подвес двигателя к стреловидному крылу

Формула изобретения

1. Подвес двигателя к стреловидному крылу, снабженному лонжероном, нервюрами, верхней и нижней обшивками, содержащий пилон, выполненный в виде удлиненной балки прямоугольного сечения, включающей поперечные силовые рамы, одна из которых - завершающая, и стенки, соединенный в нижней своей части с двигателем, а со стороны завершающей рамы шарнирными соединениями, выполненными по схеме «вилка - проушина», с крылом, при этом первой связью верхние углы завершающей рамы соединены с нижней обшивкой крыла, второй связью нижняя перемычка завершающей рамы соединена с задней частью крыла, третьей связью верхняя грань пилона соединена с верхним торцом лонжерона, а четвертой связью пилон соединен с лицевой стороной лонжерона, причем оси шарниров первой, второй и третьей связи перпендикулярны продольной плоскости симметрии пилона, при этом подвес двигателя снабжен подкосом и наклонным силовым элементом, с размещенными на их концах элементами шарнирных соединений, поперечным силовым элементом и наружными продольными силовыми элементами, включающими первый, второй и третий горизонтальные элементы, соединенные с наружной стороной нижней обшивки крыла, первый и второй вертикальные лицевые элементы, размещенные вертикально по лицевой стороне лонжерона, соединенные с ней и верхней обшивкой крыла и разнесенные по лонжерону на ширину пилона, центральный лицевой кронштейн, размещенный вертикально на лицевой стороне лонжерона между первым и вторым вертикальными лицевыми элементами и включающий верхнее основание, соединенное с верхней обшивкой крыла, вертикальное основание, соединенное с лонжероном, и два параллельных силовых ребра, размещенных на вертикальном основании и упертых в верхнее основание центрального лицевого кронштейна, при этом элементы шарнирного соединения первой связи пилона с крылом размещены в углах завершающей рамы и подкреплены силовыми ребрами, пропущенными по вертикальным перемычкам завершающей рамы, а ответные им элементы размещены на первом и втором горизонтальных элементах, причем одно из шарнирных соединений первой связи пилона с крылом размещено перед лонжероном, а другое за ним, вторая связь пилона с крылом образована упомянутым подкосом, шарнирно соединенным с ответными элементами шарнирного соединения, размещенными на нижней перемычке завершающей рамы и на третьем горизонтальном элементе, размещенном в задней части крыла, третья связь пилона с крылом образована упомянутым наклонным силовым элементом, шарнирно соединенным с ответными элементами шарнирных соединений, размещенными на верхней грани пилона и вблизи верхнего торца лонжерона, четвертая связь пилона с крылом образована упомянутым поперечным силовым элементом, соединенным в нижней части с верхними ребрами пилона, а в верхней части шарнирно с центральным лицевым кронштейном, отличающийся тем, что первый горизонтальный элемент и первый вертикальный лицевой элемент выполнены за одно целое в форме L-образного кронштейна с оттянутым углом, в вершине которого размещен элемент шарнирного соединения первой связи пилона с крылом, упомянутый наклонный силовой элемент выполнен из двух тяг, размещенных в плоскости боковых граней пилона, а ответные элементы шарнирного соединения третьей связи пилона с крылом размещены в верхних частях L-образного кронштейна, второго вертикального лицевого элемента и на верхних ребрах пилона, причем между элементами шарнирных соединений третьей и первой связей пилона с крылом вдоль верхних ребер пилона пропущены горизонтальные силовые ребра, упомянутый поперечный силовой элемент выполнен из двух Н-образных звеньев, концы которых сформированы в виде вилок шарнирного соединения, при этом указанные звенья размещены под углом друг к другу, центральный лицевой кронштейн снабжен нижним основанием, соединенным с его вертикальным основанием и с нижней стороной обшивки крыла, при этом четвертая связь пилона с крылом образована указанными Н-образными звеньями, соединенными шарнирно с двумя парами проушин, причем проушины первой пары размещены в верхних углах завершающей рамы встык к элементам шарнирного соединения первой связи пилона с крылом под прямым углом к ним, а вторая пара проушин соединена с силовыми ребрами центрального лицевого кронштейна, кроме того, подвес снабжен внутренними продольными силовыми элементами, включающими первый, второй и центральный тыловой кронштейны, размещенные вертикально по тыльной стороне лонжерона и соединенными кроме нее с нижней и верхней обшивками крыла, при этом внутренние продольные силовые элементы размещены оппозиционно к наружным продольным силовым элементам относительно лонжерона и нижней обшивки крыла.

2. Подвес двигателя к стреловидному крылу по п.1, отличающийся тем, что элементы шарнирных соединений первой связи пилона с крылом, размещенные в верхних углах завершающей рамы, выполнены в виде «вилок».

