силовая установка летательного аппарата

Формула изобретения

Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель, закрепленный на пилоне, смонтированную на нем мотогондолу, включающую в себя воздухозаборник, закрепленный на входном фланце двигателя, и откидные капотные крышки с шарнирными узлами крепления, отличающаяся тем, что она снабжена двумя боковыми панелями, каждая из которых смонтирована между пилоном и капотной крышкой, передний конец каждой из боковых панелей закреплен на воздухозаборнике и включает в себя шарнирные узлы крепления, выполненные в виде сферического шарнира и регулируемого шарнирного подкоса, а задние узлы крепления боковых панелей выполнены в виде шарнирного регулируемого подкоса, закрепленного на боковой панели и двигателе, и плавающего соединения, содержащего штырь, смонтированный на боковой панели, сопряженный со сферическим подшипником, установленным на двигателе, при этом шарнирные узлы крепления капотных крышек установлены на каждой боковой панели.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к силовым установкам летательных аппаратов.

Известна силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель, закрепленный на пилоне, и смонтированную на нем мотогондолу, включающую в себя воздухозаборник, закрепленный на входном фланце двигателя, и откидные капотные крышки мотогондолы с шарнирными узлами крепления (см. «Руководство по технической эксплуатации самолета ТУ-204», раздел 054, подраздел 020, стр.2, фиг.1, 1988 г.).

Однако в известной силовой установке кронштейны крепления капотных крышек расположены на двигателе, что не обеспечивает унификации установки двигателей на пилонах и при насыщенности расположения агрегатов и трубопроводов на поверхности двигателя приводит к увеличению миделя и трудностям его компоновки. Нагрузки, возникающие в процессе полета, передаются через кронштейны на капотные крышки, что приводит к снижению их ресурса и ресурса силовой установки в целом.

Задачей настоящего изобретения является увеличение ресурса и улучшение эксплуатационных возможностей путем унификации силовых установок.

Решение технической задачи достигается тем, что силовая установка содержит двигатель, закрепленный на пилоне, и смонтированную на нем мотогондолу, включающую в себя воздухозаборник, закрепленный на входном фланце двигателя, и откидные капотные крышки с шарнирными узлами крепления, при этом силовая установка снабжена двумя боковыми панелями, каждая из которых смонтирована между пилоном и капотной крышкой, передний конец каждой из боковых панелей закреплен на концевом шпангоуте воздухозаборника и включает в себя шарнирные узлы крепления, выполненные в виде сферического шарнира и регулируемого шарнирного подкоса, а задние узлы крепления боковой панели выполнены в виде шарнирного регулируемого подкоса, закрепленного на боковой панели и двигателе, и плавающего соединения, содержащего штырь, смонтированный на боковой панели, сопряженный со сферическим подшипником, установленным на двигателе, при этом шарнирные узлы для крепления капотных крышек установлены на каждой боковой панели.

На фиг.1 изображена силовая установка летательного аппарата в аксонометрии.

На фиг.2 изображен общий вид силовой установки летательного аппарата.

На фиг.3 - сечение А-А фиг.1, вид на концевой шпангоут воздухозаборника в районе крепления переднего конца боковых панелей.

На фиг.4 - сечение Б-Б фиг.2, вид на шарнирный узел передней подвески боковых панелей.

На фиг.5 - сечение В-В фиг.2, вид на регулируемый подкос передней подвески боковых панелей.

На фиг.6 - сечение Г-Г фиг.1, вид на стенку реверсивного устройства двигателя в районе задних узлов крепления боковых панелей.

На фиг.7 - сечение Д-Д фиг.5, вид на плавающее соединение в заднем узле крепления боковых панелей.

На фиг.8 изображен прототип.

