Размещение и крепление силовых установок на летательном аппарате; летательные аппараты, отличающиеся по типу или размещению силовых установок – B64D 27/00

Дозвуковой пассажирский самолет содержит низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением 11,5. Стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от =25° до =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 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 управляемым аэростатическим летательным аппаратам. Аэростатический летательный аппарат содержит подъемный баллонет, несущий баллонет и энергетическую установку, включающую нагреватель. Подъемный баллонет заполнен рабочим телом энергетической установки, расположенной в энергогондоле и включающей компрессор, нагреватель, турбину, силовую нагрузку и магистрали рабочего тела, соединенные с подъемным баллонетом. Несущий баллонет секционирован и снабжен средством изменения его объема. Изобретение направлено на повышение энерговооруженности. 8 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к самолету, который (1) содержит фюзеляж (2) удлиненной формы вдоль продольной оси Х самолета и, по меньшей мере, одно крыло (3), закрепленное на фюзеляже между передним концом и задним концом (25) фюзеляжа. Фюзеляж (2) содержит по существу цилиндрическую центральную часть (21) и заднюю изменяющуюся часть (23), на которой закреплены вертикальное оперение (4) и задняя силовая установка (50). Между сечением (231) сопряжения задней части (23) с центральной частью (21) фюзеляжа и задним концом (25), максимальная ширина каждого сечения фюзеляжа является постоянной или увеличивается назад до максимальной ширины L фюзеляжа, высота каждого сечения фюзеляжа уменьшается назад таким образом, что задний конец (25) фюзеляжа образует заднюю кромку небольшой толщины, по существу горизонтальную в системе координат самолета и по существу прямолинейную. Реактивный двигатель (51) силовой установки установлен в фюзеляже в так называемой полувстроенной конфигурации. Технический результат заключается в упрощении монтажа двигателя самолета. 9 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к пилону газотурбинного двигателя. Пилонная конструкция для газотурбинного двигателя содержит внутреннюю мотогондолу, установленную вдоль центральной оси двигателя, внешнюю мотогондолу, охватывающую внутреннюю мотогондолу с формированием вентиляторного контура для внешнего потока воздуха, нагнетаемого вентилятором, пилон, несущий внутреннюю и внешнюю мотогондолы, и дополнительную коробку передач, установленную внутри пилона, в осевом направлении позади внешней мотогондолы. Технический результат заключается в снижении веса конструкции и обеспечении охлаждения двигателя.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с двумя воздухозаборниками и мотогондолой, расположенной за углублением, которое ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок. Плоские площадки каждой из пар развернуты друг относительно друга на тупые углы, ребра которых пропущены вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации. Стартовый ускоритель самолета представляет баллон с краном, наполненный водой и сжатым воздухом. Изобретение направлено на регулирование вектора тяги по направлению и тангажу. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

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). Предложенный узел характеризуется тем, что он снабжен средствами (19, 25), отдельными от указанного пилона (1), которые обеспечивают теплоизоляцию указанных штанг (13а, 13b) от турбореактивного двигателя (3). 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам.

Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, расположенными за углублением, которое ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки. Вторые площадки соединены под углом друг с другом вдоль ребра, пропущенного вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 10 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам.

Летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовая часть которого снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол. Плоские площадки хвостовой части фюзеляжа соединены с обшивкой под углом друг к другу без плавного перехода. Ширина второй плоской площадки перед воздухозаборниками силовой установки выбрана превышающей ширину среза воздухозаборников. Вторая плоская площадка продлена по обе стороны внешних боковых стенок мотогондолы за срез воздухозаборников. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока в воздухозаборниках. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборнику авиационного двигателя. Воздухозаборник (113) предназначен для соединения с фюзеляжем (141) самолета при помощи пилона (134), при этом локальная длина этого воздухозаборника, измеренная параллельно оси (А) двигателя между точкой передней кромки (138) воздухозаборника и поперечной плоскостью (Р), находящейся на уровне входного колеса компрессора двигателя, больше (Lmax) в зоне (142) воздухозаборника, соединенной с пилоном, и меньше (Lmin) в зоне воздухозаборника, противоположной пилону. Технический результат заключается в упрощении конструкции воздухозаборника. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, встроенный в хвостовую часть фюзеляжа, прикрепленные снизу к фюзеляжу треугольной формы крылья, имеющие элементы отклонения воздушных потоков, обтекающих верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение и шасси. В фюзеляже выполнены воздухоприемные отверстия всасывания воздушного потока в двигатель, позволяющие создавать зоны повышенного разряжения воздушного потока верхних аэродинамических поверхностей крыльев. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыльев. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5), горизонтальные кромки воздухозаборников двигателей (6), мелкоячеистые сетки, экранирующие устройства забора и выброса воздуха (7), боковые наклонные кромки воздухозаборников двигателей (8), устройство (9) уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) силовой установки и створки (10) отсека штанги дозаправки топливом в полете. Оптические датчики выполнены с возможностью поворота в неработающем состоянии тыльной стороной, с нанесенным на нее радиопоглощающем покрытием, в направлении облучающих РЛС. Антенные отсеки закрыты экранирующими диафрагмами. Плоскости антенн отклонены от вертикальной плоскости. В качестве антенн использованы конструкции агрегатов планера. Антенно-фидерная система выполнена на основе малоотражающих антенн в РЛ-диапазоне длин волн. Изобретение направлено на снижение величины РЛ-заметности. 5 ил.

