, могут быть использованы как такелажные - для подъема двигателя и для его закрепления при сборочных работах и при транспортировке. Это позволяет предохранить от возможных рисок и забоин штатные точки подсоединения двигателя к самолету, а также дает возможность для «перехвата» от подъемного устройства к точкам штатного подсоединения при установке двигателя, например, в мотогондолу самолета или на испытательный стенд.

Все это, в свою очередь, позволяет выполнить устройство в компактных габаритах и разместить двигатель больших размеров и с большей тягой в узком подкапотном пространстве самолета. Уменьшение количества нагруженных шарниров и ликвидация осевых нагрузок на сферические шарниры, в свою очередь, повышают надежность устройства.

На фиг.1 показан общий вид ГТД, установленного в мотогондоле самолета, с передней и задней подвесками крепления двигателя к самолету;

на фиг.2 - сечение А-А фиг.1, задняя подвеска двигателя к самолету;

на фиг.3 - элемент В фиг.2;

на фиг.4 - элемент Б фиг.2 - вариант, в котором внутреннее кольцо сферического подшипника контактирует с внутренней поверхностью проушин;

на фиг.5 - элемент Б фиг.2 - вариант, в котором устройство снабжено опорными втулками чашечного типа, опирающимися своими краями на наружное кольцо сферического подшипника;

на фиг.6 - элемент Б фиг.2 - вариант, в котором края опорных втулок опираются на торцевую поверхностью траверсы;

на фиг.7 - элемент Б фиг.2, - вариант, в котором одна из опорных втулок выполнена заодно с траверсой.

ГТД 1 установлен в мотогондоле самолета 2. Устройство для крепления ГТД к самолету 2 содержит передний и задний пояса подвесок 3 и 4. Осевая тяга от ГТД к самолету передается посредством шипа 5. Одна из подвесок, в данном случае задняя, выполнена в виде траверсы 6 с соединительными элементами Б и В на ее концах (фиг.2). Соединительные элементы состоят из проушин 7 и 8, выполненных на корпусе двигателя 1, пальцев 9 и 10 и шарнирных подшипников 11 и 12 (фиг.3, 4). Между проушиной 7 и шарнирным подшипником 11 установлено регулировочное кольцо 13 (фиг.3). На палацах 9 и 10 установлены шайбы 14, 15 и гайки 16, 17 соответственно. Траверса 6 соединяется с пилоном самолета 18 посредством шарнира 19 (фиг.1).

Шарнирное соединение элемента Б выполнено с минимальным осевым зазором L1 в соединении деталей и обеспечивается за счет подшлифовки регулировочного кольца 13.

Шарнирное соединение элемента В выполнено с таким расчетом, что между проушинами 8 и шарнирным подшипником 12 должны быть обеспечены зазоры L2 и L3, которые позволяют компенсировать возможные перемещения проушин 8 двигателя относительно шарнирных подшипников 12, закрепленных на траверсе, при изменении линейных размеров двигателя при нагревании и охлаждении. Фиксация двигателя от перемещения при возникновении боковых нагрузок на самолете во время его полета осуществляется только в соединительном элементе Б.

В шарнирном соединении элемент Б может быть выполнен со втулками 20, установленными соосно с шарнирным сферическим подшипником 11 и контактирующими с наружным кольцом сферического подшипника 11 (фиг.5) или с торцевой поверхностью траверсы 6 (фиг.6), при этом между внутренним кольцом подшипника и втулкой обеспечены зазоры L4 и L5. Установка втулок позволяет полностью разгрузить шарнирный подшипник от осевых сил и продлевает срок службы подшипника, а также удерживает смазку и защищает от попадания пыли.

Одна из втулок 20 может быть выполнена заодно с траверсой 6 (фиг.7). Такое выполнение упрощает конструкцию и повышает надежность. В траверсе 6 могут быть выполнены такелажные отверстия 21.

Устройство работает следующим образом.

Во время полета осевое усилие от двигателя к самолету передается через шип 5. При работе двигатель нагревается и его длина увеличивается. Траверса 6 отклоняется на некоторый угол за счет поворота в шарнирах 11, 12, 19 и компенсирует его удлинение. Изменение линейных размеров между проушинами 7 и 8, расположенными на корпусе двигателя, и шарнирными подшипниками 11 и 12, которые закреплены на траверсе 6, компенсируется за счет изменения зазоров L2 и L3 в соединительном элементе В. Зазор L3 увеличивается, а зазор L2 уменьшается. При эволюциях самолета появляются боковые инерционные нагрузки, которые передаются от двигателя к самолету, в том числе и через траверсу 6. В этом случае нагрузка передается через соединительный элемент Б. Соединительный элемент В боковую нагрузку не воспринимает.

При установке втулок 20 боковая нагрузка от двигателя передается через проушину 7, втулку 20, траверсу 6, шарнир 19 на пилон самолета 18. (фиг.6). При этом сферическое соединение шарнира остается разгруженным от осевых сил.

Предложенная подвеска позволяет выполнить ее в минимальных габаритах и разместить двигатель больших размеров и с большей тягой в самолете без увеличения подкапотного пространства, что позволит сохранить минимальное лобовое сопротивление самолета при установке более мощного двигателя. Уменьшение количества нагруженных шарниров и ликвидация осевых нагрузок на сферические шарниры, в свою очередь, повышает надежность устройства.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в узлах крепления двигателя к самолету. Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату содержит передний и задний пояса подвесок, одна из которых выполнена в виде траверсы с соединительными элементами на ее концах, шарнирно установленными на пальцах в проушинах, выполненных на корпусе двигателя. Траверса шарнирно соединена своей верхней частью с пилоном самолета. Каждый соединительный элемент траверсы непосредственно соединен с ответной проушиной двигателя, при этом, по меньшей мере, одна из продольных осей пальцев шарнирных соединений установлена поперек продольной оси двигателя. Технический результат заключается в уменьшении размеров пояса подвески газотурбинного двигателя. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату, содержащее передний и задний пояса подвесок, одна из которых выполнена в виде траверсы с соединительными элементами на ее концах, шарнирно установленными на пальцах в проушинах, выполненных на корпусе двигателя, и шарнирно соединена своей верхней частью с пилоном самолета, отличающееся тем, что каждый соединительный элемент траверсы непосредственно соединен с ответной проушиной двигателя, при этом, по меньшей мере, одна из продольных осей пальцев шарнирных соединений установлена поперек продольной оси двигателя.

2. Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату по п.1, отличающееся тем, что, по меньшей мере, один из соединительных элементов выполнен контактирующим с внутренними боковыми поверхностями проушины.

3. Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату по п.2, отличающееся тем, что второй соединительный элемент выполнен с зазором относительно внутренних боковых поверхностей проушины.

4. Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату по п.1, отличающееся тем, что соединительный элемент траверсы снабжен сферическим подшипником.

5. Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату по п.4, отличающееся тем, что соединительный элемент траверсы снабжен втулками, установленными соосно со сферическим подшипником и контактирующими с наружным кольцом подшипника или с торцевой поверхностью траверсы, при этом между внутренним кольцом подшипника и втулкой обеспечен зазор.

6. Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату по п.5, отличающееся тем, что одна из опорных втулок выполнена заодно с траверсой.

7. Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату по п.1, отличающееся тем, что в корпусе траверсы выполнены такелажные отверстия.