3. Подвес двигателя к стреловидному крылу по п.1, отличающийся тем, что ответный элемент шарнирного соединения подкоса с нижней перемычкой завершающей рамы размещен в середине нижней перемычки завершающей рамы, выполнен в виде проушины и подкреплен силовыми ребрами, размещенными в плоскости продольной симметрии пилона на внутренней и наружной сторонах завершающей рамы и нижней грани пилона.

4. Подвес двигателя к стреловидному крылу по п.1, отличающийся тем, что Н-образные звенья четвертой связи пилона с крылом и проушины, размещенные в углах завершающей рамы и на центральном лицевом кронштейне размещены в плоскости, параллельной плоскости завершающей рамы.

5. Подвес двигателя к стреловидному крылу по п.1, отличающийся тем, что центральный тыловой кронштейн дополнительно соединен с нервюрой крыла.

6. Подвес двигателя к стреловидному крылу по п.1, отличающийся тем, что подвес снабжен третьим тыловым кронштейном, размещенным вертикально на нервюре в задней части крыла и соединенным, кроме нее, с нижней обшивкой крыла, при этом третий тыловой кронштейн размещен оппозиционно к третьему горизонтальному элементу относительно нижней обшивки крыла.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам подвесов двигателей к стреловидному крылу самолета.

Известно устройство подвеса двигателя к стреловидному крылу самолета (патент РФ 1637186, МПК В64D 27/18, заявл. 05.10.89, опубл. 20.01.95, бюл. №2). В соответствии с этим техническим решением подвес двигателя к крылу, снабженному лонжероном, верхней и нижней обшивкой, содержит пилон, выполненный в виде удлиненной балки, и включает поперечные силовые рамы, одна из которых - завершающая, и стенки. Пилон соединен в своей нижней части с двигателем, а со стороны завершающей рамы шарнирными соединениями, выполненными по схеме «вилка - проушина», с крылом.

При этом первой связью верхние углы завершающей рамы соединены с нижней обшивкой крыла, второй связью нижняя перемычка завершающей рамы соединена с задней частью крыла, причем оси шарниров первой и второй связи пилона с крылом перпендикулярны продольной плоскости симметрии пилона.

Подвес в этом техническом решении снабжен подкосом, с размещенными на его концах элементами шарнирного соединения, и наружными продольными силовыми элементами, включающими первый и второй горизонтальные элементы, основания которых соединены с наружной стороной нижней обшивки крыла, и первый и второй вертикальные лицевые элементы, размещенные вертикально по лицевой стороне лонжерона, соединенные с лицевой стороной лонжерона и разнесенные по лонжерону на ширину пилона.

Элементы шарнирного соединения первой связи пилона с крылом размещены в углах завершающей рамы, а ответные им элементы размещены на первом и втором горизонтальном элементах. Элементы шарнирного соединения второй связи пилона с крылом размещены на нижней перемычке завершающей рамы и в задней части крыла и соединены друг с другом подкосом.

В этом техническом решении сила тяги двигателя воспринимается пилоном и по соединительным элементам первой и второй связи пилона с крылом передается на консоль крыла самолета.

Указанное техническое решение эффективно передает составляющую силы тяги двигателя, направленную вдоль продольной оси самолета. Однако это техническое решение неэффективно для передачи усилий, направленных в поперечном направлении. Кроме того, разрушение одного из элементов связей пилона с крылом самолета (подкоса, элементов шарнирных соединений «вилка - проушина») сразу приводит к неработоспособности подвеса двигателя в целом. Кроме того, шарнирные узлы первой связи пилона с крылом размещены перед лицевой стенкой лонжерона, что увеличивает габариты подвеса, а следовательно, и массу всего подвеса двигателя к крылу.

Частично указанные недостатки устранены в техническом решении подвеса двигателя к крылу самолета (см. патент ЕПВ 0115914, МПК В64D 27/18, опубл. 14.01.87, 20.01.95, Bulletin 87/03), которое является ближайшим аналогом заявляемого технического решения.

В соответствии с этим техническим решением подвес двигателя к стреловидному крылу, снабженному лонжероном, нервюрами, верхней и нижней обшивками, содержит пилон, выполненный в виде удлиненной балки прямоугольного сечения, включающей поперечные силовые рамы, одна из которых - завершающая, и стенки. Пилон в нижней своей части соединен с двигателем, а со стороны завершающей рамы шарнирными соединениями, выполненными по схеме «вилка - проушина», соединен с крылом.

Пилон в этом техническом решении соединен с крылом четырьмя связями, что повышает по сравнению с рассмотренным выше аналогом надежность работы пилона.

