Задний пояс подвески газотурбинного двухконтурного двигателя

Задний пояс подвески газотурбинного двухконтурного двигателя

Реферат

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к креплению силовой установки на летательном аппарате. Задний пояс крепления газотурбинного двигателя к пилону летательного аппарата содержит шарниры, два стержня, одни концы которых объединены кронштейном в месте его крепления к летательному аппарату. Другие концы упомянутых стержней прикреплены к двигателю по обе стороны относительно продольной оси последнего. Крепление к двигателю обеспечено резьбовыми соединениями через проушины стержней и пластин. Крепление к двигателю содержит на последнем два параллельных ребра и две проушины каждого упомянутого стержня. Между упомянутыми проушинами и ребрами размещена вставка с отверстиями под упомянутые резьбовые соединения. По обе стороны вставки между ребрами дополнительно установлены дублирующие пластины с отверстиями, в одни из которых введено резьбовое соединение, а в другие, совместно с отверстиями проушин, дополнительно введены страховочные пальцы. В месте крепления к пилону летательного аппарата каждый упомянутый стержень имеет дополнительные две проушины. Между проушинами размещена подсоединительная пластина с отверстиями, через которые она соединена резьбовыми соединениями с проушинами стержня. Шарниры расположены, один - в упомянутой вставке совместно с резьбовым соединением последней с проушинами стержней, а другой - в подсоединительной пластине. Каждый упомянутый стержень имеет форму швеллера. Каждый упомянутый швеллер может быть выполнен из двух продольных частей, скрепленных между собой резьбовыми соединениями. Часть каждого стержня может быть выполнена в виде обтекателя. Передняя часть обтекателя может быть образована частью цилиндра, а его задняя часть - двумя пересекающимися плоскостями, касательными к последнему. Технический результат - обеспечение безопасности и надежности крепления двигателя на летательном аппарате. 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

Заявляемое техническое решение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узлов крепления силовой установки и ее размещению на летательном аппарате.

Известно устройство для крепления двухконтурного турбореактивного двигателя (см. патент России №849694, кл. В 64 D 27/26, заявлено 12.03.1980 г., опубликовано 20.09.1996 г., Бюл. №26).

Его задний пояс крепления - это соединение двигателя и пилона самолета посредством трех трубчатых стержней, плоскость расположения которых перпендикулярна оси газогенератора двигателя. Стержни шарнирно закреплены на оболочке газогенератора двигателя и пилоне самолета. Два стержня выполняют основную рабочую функцию, а третий, расположенный между основными стержнями, выполняет функцию резервного стержня и вступает в работу в случае выхода из строя одного из основных стержней.

К недостаткам рассмотренной конструкции можно отнести то, что в узлах крепления стержней к двигателю и пилону самолета не предусмотрены резервные крепежные элементы. Резервные стержни хотя и обеспечивают безопасность конструкции, но усложняют монтаж двигателя к пилону самолета из-за большого количества мест подсоединения как к пилону летательного аппарата, так и к самому двигателю.

Известен задний пояс подвески газотурбинного двигателя (см. патент России “Самарское государственное научно-производственное предприятие “Труд” №2005667, кл. В 64 D 27/26, заявлено 05.06.1992 г., опубликовано 15.01.1994 г., Бюл. №1).

Известное устройство содержит шип, находящийся между самолетным пилоном и сферическим подшипником заднего пояса подвески, два основных боковых стержня с шарнирным креплением одних концов на корпусе двигателя, а других на пилоне с конической цапфой. В общей плоскости между ними расположены два дополнительных стержня, шарнирно связанные с боковыми стержнями у корпуса двигателя. Верхние концы дополнительных стержней соединены в общий узел совместно с задним концом тяги. Этот узел представляет собой втулку, в которой размещен сферический подшипник, охватывающий шип пилона. Дополнительные стержни выполняют роль резервных и вступают в работу в случае выхода из строя одного из основных стержней.

Рассмотренное устройство интересно с точки зрения безопасности в аварийной ситуации, но большое количество шарнирных соединений усложняет конструкцию и его монтаж на пилоне самолета даже при наличии шипа, который используется в качестве фиксатора.

Наиболее близким по конструкции является устройство заднего крепления авиационного двигателя (см. патент США "Юнайтед Эйркафт" №3397855, кл. В 64 D 27/26, заявлено 01.12.1966, приоритетная заявка №598373, опубликовано 20.08.1968).

Известное устройство представляет собой конструкцию, содержащую два стержня, которые объединены заодно в месте сочленения с пилоном летательного аппарата в одной точке.