Силовая установка летательного аппарата содержит воздухозаборник 1, закрепленный на входном фланце двигателя 2, смонтированного на пилоне 3 летательного аппарата, боковые 4 и 5 панели силовой установки, конструктивно выполненные в виде балок 6 коробчатого сечения, на которых установлены узлы крепления 7 капотных крышек 8 и 9, и балок 10 коробчатого сечения, примыкающих к пилону 3 через плавающее соединение 11 и к внутренней 12 и внешней 13 обшивкам. Боковые панели 4 и 5 закреплены между концевым шпангоутом 14 воздухозаборника 1 и стенкой реверсивного устройства 15 двигателя 2 и содержат передние и задние узлы крепления панелей 4 и 5. Передние узлы крепления включают в себя кронштейны 16, расположенные на стенке концевого шпангоута 14 воздухозаборника 1, кронштейны 17 со сферическим подшипником 18, установленные на боковых панелях 4 и 5 и стенке концевого шпангоута 14 воздухозаборника 1, а также быстросъемные шпильки 19 и шарнирный регулируемый подкос 20. Задние узлы крепления боковых панелей 4 и 5 включают в себя шарнирные регулируемые подкосы 21, закрепленные на боковых панелях 4 и 5 и двигателе 2, и плавающее соединение, состоящее из штыря 22, смонтированного в закрепленной на боковых панелях 4 и 5 направляющей обойме 23 и сопряженного со сферическим подшипником 24, установленным в кронштейне 25 на стенке реверсивного устройства 15 двигателя 2. Установленный на переднем узле крепления сферический шарнир 26 включает в себя вилку кронштейна 16, соединенную с ухом кронштейна 17, при этом в ухо кронштейна 17 заделан сферический подшипник 18.

Силовая установка летательного аппарата работает следующим образом.

Усилия, возникающие от аэродинамических нагрузок в процессе полета летательного аппарата в шарнирных узлах 7 навески капотных крышек 8 и 9, воспринимаются балками 6, которые включены в конструкцию панелей 4 и 5, и передаются в передней плоскости на концевой шпангоут 14 воздухозаборника 1 через быстросъемные шпильки 19 шарнирного узла 17, заделанного в балку 6, на кронштейн 16, установленный на концевом шпангоуте 14 воздухозаборника 1, а по задней плоскости - на стенку реверсивного устройства 15 через штырь 22, установленный в направляющей обойме 23, заделанной в балку 6, и входящим в сферическое кольцо 24 с возможностью его перемещения в продольном направлении, которое, в свою очередь, вставлено в кронштейн 25, установленный на стенке реверсивного устройства.

Возможность перемещения штыря 22 в сферическом кольце 24 кронштейна 25 позволяет компенсировать технологические погрешности, возникающие в процессе изготовления и монтажа боковых панелей 4 и 5 на двигателе 2, и не препятствует их возможному перемещению относительно конструкции двигателя 2 при его температурных расширениях.

Усилия, возникающие при закручивании боковых панелей 4 и 5 относительно продольной оси, которые действуют в процессе полета летательного аппарата, передаются в передней плоскости на стенку концевого шпангоута 14 воздухозаборника 1, а по задней плоскости - на стенку реверсивного устройства 15 с помощью регулируемых шарнирных подкосов 21, закрепленных одним концом к балкам 10 боковых панелей 4 и 5, сопряженными обшивками 13 через плавающее соединение 11 с пилоном 3, а другим концом - к стенке концевого шпангоута 14 воздухозаборника 1 и стенке реверсивного устройства 15 двигателя 2.

Такое крепление позволяет боковым панелям 4 и 5 не воспринимать усилия, возникающие при закручивании корпусов мотогондолы и двигателя 2 относительно друг друга на дистанции: плоскость концевого шпангоута 14 воздухозаборника 1 - стенка реверсивного устройства 15 двигателя 2 не препятствует взаимным температурным перемещениям конструкции мотогондолы и двигателя 2 и позволяет регулированием подкосов 20 и 21 обеспечить плавное сопряжение поверхностей боковых панелей 4 и 5, воздухозаборника 1 и реверсивного устройства 15 двигателя 2 с зазорами, необходимыми для выборки вышеперечисленных деформаций.

Использование изобретения позволит обеспечить увеличение ресурса узлов конструкции силовой установки и улучшить эксплуатационные возможности путем обеспечения унификации установок двигателей на пилонах.