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. Опорная конструкция (14) состоит из первой и второй полуконструкций (22, 22), которые проходят через первое и второе отверстия (18, 18) в фюзеляже соответственно. Первая и вторая полуконструкции соединены друг с другом таким образом, что их можно разобрать во внутреннем пространстве (8) фюзеляжа. Способ сборки хвостовой части самолета включает следующие этапы: сначала устанавливают первую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через первое отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; затем устанавливают вторую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через второе отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; собирают внутренний конец первой полуконструкции с внутренним концом второй полуконструкции. Группа изобретений направлена на облегчение сборки и разборки опорной конструкции. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.

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. Технический результат заключается в обеспечении возможности использования более легких материалов в конструкции крепления турбореактивного двигателя летательного аппарата. 4 н. и 15 з.п. ф-лы, 22 ил.

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). Гондола (12) содержит внутреннюю круглую конструкцию (36) с жестким каркасом, образованным входной кольцевой рамой (50), закрепленной на промежуточном картере (38) двигателя, выходной кольцевой рамой (52), удерживающей выпускной картер (40) двигателя, и продольными лонжеронами (54, 56, 58, 60) соединения этих рам (50, 52). Выходная кольцевая рама (52) закреплена на стойке (16) при помощи средств гибкой или шарнирной подвески. Технический результат заключается в уменьшении деформации в силовой установке летательного аппарата. 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам обеспечения дополнительной энергией силовой установки летательного аппарата. Летательный аппарат с системой гибридного питания энергией силовой установки состоит из:

- наружной конструкции (фюзеляжа, крыльев и т.д.),

- электрического оборудования (34),

- средств (40) внутреннего сгорания для создания тяги,

- средства питания энергией средств создания тяги,

а также из:

- множества прямых преобразователей (24) световой энергии в электрическую энергию, расположенных на части наружной поверхности наружной конструкции;

- средств (32) сравнения электрической энергии, производимой преобразователями (24);

- средства отбора избыточной электрической энергии (36);

- средств (38) подачи в средства (40) создания тяги дополнительной энергии за счет избыточной электрической энергии при ее наличии.

Повышается мощность, снижается расход топлива, увеличивается дальность полета. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к электрической силовой установке беспилотного летательного аппарата. Установка содержит маршевый электродвигатель, на оси которого жестко закреплен маршевый толкающий воздушный винт, баллон с водородом с закрепленным на нем редуктором, батарея топливных элементов, систему управления маршевым электродвигателем, контроллер батареи топливных элементов, стартовый электродвигатель, стартовый воздушный винт, контроллер стартового электродвигателя, гондолу. В гондоле установлены маршевый электродвигатель, маршевый воздушный винт, баллон с водородом, редуктор, батарея топливных элементов, вентиляторы, датчики температуры, клапан, ключ, контроллер батареи топливных элементов. Технический результат заключается в повышении КПД электрической силовой установки. 7 ил.