Узел крепления задней подвески к корпусу двигателя, а точнее, на фланце корпуса газогенератора, содержит подсоединительные пластины, состоящие из двух половин. Подсоединительная пластина обхватывает фланец корпуса газогенератора и закреплена на нем при помощи болтов. Между двумя проушинами подсоединительной пластины введены вставки. Соединение между вставкой и подсоединительной пластиной осуществлено при помощи болта. Болт пронизывает подсоединительную пластину и вставку через соосные отверстия, выполненные в проушине вставки и проушинах подсоединительной пластины. В отверстии, выполненном в проушине вставки, установлен шарнирный подшипник для компенсации осевых температурных расширений корпуса двигателя.

К вставкам одним концом сваркой встык присоединены стержни. Другим своим концом стержни сваркой встык подсоединены к подсоединительному кронштейну, который входит в отверстие, выполненное в стенке корпуса вентиляторного тракта. К поверхности стенки корпуса вентиляторного тракта подсоединительный кронштейн прижимается кольцевым фланцем, который установлен в пазу, выполненном в подсоединительном кронштейне. Для надежности установки фланца в подсоединительном кронштейне используется прижимное кольцо, которое прижимает фланец к подсоединительному кронштейну.

В корпус подсоединительного кронштейна запрессована бабышка и обварена по контуру. В ухе бабышки выполнено отверстие, в которое запрессован шарнирный подшипник, выполняющий роль компенсатора осевых температурных расширений корпуса двигателя. Ось подшипника параллельна продольной оси двигателя.

К поверхности корпуса вентиляторного тракта буртиками прилегает предохранительный фланец и прикреплен заклепками. Фланец выполняет роль предохранителя от повреждений узла крепления подвески к корпусу вентиляторного тракта.

Конструкция подвески двигателя обеспечивает не только верхнее расположение двигателя, но и боковое (на горизонтальных пилонах). Конструкция подвески обеспечивает качающий тип связи, что несколько снижает шум от вибрации, минимальна по весу. Монтаж авиационного двигателя к пилону летательного аппарата достаточно технологичен, так как крепление осуществляется в одной точке.

Эта конструкция проста в обслуживании. Предложены меры безопасности в резервных крепежных деталях в конструкции подсоединения подвески к фланцу корпуса газогенератора.

Но имеется и ряд недостатков, а именно:

- из-за изменения расстояния между точками крепления стержней к двигателю вследствие накопления допусков при изготовлении и температурном расширении корпусов двигателя в стержнях возникают монтажные и температурные напряжения, что может привести к разрушению стержней;

- из-за отсутствия в конструкции, кроме резервного крепежа, резервных стержней в случае разрушение одного из стержней под действием возникших напряжений оставшийся стержень подвески может разрушиться, что приведет к потере двигателя.

Тем не менее, рассмотренная выше конструкция выбрана прототипом заявляемого устройства, так как она обеспечивает упрощенный монтаж двигателя на самолете, так как крепление двигателя в задней плоскости производится в одной точке, позволяет крепить в частности газотурбинный двухконтурный двигатель за ребра, расположенные на корпусе двигателя, при этом проходящие во втором контуре газовоздушного тракта двигателя два стержня узла подвески минимально влияют на газодинамические потери, и надежность крепления двигателя на самолете.

Предлагаемый задний пояс крепления предназначен для крепления газотурбинного двухконтурного двигателя к летательному аппарату.

Технической задачей заявляемого изобретения является создание такой конструкции заднего пояса крепления газотурбинного двухконтурного двигателя, которая бы давала совокупный технический результат, заключающийся одновременно в обеспечении простоты и малого веса конструкции заднего пояса крепления газотурбинного двухконтурного двигателя, ее технологичности в изготовлении и сборке-разборке при обеспечении надежности крепления двигателя на летательном аппарате и безопасности в процессе эксплуатации.

Этот совокупный технический результат должен обеспечиваться как при боковом (на горизонтальных пилонах), так и верхнем креплении двигателя на летательном аппарате.

Поставленная техническая задача решается тем, что в известной конструкции заднего пояса крепления газотурбинного двигателя к пилону летательного аппарата, содержащего шарниры, два стержня, где одни концы стержней объединены кронштейном в месте его крепления к летательному аппарату, а другие концы упомянутых стержней прикреплены к ребрам двигателя по обе стороны относительно продольной оси последнего, причем крепление к двигателю обеспечено резьбовыми соединениями через проушины стержней и пластин, внесены усовершенствования. Эти усовершенствования состоят в следующем.