При этом первой связью верхние углы завершающей рамы соединены с нижней обшивкой крыла, второй связью нижняя перемычка завершающей рамы соединена с задней частью крыла, третьей связью верхняя грань пилона соединена с верхним торцом лонжерона, а четвертой связью пилон соединен с лицевой стороной лонжерона, причем оси шарниров первой, второй и третьей связи перпендикулярны продольной плоскости симметрии пилона.

Подвес двигателя снабжен подкосом, наклонным силовым элементом, с размещенными на их концах элементами шарнирных соединений, поперечным силовым элементом и наружными продольными силовыми элементами.

Подкос в этом техническом решении выполнен в виде удлиненного плоского силового узла, причем на одном его конце размещен элемент шарнирного соединения в виде «вилки», а на другом его конце выполнены два элемента шарнирного соединения в виде «проушин», разнесенных друг от друга на ширину пилона.

Наклонный силовой элемент в рассматриваемом техническом решении размещен вдоль продольной оси симметрии пилона.

Поперечный силовой элемент в нижней части соединен с верхними ребрами пилона, а в верхней части - шарнирно с центральным лицевым кронштейном. В рассматриваемом техническом решении поперечный силовой элемент размещен под углом к плоскости завершающей рамы, он выполнен в виде А-образной формы, нижние концы которой жестко соединены с ребрами пилона на некотором удалении от верхних углов завершающей рамы, а вершина шарнирно соединена с центральным лицевым кронштейном.

Наружные продольные элементы этого технического решения ориентированы в плоскостях, параллельных продольной плоскости симметрии пилона.

В число наружных продольных силовых элементов в этом техническом решении включены первый, второй и третий горизонтальные элементы, первый и второй вертикальные лицевые элементы и центральный лицевой кронштейн.

Горизонтальные элементы своими основаниями соединены с наружной стороной нижней обшивки крыла, они ориентированы на нижней обшивке крыла параллельно продольной плоскости симметрии пилона. Первый и второй горизонтальные элементы размещены в передней части крыла и разнесены по нижней обшивке крыла на ширину пилона. Третий горизонтальный элемент размещен в задней части крыла. Первый и второй вертикальные лицевые элементы размещены вертикально по лицевой стороне лонжерона, соединены с лицевой стороной лонжерона и верхней обшивкой крыла и разнесены по лонжерону на ширину пилона. Центральный лицевой кронштейн размещен вертикально на лицевой стороне лонжерона между первым и вторым вертикальными лицевыми элементами. Он включает верхнее основание, соединенное с верхней обшивкой крыла, вертикальное основание, соединенное с лицевой стороной лонжерона, и два параллельных силовых ребра, размещенных на вертикальном основании и упертых в верхнее основание центрального лицевого кронштейна.

Элементы шарнирного соединения первой связи пилона с крылом размещены в углах завершающей рамы и подкреплены силовыми ребрами, пропущенными по вертикальным перемычкам завершающей рамы, а ответные им элементы размещены на первом и втором горизонтальных элементах, причем одно из шарнирных соединений первой связи пилона с крылом размещено перед лонжероном, а другое за ним. Такое размещение шарниров первой связи пилона с крылом уменьшает габариты подвеса, а следовательно, и массу пилона по сравнению с приведенным выше аналогом.

Вторая связь пилона с крылом образована упомянутым подкосом, шарнирно соединенным с ответными элементами шарнирного соединения, размещенными на нижней перемычке завершающей рамы и на третьем горизонтальным элементе, размещенном в задней части крыла.

В этом техническом решении два элемента шарнирного соединения, выполненные в виде проушин и размещенные на концах подкоса, соединены с ответными элементами шарнирного соединения, выполненными в виде «вилок», размещенных в нижних углах завершающей рамы.

Третья связь пилона с крылом, а именно с лонжероном вблизи его верхнего торца, образована наклонным силовым элементом, размещенным, как указывалось выше, в плоскости продольной симметрии пилона, и шарнирными соединениями, элементы которых размещены на пилоне и вблизи верхнего торца лонжерона, а ответные им элементы шарнирных соединений размещены на наклонном силовом элементе.

Четвертая связь пилона с крылом образована поперечным силовым элементом, шарнирно соединенным с центральным лицевым кронштейном. Кроме того, в этом техническом решении поперечный силовой элемент в верхней и нижней частях соединен со вторым вертикальным лицевым элементом.

Недостатками этого технического решения являются следующие.

