способ монтажа двигателя летательного аппарата

Формула изобретения

1. Способ монтажа двигателя летательного аппарата, включающий расстыковку фюзеляжа на носовую и хвостовую части, установку и последующее закрепление двигателя в носовой части фюзеляжа, регулировку положения оси двигателя относительно оси летательного аппарата, стыковку носовой и хвостовой частей фюзеляжа, отличающийся тем, что до регулировки положения оси двигателя осуществляют его охват удерживающим элементом, который размещают впереди основных опор двигателя в носовой части фюзеляжа, причем концы удерживающего элемента фиксируют в носовой части фюзеляжа или на стояночной площадке, натягивают удерживающий элемент с помощью, по крайней мере, одного механизма натяжения, а после регулировки положения оси двигателя производят стыковку частей фюзеляжа и закрепляют двигатель в хвостовой части фюзеляжа, затем демонтируют удерживающий элемент.

2. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что в качестве удерживающего элемента используют упругую ленту.

3. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.2, отличающийся тем, что в качестве материала для технологической ленты используют сталь.

4. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что удерживающий элемент размещают на корпусе двигателя.

5. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.4, отличающийся тем, что размещение удерживающего элемента осуществляют по направляющим, расположенным на корпусе двигателя.

6. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что удерживающий элемент размещают на входной проставке летательного аппарата.

7. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что в качестве удерживающего элемента используют трос.

8. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что в качестве удерживающего элемента используют цепь.

9. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что концы удерживающего элемента фиксируют в носовой части фюзеляжа с помощью элементов конструкции летательного аппарата - лонжеронов, шпангоутов, бимсов.

10. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что концы удерживающего элемента фиксируют в носовой части фюзеляжа с помощью дополнительных технологических элементов - балок, кронштейнов.

11. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что концы удерживающего элемента фиксируют на стояночной площадке летательного аппарата с помощью рым-болтов.

12. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что в качестве механизма натяжения используют тандер или талреп.

13. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что в качестве механизма натяжения используют лебедку.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для монтажа авиационных двигателей на летательных аппаратах.

Одной из особенностей боевых самолетов третьего поколения (МиГ-21, МиГ-23, МиГ-27, Су-15, Су-7, F-4, F-102, F-104, F-105 и т.д.) является разделение фюзеляжа на носовую и хвостовую части, расстыковка которых позволяет установить авиадвигатель в летательный аппарат. Авиадвигатели третьего поколения, применявшиеся на данных самолетах, также имели возможность расстыковки на газогенераторную часть и часть, включающую форсажную камеру с реактивным соплом. Таким образом, процесс монтажа двигателя в летательный аппарат заключался в установке газогенераторной части двигателя в носовую часть фюзеляжа, форсажной камеры с реактивным соплом - в хвостовую часть фюзеляжа и последующего соединения частей авиадвигателя и летательного аппарата.

Двигатели четвертого поколения при эксплуатации, как правило, не имеют возможности разделения на части, поэтому при модернизации самолетов третьего поколения путем установки на них современного (не штатного для них) двигателя возникает необходимость применения дополнительного удерживающего элемента в носовой части фюзеляжа для монтажа хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата с целью перераспределения нагрузок, приходящихся на двигатель во время монтажа.

Известен способ монтажа двигателя летательного аппарата, включающий расстыковку фюзеляжа на носовую и хвостовую части, установку и последующее закрепление двигателя в носовой части фюзеляжа, регулировку положения оси двигателя относительно оси летательного аппарата, стыковку носовой и хвостовой частей фюзеляжа (В.А.Турьян. «Сборка летательных аппаратов». М., «Машиностроение», 1980, стр.165-167 - прототип).

Недостатками этого технического решения является то, что с помощью данного способа невозможно осуществить монтаж современных двигателей, имеющих большие габариты.

Технический результат заявленного изобретения - упрощение монтажа современных двигателей летательного аппарата и повышение технологичности процесса монтажа за счет установки в летательные аппараты предыдущих поколений не штатного для них современного двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе монтажа двигателя летательного аппарата, включающем расстыковку фюзеляжа на носовую и хвостовую части, установку и последующее закрепление двигателя в носовой части фюзеляжа, регулировку положения оси двигателя относительно оси летательного аппарата, стыковку носовой и хвостовой частей фюзеляжа, до регулировки положения оси двигателя осуществляют его охват удерживающим элементом, который размещают впереди основных опор двигателя в носовой части фюзеляжа, причем концы удерживающего элемента фиксируют в носовой части фюзеляжа или на стояночной площадке, натягивают удерживающий элемент с помощью по крайней мере одного механизма натяжения, а после регулировки положения оси двигателя производят стыковку частей фюзеляжа и закрепляют двигатель в хвостовой части фюзеляжа, затем демонтируют удерживающий элемент.