Крепление к двигателю содержит на последнем два параллельных ребра и две проушины каждого стержня. Между упомянутыми проушинами и ребрами размещена вставка с отверстиями под резьбовые соединения. По обе стороны вставки между ребрами дополнительно установлены дублирующие пластины с отверстиями, в одни из которых введено резьбовое соединение, а в другие, совместно с отверстиями проушин, дополнительно введены страховочные пальцы. Тем самым достигается более жесткое и надежное закрепление узла крепления подвески к корпусу двигателя, а использование дублирующих пластин совместно со страховочными пальцами обеспечивает безопасность эксплуатации - при разрушении проушины вставки в работу вступают страховочные пальцы и дублирующие пластины.

Шарнирные подшипники расположены: один в проушине вставки, а другой - в подсоединительной пластине. Тем самым компенсируются осевые температурные расширения корпуса двигателя.

Стержни имеют форму швеллера. Стержни выполнены из двух продольных половин, скрепленных между собой резьбовыми соединениями, например болтами. Такая конструкция стержня обеспечивает безопасность эксплуатации - при разрушении одной из половин стержня в работу вступает резервная половина.

Часть каждого стержня выполнена в виде обтекателя. Передняя часть обтекателя образована частью цилиндра, а задняя часть образована двумя пересекающимися плоскостями, касательными к последнему. Тем самым уменьшаются газодинамические потери от прохождения узла заднего пояса крепления через второй контур двигателя.

Всем этим обеспечиваются ранее упомянутые технические результаты предлагаемого устройства.

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на:

фиг.1 показан общий вид узла заднего пояса совместно с двигателем для крепления последнего к пилону летательного аппарата при верхнем креплении;

фиг.2 показан элемент А фиг.1, касающийся именно заднего пояса крепления;

фиг.3 показан общий вид крепления двигателя к пилону летательного аппарата при боковом креплении;

фиг.4 показано сечение Б-Б фиг.3 (общий вид заднего узла крепления к летательному аппарату при боковом креплении);

фиг.5 показан увеличенный вид элемент Г фиг.4 в месте подсоединения к летательному аппарату;

фиг.6 показано поперечное сечение Д-Д (крепление заднего пояса подвески к кронштейну, расположенному на пилоне) фиг.5;

фиг.7 показано сечение Е-Е (соединение стержней с подсоединительной пластиной) фиг.5;

фиг.8 показано сечение Ж-Ж фиг.5 (конструкция стержней;)

фиг.9 показан элемент В (крепление стержней совместно с ребрами двигателя) фиг.4;

фиг.10 показано сечение 3-3 фиг.9;

фиг.11 показан элемент В в аксонометрической проекции фиг.4.

Заявляемое устройство заднего пояса крепления закреплено на пилоне 1 летательного аппарата через кронштейн 2 и содержит подсоединительную пластину 3, два стержня 4 и 5, узлы крепления 6 и 7 к корпусу двигателя 8 (см. фиг.1, 2).

Крепление подсоединительной пластины 3 и кронштейна 2, расположенного на пилоне 1 летательного аппарата, осуществляется болтом 9 и 10. Болт 10 пронизывает подсоединительную пластину 3 через отверстие 11 с зазором (см. фиг.4).

Конструкция подсоединительной пластины 3 представляет собой узел, состоящий из двух продольных половин - подсоединительной пластины 12 и 13, и соединение этих пластин осуществлено при помощи заклепок 14.

Стержни 4 и 5 равноценны. Стержни состоят из двух продольных половин каждый. Стержень 4 состоит из стержней 15 и 16, а стержень 5 состоит из стержня 17 и 18, соединенных между собой болтами 19 (см. фиг.5 и 6).

Стержни 4 и 5 соединены с подсоединительной пластиной 3 болтами 20, 21, 22, 23. Болт 22 пронизывает стержни 16, 17 и подсоединительную пластину 3 и установлен с зазором в отверстии 24, выполненном в подсоединительной пластине 3.

Узлы крепления 6 и 7 заднего пояса к корпусу двигателя 8 одинаковы по конструкции. Узел крепления 6 содержит вставку 25, к которой болтом 26 крепится стержень 4, две дублирующие пластины 27, одинаковые по форме и расположенные между вставкой и проушинами ребра, расположенного на корпусе опоры турбины, с установленными на них пальцами 28. Вставка 25 и дублирующие пластины 27 прикреплены к ребрам 29 корпуса двигателя 8 болтами 30, 31 и гайками 32. Установленные на дублирующих пластинах 27 пальцы 28 введенные с зазором в отверстие 33, выполненное в вильчатой проушине стержня 4 (см. фиг.7, 8, 9).

В подсоединительной пластине 3 и в проушине вставки 25 установлены шарнирные подшипники 34 и 35 соответственно.

На стержнях 4 и 5 установлены обтекатели 36. Обтекатель 36 представляет собой конструкцию, передняя часть которой образована частью цилиндра, а задняя часть образована двумя пересекающимися плоскостями, касательными к последнему.