Конструкция (1, 100, 300) для крепления турбореактивного двигателя (2) к неподвижной конструкции самолета с помощью крепежной стойки (5) содержит цельный короб, охватывающий по обе стороны кожух (3) вентилятора турбореактивного двигателя вокруг его продольной оси и снабженный средствами (201, 203) крепления к стойке и средствами (4) крепления двигателя, расположенными на коробе по обе стороны от продольной оси турбореактивного двигателя и предназначенными для соединения с частью турбореактивного двигателя для обеспечения восприятия действующих на него усилий. Облегчается монтаж и демонтаж конструкции, улучшается распределение усилий по периметру короба. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационной силовой установке на базе топливных элементов. Авиационная силовая установка содержит воздушный винт, электродвигатель, батарею твердооксидных топливных элементов и устройство поддержания ее рабочей температуры. Воздушный винт установлен на валу электродвигателя. Электродвигатель соединен с батареей, которая вырабатывает электрическую энергию для питания электродвигателя. Батарея топливных элементов имеет вход для подачи водорода, вход для подачи воздуха, а также выходы анодного и катодного газов. Устройство поддержания рабочей температуры содержит компрессор и турбину, установленные на одном валу. Компрессор снабжен воздухозаборником, а турбина снабжена регулируемым соплом. В состав устройства для поддержания рабочей температуры входят также камера дожигания, теплообменник и смеситель. Теплообменник снабжен перепускным каналом, установленным с возможностью перепуска части воздуха в обход последнего. Турбина также снабжена перепускным каналом для перепуска части газов в обход последней. Технический результат заключается в повышении эффективности работы авиационной силовой установки. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Турбореактивный двигатель содержит передний вентилятор, располагаемый за вентилятором промежуточный корпус с наружной обечайкой и втулкой, соединенными между собой посредством радиальных плеч, и выпускной корпус с наружной обечайкой на одной и той же оси. Узел подвески содержит переднее крепление на промежуточном корпусе, заднее крепление с двумя малыми тягами заднего крепления, соединенными с наружной обечайкой выпускного корпуса, пару тяг передачи силы тяги, которые крепятся впереди к втулке промежуточного корпуса. Плоскость, образованная двумя малыми тягами заднего крепления, наклонена вперед относительно плоскости выпускного корпуса. Уменьшаются локальные искривления корпуса. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к узлу подвески газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата. Подвеска газотурбинного двигателя содержит балку (2) со средствами крепления и тягу (4), шарнирно закрепленную одним концом на стержне (6), связанном с балкой, а другим - на узле, связанном с газотурбинным двигателем. Стержень (6) установлен на балке через эластичную связь (7), образованную двумя слоистыми цилиндрами (71, 72), эластомер и металл, удерживающую стержень (6) за концы. Технический результат заключается в уменьшении вибрации, передаваемой от газотурбинного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к двигателю самолета. Двигатель содержит кольцевую передающую нагрузки конструкцию, окружающую центральный корпус (16) и механически соединенную с несколькими, расположенными снаружи относительно него по существу, плоскими конструкциями, поддерживающии ее в нескольких точках (68а, 68b, 68с) приложения нагрузки. Причем соединительная штанга связана с каждой из точек приложения нагрузки и расположена по касательной относительно корпуса (16) и имеет внутренний конец (62а), соединенный с этим корпусом, а также наружный конец (62b), соединенный с конструкцией (60). Технический результат заключается в оптимизации нагрузок, действующих на корпус вентилятора двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата. Силовая установка содержит средства крепления турбореактивного двигателя (2) на жесткой конструкции (10) стойки крепления. Средства крепления содержат первый, второй и третий передние узлы (6а, 6b, 8) подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия и установленные на корпусе (12) вентилятора, выполненные таким образом, что третий узел (8) подвески проходит по первой диаметральной плоскости (Р1) турбореактивного двигателя. Первый и второй узлы (6а, 6b) подвески расположены по обе стороны от этой первой диаметральной плоскости (Р1). Узлы (6а, 6b) подвески установлены на корпусе (12) вентилятора соответственно в двух точках (6'а, 6'b), находящихся за пределами второй диаметральной плоскости (Р2) турбореактивного двигателя, ортогональной к первой плоскости (Р1), по отношению к третьему узлу (8) подвески двигателя. Технический результат заключается в предотвращении деформации корпуса вентилятора силовой установки летательного аппарата. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 17 ил.