Во-первых, устройство подвеса не соответствует современным требованиям к авиационным конструкциям: конструкционные узлы должны сохранять работоспособность и эксплуатационные характеристики на требуемом уровне при разрушении некоторых элементов; во-вторых, масса подвеса двигателя вместе с массой конструктивных элементов крыла (лонжерон, нижняя и верхняя обшивки) является значительной. Устройство не дает возможности оптимальным образом передать на крыло поперечные усилия и делает затруднительным прокладку по нему гидравлических и пневматических магистралей, соединяющих двигатель и системы самолета. Кроме того, подвес двигателя к крылу не обеспечивает необходимые жесткостные характеристики сочленения пилона и крыла, в частности не позволяет добиться необходимых частотных характеристик колебаний двигателя на пилоне в системе планера самолета.

Так выполнение третьей связи пилона с крылом в виде силового элемента, расположенного по оси симметрии пилона, затрудняет прокладку по верхней грани пилона отмеченных выше магистралей и снижает надежность работы пилона: при разрушении этого элемента пилон теряет работоспособность. Эти же недостатки характерны и для конструктивного выполнения четвертой связи пилона с крылом. Кроме того, для четвертой связи пилона с крылом характерна неоптимальная передача на крыло поперечных усилий от двигателя, что может привести к возникновению в элементах связи сложного напряженно-деформированного состояния. Конструктивное исполнение связей пилона с лонжероном, нижней и верхней обшивкой крыла приводит к утяжелению массы конструктивных элементов крыла.

Технической задачей, решаемой предлагаемым подвесом двигателя к стреловидному крылу самолета, является разработка устройства подвеса, обеспечивающего сохранение работоспособности подвеса и сохранение его эксплуатационных характеристик на требуемом уровне при условии разрушения одного из элементов в сочетании с повышением надежности, снижением массы конструкции подвеса, удобством компоновки на подвесе магистралей, связывающих системы самолета с двигателем, и повышением жесткости сочленения пилона с крылом.

Эта техническая задача решается следующим образом.

Известное техническое решение подвеса двигателя к стреловидному крылу, снабженному лонжероном, нервюрами, верхней и нижней обшивками, содержит пилон, выполненный в виде удлиненной балки прямоугольного сечения, включающей поперечные силовые рамы, одна из которых - завершающая, и стенки, соединенный в нижней своей части с двигателем, а со стороны завершающей рамы шарнирными соединениями, выполненными по схеме «вилка - проушина», с крылом. При этом первой связью верхние углы завершающей рамы пилона соединены с нижней обшивкой крыла, второй связью нижняя перемычка завершающей рамы соединена с задней частью крыла, третьей связью верхняя грань пилона соединена с верхним торцом лонжерона, а четвертой связью пилон соединен с лицевой стороной лонжерона, причем оси шарниров первой, второй и третьей связи перпендикулярны продольной плоскости симметрии пилона. Кроме того, в известном техническом решении подвес двигателя снабжен подкосом и наклонным силовым элементом, с размещенными на их концах элементами шарнирных соединений, поперечным силовым элементом и наружными продольными силовыми элементами, включающими первый, второй и третий горизонтальные элементы, соединенные с наружной стороной нижней обшивки крыла, первый и второй вертикальные лицевые элементы, размещенные вертикально по лицевой стороне лонжерона, соединенные с лицевой стороной лонжерона и верхней обшивкой крыла и разнесенные по лонжерону на ширину пилона, центральный лицевой кронштейн, размещенный вертикально на лицевой стороне лонжерона между первым и вторым вертикальными лицевыми элементами и включающий верхнее основание, соединенное с верхней обшивкой крыла, вертикальное основание, соединенное с лицевой стороной лонжерона, и два параллельных силовых ребра, размещенных на вертикальном основании и упертых в верхнее основание центрального лицевого кронштейна. Элементы шарнирного соединения первой связи пилона с крылом размещены в углах завершающей рамы и подкреплены силовыми ребрами, пропущенными по вертикальным перемычкам завершающей рамы, а ответные им элементы размещены на первом и втором горизонтальных элементах, причем одно из шарнирных соединений первой связи пилона с крылом размещено перед лонжероном, а другое за ним. Вторая связь пилона с крылом образована упомянутым подкосом, шарнирно соединенным с ответными элементами шарнирного соединения, размещенными на нижней перемычке завершающей рамы и на третьем горизонтальном элементе, размещенном в задней части крыла. Третья связь пилона с крылом образована упомянутым наклонным силовым элементом, шарнирно соединенным с ответными элементами шарнирных соединений, размещенными на верхней грани пилона и вблизи верхнего торца лонжерона. Четвертая связь пилона с крылом образована упомянутым поперечным силовым элементом, соединенным в нижней части с верхними ребрами пилона, а в верхней части шарнирно с центральным лицевым кронштейном.

В известном техническом решении подвеса двигателя к стреловидному крылу новым является то, что первый горизонтальный элемент и первый вертикальный лицевой элемент выполнены за одно целое в форме L-образного кронштейна с оттянутым углом, в вершине которого размещен элемент шарнирного соединения первой связи пилона с крылом.