При этом в качестве удерживающего элемента могут использовать упругую ленту.

В качестве материала для технологической ленты могут использовать сталь.

Удерживающий элемент может быть размещен на корпусе двигателя.

Размещение удерживающего элемента могут осуществлять по направляющим, расположенным на корпусе двигателя.

Удерживающий элемент может быть размещен на входной проставке летательного аппарата.

В качестве удерживающего элемента могут использовать трос.

В качестве удерживающего элемента могут использовать цепь.

Концы удерживающего элемента можно фиксировать в носовой части фюзеляжа с помощью элементов конструкции летательного аппарата - лонжеронов, шпангоутов, бимсов.

Концы удерживающего элемента можно фиксировать в носовой части фюзеляжа с помощью дополнительных технологических элементов конструкции - балок, кронштейнов.

Концы удерживающего элемента можно фиксировать на стояночной площадке летательного аппарата с помощью рым-болтов.

В качестве механизма натяжения можно использовать тандер или талреп.

В качестве механизма натяжения можно использовать лебедку.

Тип применяемого удерживающего элемента может быть различным (лента, трос, канат, цепь и т.п.), а выбор типа удерживающего элемента в каждом конкретном случае зависит также от материала, из которого он выполнен. Наиболее предпочтительным является выполнение удерживающего элемента в виде ленты (фиг.2-3) в связи с распределением нагрузок на большую площадь, а материал - сталь. При этом длина удерживающего элемента выбирается из условия охвата им двигателя и закрепления концов удерживающего элемента.

Удерживающий элемент может быть заправлен как непосредственно на корпус двигателя, так и по направляющим, расположенным на корпусе двигателя или на входной проставке (обечайке, кольце) летательного аппарата. Применение направляющих целесообразно в случае, когда мотоотсек летательного аппарата не позволяет непосредственную установку удерживающего элемента на корпус двигателя или входную проставку, например в случае отсутствия лючков или нахождения над мотоотсеком топливного бака. К тому же, направляющие являются усиливающими элементами (силовыми ребрами) корпуса и способствуют улучшению характера передачи нагрузок (распределению нагрузок) от удерживающего элемента на конструкцию двигателя.

Удерживающий элемент может быть заправлен на корпус двигателя как до установки двигателя в носовую часть фюзеляжа, так и после закрепления двигателя в носовой части фюзеляжа, причем заправку удерживающего элемента осуществляют до проведения регулировки (нивелировки) положения оси двигателя. При этом выбор того, в какой из приведенных выше последовательностей при монтаже двигателя будет осуществляться операция заправки удерживающего элемента, зависит также от типа и материала удерживающего элемента. Например, выполнение удерживающего элемента в виде стальной ленты позволяет заправить ее на двигатель до осуществления регулировки положения оси двигателя в любой из приведенных выше последовательностей.

Удерживающий элемент в носовой части фюзеляжа летательного аппарата может быть зафиксирован как с помощью имеющихся элементов конструкции летательного аппарата (лонжероны, шпангоуты, бимсы), так и с помощью дополнительных технологических элементов, не входящих в состав элементов конструкции летательного аппарата (балки, кронштейны и т.п.). При отсутствии возможности приведенной выше фиксации концов удерживающего элемента их фиксируют на специально оборудованной, например, рым-болтами и т.п. стояночной площадке летательного аппарата.

Для регулировки положения двигателя в мотоотсеке могут быть использованы один или два механизма натяжения удерживающего элемента, расположенные соответственно на одном или на двух концах удерживающего элемента, а выбор типа механизма натяжения (например, тандер, талреп, лебедка и т.п.) зависит от типа удерживающего элемента (лента, трос, цепь и т.п.), от конструкции летательного аппарата и от способа фиксации удерживающего элемента.

На фиг.1 изображен летательный аппарат с расстыкованным на две части фюзеляжем и устанавливаемый в него двигатель, на фиг.2 - изображен вид двигателя с заправленным на нем удерживающим элементом, на фиг.3 - вид К двигателя с заправленным на нем удерживающим элементом.