Турбореактивный двигатель содержит передний вентилятор, размещенный за вентилятором промежуточный корпус с наружной обечайкой и ступицей, которые соединены между собой посредством радиальных плеч, и выпускной корпус с наружной обечайкой. Корпусы двигателя выровнены по одной оси XX. Пилон содержит кессон вытянутой формы, который спереди жестко крепится к наружной обечайке промежуточного корпуса посредством переднего крепления, которое содержит средство передачи осевых и боковых усилий, а сзади - посредством заднего крепления к выпускному корпусу. Переднее крепление кессона воспринимает усилия в осевом направлении, параллельном оси XX, в вертикальном направлении, в поперечном направлении, которое перпендикулярно как к осевому направлению, так и к вертикальному направлению, и воспринимает момент вокруг осевого направления. Переднее крепление включает в себя горизонтальную пластину в плоскости, определяемой осевым и поперечным направлениями, которая располагается на основании, жестко соединенном с наружной обечайкой промежуточного корпуса, срезной штифт, который проходит в вертикальном направлении и пересекает пластину и основание, и пару малых тяг в виде буквы V. Передние концы малых тяг представляют вершину V, закрепленную посредством стыковочного узла к наружной обечайке промежуточного корпуса. Уменьшаются усилия, проходящие между передней и задней частями двигателя. 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к силовым установкам летательных аппаратов. Силовая установка содержит турбореактивный двигатель (2), включающий в себя корпус вентилятора (12), промежуточный корпус (21), расположенный радиально внутри корпуса вентилятора, центральный корпус (16), кольцевую конструкцию (60), окружающую центральный корпус (16) и механически соединенную с последним с помощью промежуточных крепежных средств (62). С первым и вторым узлами (6а, 6b) подвески двигателя связана усиливающая конструкция (64а, 64b), образующая плоскость сдвига и жестко установленная на кольцевой конструкции в первой точке (68а, 68b) крепления, на корпусе вентилятора во второй точке (70а, 70b) крепления и на конструкционной связи (17) или промежуточном корпусе (21) в третьей точке (72а, 72b) крепления. Усиливающая конструкция (64а, 64b) расположена в воображаемой плоскости (66а, 66b), параллельной оси (5) турбореактивного двигателя или проходящей через эту ось, а также проходящей через точку (6 а, 6 b) крепления переднего узла (6а, 6b) подвески двигателя на корпусе (12) вентилятора. Исключается возможность деформации корпуса вентилятора и центрального корпуса двигателя. 2 н и 7 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к конфигурации установки двигателей для летательного аппарата. Двигатели расположены в задней части фюзеляжа (2) летательного аппарата, причем двигатели (3) прикреплены неподвижным образом пилонами (5) к конструкции летательного аппарата, при этом указанная конструкция включает в себя кессонную конструкцию (14), которую располагают поперек фюзеляжа (2) и используют для крепления пилонов (5). Фюзеляж (2) содержит отверстие (4), предоставляющее возможность прохода подвесных пилонов (5) для двигателей (3), при этом указанная конфигурация дополнительно включает поворотную область (8), силовой привод (7) и соединительную деталь (6), посредством которой силовой привод (7) крепят к подвесным пилонам (5) и к кессонной конструкции (14) летательного аппарата. Сборный узел, образованный силовым приводом (7) и соединительной деталью (6), предоставляет возможность балансировки сборного узла пилонов (5) и двигателей (3) летательного аппарата посредством поворотной области (8), добиваясь, таким образом, управляемого и оптимального отклонения вектора тяги летательного аппарата для каждой фазы полета. Технический результат заключается в повышении управляемости летательного аппарата и упрощении конструкции установки двигателей. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к подвеске многоконтурного турбореактивного двигателя, снабженного промежуточным картером и выхлопным картером, содержащей пилон, который может быть прикреплен к конструкции летательного аппарата, включающей переднее устройство для подвешивания между ступицей промежуточного картера и указанным пилоном, и заднее средство подвески между выхлопным картером и пилоном. Подвеска также включает в себя соединительное средство, жестко связывающее промежуточный картер с пилоном, причем заднее средство подвески включает в себя средство, такое как гидроцилиндр, для компенсирования различия в диаметре выхлопного картера так, чтобы удержать ось выхлопного картера коаксиально с осью промежуточного картера во время различных фаз полета летательного аппарата. Технический результат заключается в уменьшении осевой деформации двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воспринимающей нагрузки конструкции (101) пилона подвески, предназначенного для крепления турбореактивного двигателя к крылу летательного аппарата. Конструкция содержит первый боковой блок (102) и второй боковой блок (103), прикрепляемые к крылу летательного аппарата, и крепежный элемент, прикрепляемый к турбореактивному двигателю, причем указанные боковые блоки (102, 103) охватывают центральную пластину (104), по существу, удлиненную вдоль главной оси (105) указанной конструкции (101). Пластина (104) соединена с указанным крепежным элементом и изготовлена из металла или сплава, способного выдерживать температуру по меньшей мере в 1000°C в течение периода времени, равного по меньшей мере 15 минутам. Технический результат заключается в увеличении устойчивости к нагрузкам несущей конструкции. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к подвеске силовой установки к летательному аппарату. Силовая установка (110) летательного аппарата содержит двухконтурный реактивный двигатель, окруженный гондолой, ограничивающей тракт протекания вторичного потока, и средства подвески двигателя к крылу (132) летательного аппарата, содержащие пилон (134), по существу параллельный оси (135) двигателя, и средства подвешивания двигателя к пилону. Пилон смещен под углом по отношению к вертикальной плоскости (150), проходящей через продольную ось двигателя и вершину гондолы, и расположен снаружи вторичного потока. Средства подвешивания двигателя к пилону содержат две поперечные горизонтальные и параллельные балки, которые связывают пилон со средствами шарнирного соединения на верхних частях корпусов двигателя, технический результат заключается в улучшении аэродинамических свойств летательного аппарата. 11 з.п. ф-лы, 8 ил.