Упомянутый наклонный силовой элемент выполнен из двух тяг, размещенных в плоскости боковых граней пилона, а ответные элементы шарнирного соединения третьей связи пилона с крылом в заявляемом решении размещены в верхних частях L-образного кронштейна и второго вертикального лицевого элемента и на верхних ребрах пилона, причем между шарнирными элементами третьей и первой связей пилона с крылом вдоль верхних ребер пилона размещены горизонтальные силовые ребра.

Кроме того, поперечный силовой элемент выполнен из двух Н-образных звеньев, концы которых сформированы в виде вилок шарнирного соединения, при этом указанные звенья размещены под углом друг к другу, а центральный лицевой кронштейн снабжен нижним основанием, соединенным с его вертикальным основанием и с нижней обшивкой крыла.

При этом четвертая связь пилона с крылом образована указанными Н-образными звеньями, соединенными шарнирно относительно осей, параллельной продольной плоскости симметрии пилона, с двумя парами проушин, причем проушины первой пары размещены в верхних углах завершающей рамы встык к элементам шарнирного соединения первой связи пилона с крылом под прямым углом к ним, а вторая пара проушин соединена с силовыми ребрами центрального лицевого кронштейна.

При этом подвес снабжен внутренними продольными силовыми элементами, включающими первый, второй и центральный тыловой кронштейны, размещенные вертикально на тыльной стороне лонжерона и соединенные, кроме нее, с внутренними поверхностями нижней и верхней обшивками крыла, причем внутренние продольные силовые элементы размещены оппозиционно упомянутым наружным силовым элементам относительно лонжерона и нижней обшивки крыла.

Кроме того, в заявляемом техническом решении новым является то, что элементы шарнирных соединений первой связи пилона с крылом, размещенные в верхних углах завершающей рамы, выполнены в виде «вилок».

Кроме того, в заявляемом решении элемент шарнирного соединения второй связи пилона с крылом, размещенный на нижней перемычке завершающей рамы, выполнен в виде «проушины».

Кроме того, в заявляемом техническом решении новым является то, что ответный элемент шарнирного соединения подкоса с нижней перемычкой завершающей рамы размещен в середине нижней перемычки завершающей рамы, выполнен в виде «проушины» и подкреплен силовыми ребрами, размещенными в плоскости продольной симметрии пилона на внутренней и наружной сторонах завершающей рамы и нижней грани пилона.

Кроме того, в заявляемом техническом решении новым является то, что Н-образные звенья четвертой связи пилона с крылом и проушины, размещенные в углах завершающей рамы и на центральном лицевом кронштейне, размещены в плоскости, параллельной плоскости завершающей рамы.

Кроме того, в заявляемом техническом решении новым является то, что центральный тыловой кронштейн дополнительно соединен с нервюрой крыла.

Кроме того, в заявляемом решении новым является то, что подвес снабжен третьим тыловым кронштейном, размещенным вертикально на нервюре в задней части крыла и соединенным, кроме нее, с нижней обшивкой крыла, при этом третий тыловой кронштейн размещен оппозиционно к третьему горизонтальному элементу относительно нижней обшивки крыла.

Конструктивное объединение первого горизонтального элемента и первого вертикального лицевого элемента в виде единого L-образного кронштейна в сочетании с решением третьей связи пилона с крылом в виде двух тяг, помещенных в плоскостях боковых граней пилона, обеспечивает, наряду с выполнением требования по сохранению работоспособности конструкции пилона при разрушении одного из элементов третьей связи пилона с крылом, рациональную передачу продольных усилий от двигателя первой и третьей связью пилона с крылом. Кроме того, при этом центральная часть верхней грани пилона освобождается от силовых элементов связи пилона с крылом для размещения там магистралей, соединяющих двигатель с пневматическими, электрическими и гидравлическими системами самолета.

Разрушение одного из двух Н-образных звеньев, размещенных под углом друг к другу, также не приводит к потере способности устройства по восприятию поперечных усилий от двигателя, размещение их в плоскости завершающей рамы освобождает на пилоне место для компоновки отмеченных выше магистралей, а соединение элементов шарнирных соединений четвертой связи пилона с крылом встык под прямым углом к элементам шарнирных соединений первой связи пилона с крылом снижает общую массу конструкции подвеса. Оптимальной передаче усилий от двигателя, а следовательно, и снижению массы конструкции способствует и наличие силовых ребер, пропущенных вдоль верхних ребер пилона между элементами шарнирных соединений второй связи пилона с крылом и узлом элементов шарнирных соединений, сформированных в верхних углах завершающей рамы.