В месте прохождения заднего пояса крепления через капот второго контура установлены элементы уплотнения 37 V-образного профиля.

В полете предлагаемое техническое решение - задний пояс крепления воспринимает и передает на пилон летательного аппарата вертикальные и боковые нагрузки от двигателя через узлы крепления 6 и 7, закрепленные на силовых ребрах, выполненных на опоре турбины двигателя 8, на стержни 4 и 5.

Последние, в свою очередь, передают указанные нагрузки на подсоединительную пластину 3, через которую нагрузки передаются на кронштейн 2, а затем на пилон 1 летательного аппарата.

Кроме того, задний пояс крепления воспринимает крутящий момент от боковых инерционных нагрузок, а также составляющую массовых (инерционных) сил и нагрузки от тягового и гироскопического моментов.

Для уменьшения газодинамических потерь от прохождения узла заднего пояса крепления через второй контур двигателя 8 на стержнях 4 и 5 устанавливаются обтекатели 36.

В зависимости от действия силы моментов, действующих на двигатель, в стержнях 4 и 5 возникают как растягивающие, так и сжимающие напряжения.

Осевые температурные расширения корпусов двигателя компенсируются за счет установки шарнирных подшипников 34 в подсоединительной пластине 3 и подшипника 35 в проушине вставки 25.

Монтаж двигателя 8 к летательному аппарату упрощен тем, что осуществляется после того, как узел заднего пояса крепления прикреплен к двигателю, и подсоединение заднего пояса крепления к пилону 1 летательного аппарата осуществляется в месте его крепления к летательному аппарату.

При расчетных условиях работы резервные силовые элементы и элементы крепления не вступают в работу. В случае нерасчетных (случайных) повреждений:

- при обрыве болта 9 в работу вступает резервный болт 10 (см. фиг.4);

- при разрушении одной из половин стержня 4 или 5 вступают в работу их резервные элементы (см. фиг.5);

- при разрушении вставки 25 или разрушении болта 26 вступают в работу резервные пальцы 28 и пластины 27 (см. фиг.7, 8).

Таким образом, повреждение или разрушение любой из силовых деталей заднего узла подвески не приведет к потере двигателя.

Усовершенствование обеспечивает простоту конструкции с минимальным количеством шарнирных подшипников и введение в конструкцию подвески элементов резервирования.

Изготовленный опытный образец был разработан для крепления двигателя Аи-22 к самолету Ту-324 фирмы ОАО “Туполев” и был проверен при подвеске двигателя на стенде.

Формула изобретения

1. Задний пояс крепления газотурбинного двигателя к пилону летательного аппарата, содержащий шарниры, два стержня, одни концы которых объединены кронштейном в месте его крепления к летательному аппарату, а другие концы упомянутых стержней прикреплены к ребрам двигателя по обе стороны относительно продольной оси последнего, причем крепление к двигателю обеспечено резьбовыми соединениями через проушины стержней и пластин, отличающийся тем, что крепление к двигателю содержит на последнем два параллельных ребра и две проушины каждого упомянутого стержня, а между упомянутыми проушинами и ребрами размещена вставка с отверстиями под упомянутые резьбовые соединения, при этом по обе стороны вставки между ребрами дополнительно установлены дублирующие пластины с отверстиями, в одни из которых введено резьбовое соединение, а в другие совместно с отверстиями проушин дополнительно введены страховочные пальцы.

2. Задний пояс крепления газотурбинного двигателя к пилону летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что в месте крепления к пилону летательного аппарата каждый упомянутый стержень имеет дополнительные две проушины, между которыми размещена подсоединительная пластина с отверстиями, через которые она соединена резьбовыми соединениями с проушинами стержня.

3. Задний пояс крепления газотурбинного двигателя к пилону летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что упомянутые шарниры расположены один в упомянутой вставке совместно с резьбовым соединением последней с проушинами стержней, а другой в подсоединительной пластине.

4. Задний пояс крепления газотурбинного двигателя к пилону летательного аппарата по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что каждый упомянутый стержень имеет форму швеллера.

5. Задний пояс крепления газотурбинного двигателя к пилону летательного аппарата по п.4, отличающийся тем, что каждый упомянутый швеллер выполнен из двух продольных частей, скрепленных между собой резьбовыми соединениями.

6. Задний пояс крепления газотурбинного двигателя к пилону летательного аппарата по п.4 или 5, отличающийся тем, что по меньшей мере часть каждого стержня выполнена в виде обтекателя, передняя часть которого образована частью цилиндра, а его задняя часть образована двумя пересекающимися плоскостями, касательными к последнему.

РИСУНКИРисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11