Расстояние х от плоскости С, проходящей через центр тяжести (Ц.Т.) до плоскости В, проходящей через опору двигателя, составляет плечо силы тяжести. Расстояние l между плоскостями А и В, проходящими через соответствующие опоры двигателя, составляет плечо силы реакции удерживающего элемента (см. фиг.2). Для того, чтобы двигатель находился в равновесии, сумма моментов сил, действующих на него, должна быть равна 0, т.е:

_Mi=0.

Таким образом получим: ,

где G - вес двигателя, х - плечо силы тяжести, R - реакция опоры, расположенной в плоскости А, l - плечо силы реакции удерживающего элемента.

В соответствии с формулой [1] получаем:

.

Поскольку опора, расположенная в плоскости А, выполнена в виде удерживающего элемента, охватывающего двигатель и зафиксированого на двух концах, то нагрузка Q, возникающая в удерживающем элементе, будет равна половине R:

или .

Вычислив нагрузку Q, возникающую в удерживающем элементе, определяют его тип и материал. При этом необходимо учитывать то, что разрушающая нагрузка S в удерживающем элементе, равная реакции в опоре, расположенной в плоскости А, не должна превышать допустимых значений, т.е.

,

где k - коэффициент запаса прочности.

Соответственно, с учетом [2] формула [3] примет вид:

.

Если, например, в качестве удерживающего элемента выбрана лента, то при выборе материала ленты следует учитывать следующее.

Допустимое напряжение материала ленты при растяжении равно:

,

где _пред - предельное напряжение, которое выдерживает материал ленты,

k - коэффициент запаса прочности.

Предельное напряжение _пред равно:

где S - разрушающая нагрузка для ленты,

b - ширина ленты,

s - толщина ленты.

В соответствии с формулами [5] и [6] формула [4] для ленты примет вид:

.

Пример.

Необходимо выбрать тип и материал удерживающего элемента для двигателя с весом G=1500 даН, х=1000 мм, l=750 мм.

Определяем нагрузку Q, возникающую в удерживающем элементе, по формуле [2]:

Поскольку Q=S/k, то найдя из справочников коэффициент запаса прочности k и разрушающую нагрузку S, определяем тип и материал удерживающего элемента. В нашем случае одним из возможных вариантов выполнения удерживающего элемента является стальная лента.

Далее необходимо определить ширину стальной ленты, выбранной в качестве удерживающего элемента, которая имеет толщину s=1 мм и [ ]=20 даН/мм².

В соответствии с [7] получаем:

Способ монтажа осуществляется следующим образом (осуществление операций монтажа представлено с использованием удерживающего элемента, выполненного в виде стальной ленты).

Летательный аппарат устанавливают на гидроподъемники 1 (фиг.1). Подкатывают технологическую тележку 2 и осуществляют расстыковку хвостовой части 3 фюзеляжа, которую затем устанавливают на технологическую тележку 2 и откатывают от носовой части 4 фюзеляжа. Авиационный двигатель 5 подвозят на транспортировочной тележке 6 к носовой части 4 фюзеляжа летательного аппарата. Заправляют удерживающий элемент, выполненный, например, в виде стальной ленты 7, по направляющим 8 на корпусе двигателя 5 впереди плоскости В основных опор двигателя 5 в носовой части 4 фюзеляжа, осуществляя тем самым охват двигателя 5. Закатывают двигатель 5 с установленной на нем лентой 7 в носовую часть 4 фюзеляжа и закрепляют его на переднем узле подвески летательного аппарата. Фиксируют концы ленты 7 в носовой части 4 фюзеляжа за дополнительные технологические элементы, например, на балках 9. Натягивают ленту 7 при помощи, например, одного тандера 10, закрепленного на одном из концов ленты 7, до уравновешивания центра тяжести (Ц.Т.) двигателя. Откатывают технологическую тележку 6. Осуществляют регулировку положения оси двигателя относительно оси летательного аппарата: двигатель 5 нивелируют в мотоотсеке при помощи нивелировочной рамы и специального шаблона (на чертежах не показаны), после чего нивелировочные приспособления демонтируют. Производят стыковку носовой части 4 и хвостовой части 3 фюзеляжа летательного аппарата и закрепление двигателя 5 в хвостовой части 3 фюзеляжа. Затем, после полной установки двигателя 5 в мотоотсек летательного аппарата, ленту 7 демонтируют.