Введение в устройство внутренних продольных силовых элементов подкрепляет подвес со стороны крыла и обеспечивает оптимальное распределение усилий от пилона на конструктивные элементы крыла, что снижает массу обшивки крыла. Оппозиционное размещение внутренних продольных силовых элементов к наружным продольным силовым элементам относительно стенки лонжерона и нижней обшивки крыла формирует в сечениях крыла силовые контуры, способные к восприятию повышенных нагрузок, которые могут возникнуть при внезапном изменении конфигурации конструктивных элементов в связях пилона с крылом.

Дополнительное соединение центрального тылового кронштейна с нервюрой крыла позволяет включить в восприятие силовых нагрузок через нервюру крыла верхнюю и нижнюю обшивки крыла на значительном удалении от лонжерона, что снижает массу конструкции, что в сочетании с введением в конструкцию подвеса третьего тылового кронштейна, эффективно включающего в восприятие нагрузок нервюру крыла в задней части крыла, обеспечивает необходимую жесткость сочленения пилона и крыла, что обеспечивает необходимые частотные характеристики колебаний двигателя на пилоне в системе планера самолета.

Кроме того, выполнение элементов шарнирных соединений первой связи пилона с крылом, размещенных в верхних углах завершающей рамы, выполненных в виде «вилок», элемента шарнирного соединения второй связи пилона с крылом, размещенного на нижней перемычке завершающей рамы, выполненного в виде «проушины», подкрепление элемента шарнирного соединения второй связи пилона с крылом, размещенного на нижней перемычке завершающей рамы, силовыми ребрами, размещенными в плоскости продольной оси симметрии пилона на внутренней и наружной сторонах завершающей рамы и нижней стенке пилона, позволяют снизить массу конструкции подвеса.

Предлагаемое техническое решение подвеса двигателя к стреловидному крылу иллюстрируется следующими чертежами.

Фиг.1 - чертеж общего вида подвеса (вид спереди, верхняя обшивка не показана, нижняя обшивка показана частично).

Фиг.2 - чертеж общего вида подвеса (вид сверху, верхняя обшивка крыла не показана, нижняя обшивка показана частично).

Фиг.3 - укрупненный вид на узел крепления пилона к крылу (вид спереди, верхняя обшивка крыла не показана).

Фиг.4 - укрупненный вид на узел крепления пилона к крылу (вид сверху, верхняя обшивка крыла не показана).

Фиг.5 - вид на узел крепления пилона к крылу (вид снизу, нижняя обшивка крыла показана частично).

Фиг.6 - разрез узла, показанного на фиг.4 по В-В.

Фиг.7 - разрез узла, показанного на фиг.4 по С-С.

Фиг.8 - разрез узла, показанного на фиг.4 по D-D.

Фиг.9 - вид на центральный лицевой кронштейн по Е-Е с фиг.4.

Фиг.10 - вид на Н-образное звено по G-G с фиг.9.

Фиг.11 - вид на завершающую раму пилона, разрез по F-F с фиг.3.

Фиг.12 - разрез пилона по М-М с фиг.3.

Фиг.13 - разрез по N-N с фиг.2 (в разрезе показана нижняя обшивка).

Заявляемое техническое решение подвеса двигателя к стреловидному крылу самолета устроено следующим образом.

Стреловидное крыло самолета содержит лонжерон 1, нервюры 2, верхнюю 3 и нижнюю 4 обшивки крыла. Подвес двигателя к крылу содержит пилон 5, выполненный в виде удлиненной балки прямоугольного сечения, включающей поперечные силовые рамы, одна из которых - 6 - завершающая, и наружные стенки 7. Пилон выполнен в виде симметричного относительно вертикальной продольной плоскости тела (35 - продольная ось пилона).

Пилон соединен в нижней своей части узлами крепления (не показаны на чертежах), размещенными на нижних гранях 8 с двигателем (на чертежах не показан). Со стороны завершающей рамы 6 шарнирными соединениями, выполненными по схеме «вилка - проушина», пилон 5 соединен с крылом.

Пилон 5 соединен с крылом с использованием четырех связей, при этом подвес снабжен: подкосом 9, наклонным силовым элементом, выполненным в виде двух тяг 10, поперечным силовым элементом, выполненном в виде двух Н-образных звеньев 11 и наружными продольными силовыми элементами. В число наружных продольных силовых элементов включены первый 12 горизонтальный, второй 13 горизонтальный, третий 38 горизонтальные элементы, первый 14 вертикальный и второй 15 вертикальные лицевые элементы, центральный лицевой кронштейн 16. Заявляемое техническое решение отличается наличием в составе подвеса внутренних продольных силовых элементов, в число которых включены первый 18, второй 19 и центральный 20 тыловые кронштейны.

