задний пояс системы подвески газотурбинного двигателя

Формула изобретения

ЗАДНИЙ ПОЯС СИСТЕМЫ ПОДВЕСКИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ к самолету, содержащий пилон с шипом, опору двигателя, два боковых стержня, шарнирно соединенных с опорой и пилоном, и тяговый стержень с узлом его крепления, отличающийся тем, что, с целью упрощения монтажных работ и повышение надежности системы, он снабжен двумя дополнительными наклонными стержнями, шарнирно установленными в одной плоскости с боковыми стержнями между ними и образующими с узлом крепления тягового стержня втулку, снабженную сферическим подшипником, охватывающим шип пилона, а узлы соединения боковых стержней к пилону снабжены коническими цапфами и подшипниками.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации, в частности к системам подвески газотурбинных двигателей на пилонах к самолету.

Известен задний узел крепления турбореактивного двухконтурного двигателя, закрепленного на пилоне крыла самолета. Узел имеет два боковых и один наклонный стержень, закрепленные шарнирно одним концом на опоре двигателя, а другим на плите, которая вертикальными болтами крепится к пилону самолета. Дополнительно плита и пилон соединены шипом. Боковые стержни передают на пилон через вертикальные болты часть веса двигателя, наклонный стержень передает на пилон через шип боковую силу двигателя, возникающих при эволюциях самолета. Недостатком конструкции является ненадежность крепления, т. к. в случае среза резьбы вертикальных болтов от циклических нагрузок узел разъединяется и двигатель теряется с крыла, что имело место в эксплуатации.

Целью изобретения является упрощение монтажа двигателя на самолете и уменьшение веса пояса.

Это достигается тем, что задний пояс системы подвески двигателя, установленного на самолетном пилоне с шипом, содержит опору двигателя, два боковых стержня с шарнирным креплением одних концов стержней на опоре, а других на пилоне с конической цапфой, между ними расположены два наклонных стержня, шарнирно связанные с боковыми стержнями у опоры и образующие с узлом тягового стержня втулку, в которой размещен сферический подшипник, охватывающий шип пилона.

На фиг. 1 изображен предлагаемый задний пояс; на фиг. 2 - сечение I-I на фиг. 1; на фиг. 3 - сечение Б-Б на фиг. 1.

Пояс подвески крепится к пилону 1, который имеет шип 2 для восприятия тяги и боковой силы двигателя, а также две боковые конические цапфы 3. Пояс состоит из опоры 4 двигателя, на которой расположены две пары сферических подшипников 5. К подшипникам 5 крепятся боковые стержни 6. Вторые концы стержней 6 соединены через сферические подшипники 7 с цапфами 3 пилона. К подшипникам 5 крепятся нижние концы расположенных между боковыми стержнями наклонных стержней 8. Верхние концы стержней 8 соединены с задним концом тягового стержня 9 в общий узел, представляющий собой втулку 10, в которой размещен сферический подшипник 11. При сборке пояса длины стержней 6, 8, 9 настраивают на исходные базовые размеры и в дальнейшем не регулируют.

Монтаж двигателя на самолет производят следующим образом.

При вертикальном подъеме двигателя шип 2 пилона входит в подшипник 11 заднего пояса подвески. Благодаря свободе перемещения шипа 2 в подшипнике 11 в вертикальном направлении легко совместить оси подшипников 7 и цапф 3 пилона, надвинуть стержни 6 на цапфы 3 и зафиксировать их гайками. Подвеска собрана. Регулировка длин стержней не требуется.

При работе двигателя цапфы 3 воспринимают весовые нагрузки пояса, шип 2 воспринимает горизонтальную тягу и боковую силу перегрузки двигателя. Благодаря тому, что боковая сила передается с опоры 4 на пилон 1 двумя стержнями 8 через две точки опоры 4, вес опоры, а следовательно, и всего пояса может быть уменьшен по сравнению с прототипом. (56) Патент Великобритании N 2100796, кл. F 02 C 7/20, 1988.