Размещение и крепление силовых установок на летательном аппарате, летательные аппараты, отличающиеся по типу или размещению силовых установок: .летательные аппараты, отличающиеся конструкцией узлов крепления силовой установки – B64D 27/26

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.

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.

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.

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 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 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 конструкции для установки авиационного двигателя, содержащей систему (11) подвески двигателя. Конструкция включает устройство (9) для передачи силы тяги, оснащенное двумя боковыми соединительными тягами (90) и траверсой (91), установленной на и соединенной с опорой (42) посредством главного соединительного устройства (100) траверсы, определяющего ось (104) главного шарнира траверсы, лежащую в плоскости (Р). Указанная траверса соединена также с зазором на указанной опоре (42) с использованием вторичного соединительного устройства (108) траверсы, расположенного на некотором расстоянии, если смотреть сверху, от указанного главного соединительного устройства (100) траверсы и определяющего ось (110) вторичного шарнира траверсы, также лежащую в плоскости (Р). Согласно настоящему изобретению поворот указанной траверсы останавливается, когда устройство (108) входит в контакт с траверсой. Технический результат заключается в упрощении конструкции для установки двигателя и уменьшении ее габаритных размеров. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Выступающая часть (30) содержит произведенный множеством угловых секторов (76а, 76b) соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием, образующий кольцевую канавку (66), открытую радиально наружу, предназначенную для вмещения крышек гондолы. Упрощается техническое обслуживание выступающей части. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к устройству крепления авиационного двигателя. Устройство содержит жесткую конструкцию (10) и средство для крепления двигателя на жесткой конструкции, в котором указанное крепежное средство содержит заднее крепление (8) двигателя и устройство (9) для восприятия тяговых сил. При этом заднее крепление (8) двигателя крепится к жесткой конструкции посредством двух поперечных соединительных элементов. Устройство (9) содержит две соединительные штанги (26а, 26b), механически соединенные с траверсой (28) при помощи механического соединения, соединительный элемент (49), прикрепленный к заднему креплению (8) двигателя и механически соединенный с жесткой конструкцией (10) при помощи упорного штифта (60). В устройстве (9) поперечные соединительные элементы содержат ограничительное средство для ограничения поворота траверсы (28) при поломке соединительной штанги (26а, 26b) и обеспечения передачи тяговых сил к жесткой конструкции (10). Достигается упрощение конструкции. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к узлам крепления силовых установок под крылом летательного аппарата. Узел крепления неразъемной силовой установки содержит крепежный узел (1), закрепленный в крыле (3) летательного аппарата, и прикрепленную к крепежному узлу (1) неразъемную силовую установку (17). Крепежный узел (1) для осуществления съемного крепления силовой установки к крылу содержит плиту (2), к которой прикреплены кронштейны (4, 5, 8, 10, 13, 14) крепления указанной плиты к крылу, отверстия крепления (24) силовой установки к плите и отверстия (7) для крепления пары продольных подъемных балок (22). Продольная подъемная балка (22), закрепляемая на узле крепления силовой установки, содержит соединительный кронштейн (26), расположенный в центральной части (25) балки, взаимодействующий с кронштейнами (4, 5) узла, и кронштейн (28), расположенный в задней части (27) балки, для присоединения к крылу. Продольная подъемная балка выполнена с возможностью ввода в нее поперечно расположенных штанг (33, 34) в передней (23) и центральной (25) частях. Обеспечивается возможность установки неразъемной силовой установки на летательный аппарат и ее снятия. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к двигательной установке для летательного аппарата. Двигательная установка включает в себя турбореактивный двигатель (1), содержащий капот (3) вентилятора и капот (5) двигателя, пилон (7) для крепления указанного турбореактивного двигателя (1) и устройство для подвешивания указанного турбореактивного двигателя под указанным пилоном. Устройство для подвешивания содержит две соединительные штанги (9) передней подвески, две соединительные штанги (11) задней подвески и воспринимающий силу тяги соединительный стержень (15), проходящий между передней частью (17) указанного капота (5) двигателя и указанным пилоном (7) в плоскости, содержащей ось (А) указанного турбореактивного двигателя (1). Между капотом (3) вентилятора и пилоном (7) в направлении, параллельном оси (А) турбореактивного двигателя, проходит дополнительная соединительная штанга (19). Технический результат заключается в уменьшении деформации вала двигателя летательного аппарата. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретения относятся к области авиастроения, более конкретно к силовой установке самолета и цилиндрической конструкции гондолы силовой установки. Силовая установка содержит двухконтурный турбореактивный двигатель и гондолу (10) двигателя, которая закреплена на его промежуточном кожухе и которая ограничивает кольцевое пространство, предназначенное для протекания вторичного потока газов вокруг этого турбореактивного двигателя. Гондола содержит заднюю по потоку конструкцию (16), состоящую из двух частей, одна из которых представляет собой неподвижный каркас (26), содержащий средства (20) крепления органов (22, 24) подвески двигателя к некоторой части (18) самолета, а также средства крепления к промежуточному кожуху двигателя. Другая часть представляет собой подвижную часть (40), установленную на неподвижном каркасе (26) и выполненную с возможностью перемещения между рабочим положением и положением открытия. Технический результат заключается в уменьшении габаритов силовой установки и гондолы летательного аппарата. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретения относятся к конструкции хвостовой части воздушного судна и к воздушному судну. Конструкция хвостовой части содержит опорную конструкцию для поддерживания узла воздушного или космического судна и узел перегородки для герметизации отсека фюзеляжа, выполненный с возможностью соединения как с опорной конструкцией, так и с отсеком фюзеляжа. Опорная конструкция содержит два пилона, формирующие траекторию потока усилий, для поддерживания соответствующего двигателя. Пилоны образованы конструкцией в форме параллелепипеда из опорных балок. Одна опорная балка расположена в параллелепипеде по диагонали. Достигается улучшение аэродинамических свойств воздушного судна. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Узел подвески двигателя, расположенный между двигателем и стойкой его крепления, содержит первое крепежное устройство и две серьги в форме треугольника с тремя отверстиями в каждой, образующими равнобедренный треугольник. Первое крепежное устройство выполнено с возможностью соединения со стойкой и снабжено двумя проушинами, каждая из которых содержит по четыре находящихся друг против друга крепежных отверстия, выровненных по одной линии. Первое крепежное устройство и каждая серьга соединены между собой посредством соединительных пальцев, расположенных в двух отверстиях каждой серьги и в соответствующих отверстиях крепежного устройства. Третье отверстие в серьге предназначено для соединения с вилкой, расположенной со стороны двигателя. Каждая серьга имеет сдвоенную конструкцию, выполненную из двух частей идентичной формы, состыкованных друг с другом в направлении, перпендикулярном отверстиям. Другое изобретение группы относится к силовой установке летательного аппарата, содержащей стойку крепления и двигатель, соединенный со стойкой при помощи указанного выше узла подвески. Изобретения позволяют снизить вес узла подвески двигателя без снижения его надежности. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретения относятся к области авиастроения, более конкретно к опоре двигателя летательного аппарата, силовой установке и летательному аппарату, содержащему такую силовую установку. Опора (4) двигателя (6) летательного аппарата содержит жесткую конструкцию (8) и средства крепления двигателя (6) на этой конструкции. Средства крепления включают в себя устройство (14) восприятия тяговых усилий, содержащее две боковые тяги (26), задний конец (26b) каждой из которых соединен с траверсой (28) устройства (14) восприятия создаваемых двигателем (6) тяговых усилий посредством механического соединения (44). Каждое механическое соединение (44) состоит из консоли (48), выполненной на траверсе (28) и проходящей через отверстие (50) в заднем конце (26b) соответствующей тяги (26), при этом вышеуказанная консоль (48) расположена поперечно относительно опоры. Технический результат заключается в упрощении установки двигателя летательного аппарата. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретения относятся к области авиастроения, более конкретно, к силовой установке летательного аппарата, содержащей силовую установку, смонтированную на двух отдельных элементах, и летательный аппарат, снабженный такой установкой. Силовая установка (1) содержит двигатель (6), крепежную конструкцию (4) двигателя и гондолу (3), окружающую двигатель (6) и снабженную секциями корпуса (34) вентилятора. Крепежная конструкция (4) включает в себя жесткую конструкцию (8) и переднюю аэродинамическую конструкцию (24) в виде покрытого аэродинамическим обтекателем (46) ложемента (40) с шарнирно установленными на нем секциями корпуса вентилятора. Упомянутый ложемент (40) имеет задние средства (44а, 44b) крепления, установленные на жесткой конструкции (8) крепежной конструкции (4), и снабжен передними средствами (42) крепления, закрепленными на корпусе вентилятора (18) указанного двигателя (6). Технический результат заключается в улучшении аэродинамических свойств летательного аппарата. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к гаечной системе, соединению с приемным узлом, устройству восприятия тяговых усилий и стойке крепления двигателя летательного аппарата. Гаечная система (100) содержит гайку (104), имеющую основную резьбу (106) с шагом р1, выполненную вокруг оси (108) завинчивания гайки, а также дополнительно содержит резьбовой элемент (116), неподвижно соединенный с гайкой (104) и выполненный с возможностью вращении вместе с ней вокруг оси (108) завинчивания. Резьбовой элемент имеет вспомогательную резьбу (122), расположенную на расстоянии от основной резьбы (106), при этом вспомогательная резьба выполнена вокруг оси (108) завинчивания гайки и имеет шаг, отличающийся от шага основной резьбы. Стойка (4) крепления содержит жесткую конструкцию (8) и средства крепления двигателя (6) на указанной жесткой конструкции (8), при этом средства крепления двигателя содержат устройство (14) восприятия создаваемых двигателем (6) тяговых усилий. Устройство (14) восприятия тяговых усилий содержит металлический крепежный элемент (34), неподвижно установленный на жесткой конструкции (8), осевую систему (32), две боковые тяги (26) восприятия тяговых усилий, передний конец каждой из которых предназначен для соединения с двигателем, траверсу (28), с которой шарнирно соединены оба задних конца боковых тяг (26). Технический результат заключается в увеличении надежности крепления промежуточной конструкции между двигателем и крылом летательного аппарата. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к устройству крепления двигателя летательного аппарата, силовой установке и летательному аппарату, содержащему такую силовую установку. Устройство крепления содержит жесткую конструкцию, образующую кессон, и устройство восприятия тяговых усилий, содержащее главный металлический крепежный элемент (34), неподвижно установленный на кессоне при помощи средств (40) крепления. Средства (40) крепления содержат крепежный штифт (50), установленный на лонжероне (17) и содержащий главный участок (54), расположенный снаружи по отношению к кессону, при этом участок (54) штифта (50) проходит через металлический крепежный элемент (34), который прижимается к лонжерону (17) при помощи опорной колпачковой шайбы (68), охватывающей главный участок (54) и прижимаемой проходящим через нее винтом (72), который завинчивают в шпоночную гайку (78), установленную в отверстии (74), выполненном внутри главного участка (54). Технический результат заключается в упрощении обслуживания узла подвески двигателя летательного аппарата. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к пилону подвески двигателя самолета. Пилон имеет конструкцию типа короба, содержащую внутреннюю раму, расположенную вдоль главного направления. Рама снабжена четырьмя продольными панелями, образующими наружную часть конструкции. Пилон также содержит точки крепления двигателя и/или крыльев. При этом, по меньшей мере, три продольных панели механически закреплены на раме по углам короба и содержат точки крепления, а рама выполнена монолитной. Технический результат заключается в упрощении конструкции и снижении веса пилона. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к приспособлению для соединения траверсы с жесткой конструкцией стойки крепления двигателя летательного аппарата и способу монтажа двигателя. Приспособление содержит осевую систему (32), установленную с возможностью скольжения в первом канале (38) металлического крепежного элемента (34) вдоль первой продольной оси в первом направлении из нормального выдвинутого положения в задвинутое положение, в котором она убирается в этот металлический крепежный элемент, и наоборот. Кроме того, приспособление дополнительно содержит средство (60) удлинения оси, установленное внутри осевой системы (32) и выполненное с возможностью перемещения параллельно продольной оси во втором направлении из нормального задвинутого положения в выдвинутое положение, в котором оно неподвижно соединено с осевой системой (32) и выступает из нее, и наоборот. Способ монтажа двигателя (6) летательного аппарата на жесткой конструкции (8) стойки (4) крепления двигателя заключается в том, что соединяют предварительно соединенную с двигателем при помощи тяг (26) траверсу (28) с предварительно установленным на жесткой конструкции (8) приспособлением (33). В процессе соединения последовательно осуществляют перемещение во втором направлении (46) средства (60) удлинения оси по отношению к осевой системе (32), занимающей свое задвинутое положение, таким образом, чтобы оно проходило через второй канал (68) в траверсе (28) до момента, когда оно займет свое выдвинутое положение. Далее приводят в движение средства (60) удлинения оси таким образом, чтобы вызвать перемещение осевой системы (32) через первый и второй каналы (38, 68) в ее нормальное выдвинутое положение. Технический результат заключается в упрощении монтажа двигателя на жесткой конструкции стойки крепления. 