Подкос 9 и тяги 10 наклонного силового элемента выполнены в виде полых цилиндрических стержней, на концах которых размещены элементы шарнирных соединений. Концы Н-образных звеньев 11 сформированы в виде вилок шарнирного соединения, при этом указанные звенья размещены в плоскости завершающей рамы 6 пилона 5 под углом друг к другу.

В заявляемом техническом решении первый 12 горизонтальный элемент и первый 14 вертикальный лицевой элемент выполнены за одно целое в форме L-образного кронштейна 17 с оттянутым углом (см. фиг.1, 3, 6). При этом L-образный кронштейн 17 в нижней части основанием горизонтального элемента соединен с наружной стороной нижней обшивки 4 крыла, вертикальным основанием с лицевой стороной лонжерона 1, а в верхней части соединен с верхней обшивкой 3 крыла.

Второй вертикальный лицевой элемент 15 (см. фиг.8) выполнен в виде кронштейна, вертикальное основание которого соединено с лицевой стороной лонжерона, а верхняя часть соединена с верхней обшивкой 3 крыла. Второй вертикальный лицевой элемент может быть выполнен с высотой, сопоставимой с половиной высоты лонжерона.

L-образный кронштейн 17 и второй вертикальный лицевой элемент 15 разнесены в проекции на плоскость, перпендикулярную продольной плоскости симметрии пилона, по лонжерону на ширину пилона (см. фиг.4).

Центральный лицевой кронштейн 16 (см. фиг.9) размещен вертикально на лицевой стороне лонжерона между L-образным кронштейном 17 и вторым вертикальным лицевым элементом 15. Центральный лицевой кронштейн 16 состоит из верхнего основания 21, вертикального основания 22, нижнего основания 23 и двух вертикальных ребер 24. Верхнее основание центрального лицевого кронштейна соединено с внутренней поверхностью верхней обшивки крыла, вертикальное основание - с лицевой стенкой лонжерона. Нижнее основание 23 соединено с вертикальным основанием 22 центрального лицевого кронштейна, при этом вертикальное основание центрального лицевого кронштейна делит его нижнее основание 23 на две части, одна из них соединена с наружной поверхностью нижней обшивки 4 крыла, а о другую часть оперты концы ребер 24 центрального лицевого кронштейна. Другие концы ребер 24 центрального лицевого кронштейна уперты в верхнее основание 21 центрального лицевого кронштейна, а по всей высоте ребра 24, кроме того, соединены с вертикальным основанием 22 центрального лицевого кронштейна.

Второй 13 горизонтальный элемент (см. фиг.8) выполнен в виде кронштейна, основание которого закреплено на нижней обшивке 4 крыла.

Кроме того, подвес снабжен внутренними продольными силовыми элементами, в число которых включены первый 18, второй 19 и центральный 20 тыловые кронштейны. Особенностью заявляемого технического решения подвеса двигателя к стреловидному крылу самолета является подкрепление наружных продольных силовых элементов подвеса внутренними продольными силовыми элементами, которое достигается их взаимным расположением друг относительно друга. При этом вертикальные основания наружных продольных силовых элементов (L-образного кронштейна 17, центрального лицевого кронштейна 16 и второго 15 лицевого вертикального элемента) и вертикальные основания внутренних продольных силовых элементов (первый 18, второй 19 и центральный 20 тыловые кронштейны) размещены оппозиционно друг по отношению к другу относительно стенки лонжерона, горизонтальные основания наружных продольных силовых элементов (L-образного кронштейна 17, центрального лицевого кронштейна 16 и второго 13 горизонтального элемента) и горизонтальные основания указанных внутренних продольных силовых элементов размещены оппозиционно по отношению друг к другу относительно нижней обшивки 4 крыла.

Кроме того, центральный тыловой кронштейн 20 соединен своей стенкой с нервюрой крыла 2 (см. фиг.4, 7).

Как указывалось выше, пилон соединен с крылом четырьмя связями, выполненными по схеме «вилка - проушина».

При этом первой связью верхние углы завершающей рамы шарнирно соединены с нижней обшивкой крыла. Элементы шарнирного соединения 25 первой связи пилона с крылом, выполненные в виде вилок, размещены в углах завершающей рамы. Они подкреплены силовыми ребрами 26, пропущенными по вертикальным перемычкам завершающей рамы 6. Ответные элементы 27 шарнирного соединения первой связи пилона с крылом, выполненные в виде проушин, размещены в оттянутом углу L-образного кронштейна 17 и на втором горизонтальном элементе 13. При этом шарнирное соединение верхнего угла завершающей рамы с L-образным кронштейном 17 размещено перед лицевой стенкой лонжерона, а шарнирное соединение верхнего угла с вторым горизонтальным элементом 13 размещено за стенкой лонжерона (см. фиг.5).

Вторая связь пилона с крылом соединяет нижнюю перемычку завершающей рамы с задней частью крыла. При этом она образована подкосом 9, шарнирно соединенным с ответными элементами шарнирного соединения, размещенными на нижней перемычке завершающей рамы, и с третьим горизонтальным элементом 38, размещенным на наружной стороне нижней обшивки 4 крыла в задней части крыла. Ответный элемент 28, выполненный в виде «уха», шарнирного соединения подкоса с нижней перемычкой завершающей рамы, размещен в середине нижней перемычки завершающей рамы. Он подкреплен силовыми ребрами 29, пропущенными по наружной и внутренней стенке завершающей рамы по оси симметрии пилона и по нижней грани пилона.

Третья связь пилона с крылом соединяет верхнюю грань пилона с верхним торцом лонжерона. Она образована двумя тягами 10, которые соединены шарнирно с ответными элементами 30, размещенными на верхних ребрах пилона, и ответными элементами 31, размещенными в верхних частях L-образного кронштейна 17 и второго вертикального лицевого элемента 15. При этом между шарнирными элементами 30 третьей связи пилона с крылом и шарнирными элементами 25 первой связей пилона с крылом вдоль верхних ребер пилона пропущены горизонтальные силовые ребра 32, выполненные в виде приливов на корпусе пилона 5.

Четвертой связью пилон соединен с лицевой стороной лонжерона, она образована Н-образными звеньями 11, соединенными в нижней части с проушинами 33 и в верхней части с проушинами 34. Проушины 33 размещены в верхних углах завершающей рамы встык к элементам 25 шарнирного соединения первой связи пилона с крылом под прямым углом к ним. Проушины 34 размещены на центральном лицевом кронштейне 16 и соединены с его ребрами 24 и нижним его основанием 23. При этом проушины 34 размещены в плоскости завершающей рамы.

Оси 36 шарниров первой, второй и третьей связи перпендикулярны продольной плоскости симметрии пилона, а оси 37 шарнирных соединений четвертой связи пилона с крылом ей параллельны.

Кроме указанных элементов подвес двигателя к крылу снабжен третьим тыловым кронштейном 39, размещенным вертикально на нервюре в задней части крыла. Третий тыловой кронштейн 39 соединен с нервюрой 2 и внутренней стороной нижней обшивки 4 крыла. При этом третий тыловой кронштейн 39 размещен оппозиционно к третьему горизонтальному элементу относительно нижней обшивки крыла.

Предлагаемое техническое решение подвеса двигателя к стреловидному крылу самолета работает следующим образом.

Силовые усилия от двигателя, направленные вдоль продольной оси пилона, а также вдоль осей, перпендикулярных продольной оси пилона, передаются по узлам крепления (не показанным на чертежах), установленным по плоскостям пилона 8, на пилон и воспринимаются стенками, рамами пилона и его силовыми рамами. Далее по первой, второй, третьей и четвертой связям пилона с крылом продольная сила через элементы шарниров 25 и 27, тяги 10, а поперечные силы через элементы шарнирных соединений 33 и Н-образные звенья 11 передаются на наружные продольные силовые элементы 17, 16, 15, 13. Кроме того, продольная сила через подкос 9 передается на нижнюю обшивку через третий горизонтальный элемент на заднюю часть крыла.

Наружные продольные силовые элементы передают воспринимаемые усилия на верхнюю и нижнюю обшивку крыла и на лонжерон. При этом L-образный кронштейн 17 распределяет воспринимаемое усилие на нижнюю 4 обшивку крыла, лонжерон 1 и верхнюю обшивку 3 крыла. Центральный лицевой кронштейн 16 через ребра 24 и свои верхнее 21, вертикальное 22 и нижнее 23 основания распределяет воспринимаемые усилия также на нижнюю и верхнюю обшивки крыла и на лонжерон. Выполненный в виде кронштейна второй горизонтальный элемент 13 передает усилие на нижнюю обшивку крыла, а второй вертикальный лицевой элемент 15 на лонжерон.

Внутренние продольные силовые элементы 18, 19, 20 подкрепляют верхнюю и нижнюю обшивку крыла и лонжерон изнутри и способствуют оптимальному перераспределению усилия на обшивки крыла. При этом центральный тыловой кронштейн 20 включает в восприятие нагрузок и одну из нервюр крыла 2. На другую нервюру крыла нагрузка передается через третий тыловой кронштейн 39. В результате усилия и нагрузки от двигателя воспринимаются оптимальным образом конструктивными элементами крыла.

Заявляемое техническое решение подвеса двигателя к стреловидному крылу позволяет разработать подвес небольших габаритов и массы.

Заявляемое техническое решение подвеса двигателя к крылу может быть изготовлено на предприятиях авиационной промышленности.