4 н. и 20 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к опорной системе для вспомогательной силовой установки летательного аппарата. Опорная система, обеспечивающая крепление вспомогательной силовой установки (1) летательного аппарата к несущей конструкции (2) отсека (6) размещения вспомогательной силовой установки, выполнена из устойчивого к воспламенению материала, имеющего высокую механическую прочность. Опорная система содержит стыковочные средства (8) опорной системы, которые сопрягаются со стыковочными средствами (12) несущей конструкции (2), и крепежные средства (10) опорной системы, которые сопрягаются с крепежными средствами (13) вспомогательной силовой установки (1). Также опорная система содержит три соединительные детали (3, 4, 5), имеющие цилиндрическую форму и содержащие первые концы (7) и вторые концы (9). Стыковочные средства (8) опорной системы размещены на первых концах (7) с возможностью их прикрепления к несущей конструкции (2) отсека (6) вспомогательной силовой установки, а крепежные средства (10) опорной системы размещены на вторых концах (9) с возможностью их присоединения к вспомогательной силовой установке (1). Технический результат заключается в увеличении надежности и упрощении конструкции опорной системы. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к силовой установке для летательного аппарата. Силовая установка (1) для летательного аппарата содержит турбореактивный двигатель (2), стойку (4) крепления, а также узлы (6а, 6b, 8, 9) подвески двигателя, которые установлены между указанной стойкой (4) крепления и турбореактивным двигателем (2). Передние узлы (6а, 6b) подвески двигателя закреплены на картере (12) вентилятора турбореактивного двигателя и расположены симметрично относительно плоскости, образованной продольной осью (5) турбореактивного двигателя и его вертикальным направлением (Z). При этом первый и второй передние узлы (6а, 6b) подвески двигателя выполнены, каждый, с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном направлении (X) турбореактивного двигателя (2) и в его вертикальном направлении (Z). Задний узел (9) подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в вертикальном направлении (Z) турбореактивного двигателя (2). Технический результат заключается в уменьшении трения между лопатками компрессора и центральным картером двигателя и, как следствие, в увеличении срока службы двигателя летательного аппарата и его производительности. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к стойке крепления двигателя летательного аппарата. Стойка содержит задний узел (8) подвески двигателя, включающий корпус (54) заднего узла подвески и первый предохранительный штифт (66), выполненный с возможностью обеспечения передачи усилий, действующих в поперечном направлении (Y) стойки. При этом первый предохранительный штифт (66) проходит через нижний лонжерон (20) и содержит нижний конец (70), заходящий в корпус (54) заднего узла подвески. В нижнем конце (70) первого предохранительного штифта выполнено отверстие (76), через которое проходит первый шплинт (74), проходящий также через корпус (54) заднего узла подвески. Технический результат заключается в упрощении конструкции и уменьшении массы узла подвески. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата. Силовая установка (1) летательного аппарата содержит турбореактивный двигатель (2), стойку (4) крепления, а также множество узлов (6а, 6b, 8, 9) подвески двигателя, расположенных между указанной стойкой (4) крепления и турбореактивным двигателем (2). Множество узлов подвески двигателя включает в себя закрепленные на корпусе (12) вентилятора турбореактивного двигателя первый передний узел (6а) подвески двигателя и второй передний узел (6b) подвески двигателя, симметрично расположенные по отношению к плоскости, образованной продольной осью (5) турбореактивного двигателя и его вертикальным направлением (Z). При этом как первый, так и второй передние узлы (6а, 6b) подвески двигателя выполнены с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном (X) и вертикальном (Z) направлениях относительно турбореактивного двигателя (2). Каждый из упомянутых узлов содержит предохранительный штифт (36), расположенный в поперечном направлении (Y) турбореактивного двигателя (2) и установленный на корпусе (12) вентилятора, а также вилку (30), неподвижно установленную на стойке крепления и содержащую две боковины (32а, 32b). Предохранительный штифт (36) проходит через обе боковины (32а, 32b) вилки (30) как в первом, так и во втором передних узлах (6а, 6b) подвески двигателя. Технический результат заключается в уменьшении размеров узлов подвески двигателя. 2 н. и 15 з.п. ф-лы., 6 ил.