СИСТЕМА КРЕПЛЕНИЯ ПИЛОНА ДВИГАТЕЛЯ К КРЫЛУ САМОЛЕТА

Изобретение относится к системе крепления пилона, несущей двигатель самолета, к соответствующему крылу конструкции крыла самолета.

Известно, что крыльевые двигатели, например реактивные двигатели, соединяют с крыльями самолета посредством конструкционных пилонов, которые выполняют функцию соединительного средства между конструкцией крыла и двигателями. Поэтому создают соответствующую систему крепления для подсоединения пилона к крылу, в то время как другую систему крепления, которая является внешней по отношению к системе согласно изобретению, используют для соединения двигателя с пилоном.

Например, на транспортных или других самолетах, оснащенных крыльевыми двигателями, пилоны, в частности, создают из продольных элементов и ребер, соединенных друг с другом для формирования жесткой коробки, имеющей удлиненную конфигурацию с переменным, обычно прямоугольным поперечным сечением.

Систему для крепления пилона к крылу обычно располагают по существу между задней половиной верхней части пилона и соответствующей частью нижней стороны крыла, при этом она состоит из переднего крепления, заднего крепления и промежуточного крепления, компоновку и конструкцию которых определяют и сертифицируют для эффективного противостояния силам и моментам, которые вероятно будут созданы вдоль трех осей самолета (оси Х крена, оси Y тангажа и оси Z курса).

В частности, переднее и заднее крепления системы крепления состоят из нижней арматуры, отходящей от верхней поверхности пилона, верхней арматуры, отходящей соответственно от нижней поверхности крыла, и соединительных звеньев, которые соединяют соответствующую арматуру посредством шарнирных пальцев, ориентированных вдоль оси тангажа самолета в случае переднего крепления и вдоль оси крена в случае заднего крепления. Что касается промежуточного крепления, то оно может содержать стержень или вал, отходящий от нижней стороны крыла и входящий в зацепление с шарнирным устройством, обеспеченным в верхней поверхности пилона, при этом сборочный узел из стержня и шарнирного устройства по существу будет расположен вдоль оси курса самолета. Таким образом, операция крепления пилона по отношению к крылу будет определена системой крепления и требует наличия пространства определенного размера между пилоном и крылом для размещения упомянутых креплений.

Кроме того, известно, что производители летательных аппаратов пытаются снизить расходы на разработку новых самолетов. При этом один из известных путей заключается в использовании одного и того же двигателя для оснащения ряда различных самолетов, например двигателя, который может быть установлен как на самолетах, предназначенных для полетов большой протяженности, например на реактивном самолете с четырьмя двигателями, так и на самолетах, предназначенных для полетов средней протяженности, например на реактивном самолете с двумя двигателями. Однако в настоящее время такой случай можно считать маловероятным, не называя его невозможным, хотя бы из-за предполагаемых проблем, касающихся размеров. Более конкретно, двигатели, которыми оснащают самолеты большой грузоподъемности, имеют значительный диаметральный размер (особенно на уровне воздушного винта), который, конечно же, в любом случае больше, чем у двигателей меньшей мощности, которыми оснащают самолеты меньшей грузоподъемности, в результате чего, если на пилонах самолетов, предназначенных для полетов средней протяженности, будут установлены большие двигатели вместо двигателей небольшой мощности, нижняя часть больших двигателей будет находиться весьма близко от земли, что препятствует их монтажу.

Задача настоящего изобретения заключается в устранении этих недостатков и касается системы крепления пилона двигателя к крылу самолета, причем такой системы, конструкция которой позволяет увеличить расстояние, отделяющее пилон от земли и, следовательно, обеспечивает возможность монтажа двигателей как большой мощности, так и средней мощности, без изменения конструкции пилона.

Для решения этой задачи система для крепления пилона двигателя самолета к соответствующему крылу конструкции крыла самолета такого типа, которая содержит переднее крепление, заднее крепление и промежуточное крепление, которые соединяют пилон с крылом и расположены по существу вдоль соответственно оси тангажа, оси крена и оси курса самолета, с задним креплением, представляющим собой одиночное крепление и содержащим нижнюю арматуру, прикрепленную к пилону, верхнюю арматуру, прикрепленную к крылу, и, по меньшей мере, одно соединительное звено, которое посредством параллельных шарнирных пальцев соединяет нижнюю и верхнюю арматуру, в соответствии с изобретением отличается тем, что нижняя арматура заднего крепления имеет размер, по существу аналогичный размеру задней поперечной поверхности пилона, и прочно расположена на задней поперечной поверхности в виде продолжения пилона, при этом нижняя арматура большей частью проходит по существу вровень с верхней поверхностью пилона.

Таким образом, посредством изобретения, поскольку задняя нижняя арматура более не выступает от верхней поверхности пилона, эта верхняя поверхность может быть подведена как можно ближе к нижней стороне крыла, в результате чего под пилоном может быть установлен двигатель большего размера, поскольку расстояние, отделяющее пилон от земли, будет увеличено. Например, на самолет, первоначально оснащенный двигателями заданной мощности, посредством системы крепления опор на конструкцию крыльев могут быть установлены более мощные двигатели, несмотря на увеличение размеров этих двигателей. Преимущества в отношении эксплуатационных затрат вполне очевидны. Кроме того, это приводит к значительно более компактному соединению пилона и крыла, фактору, который выгоден как с точки зрения механики, так и аэродинамики.

Более того, в случае пилона, как можно ближе расположенного к крылу, можно переоснастить некоторые самолеты, на которых установлены двигатели старого поколения, более современными двигателями с большими воздушными винтами.

Можно заметить, что нижняя арматура проходит и полностью покрывает заднюю поперечную поверхность пилона для формирования единой ее части.

Согласно предпочтительному варианту осуществления конструкции нижняя арматура заднего крепления представляет собой цельный компонент, прикрепленный к задней поперечной поверхности пилона и имеющий форму серьги, предназначенной для захождения соединительного звена посредством соединительного пальца, параллельного оси крена самолета.

В варианте осуществления конструкции нижняя арматура может состоять из двух по существу идентичных компонентов, расположенных вблизи друг от друга и несущих соединительный палец, параллельный оси крена, вокруг которого установлено упомянутое соединительное звено.

Кроме того, нижняя арматура может определять заднюю поверхность пилона и таким образом формировать единую часть ее конструкции.

Что касается верхней арматуры заднего крепления, то она подобна U-образному монолитному компоненту, основание которого крепят к нижней стороне крыла.

По причине безопасности заднее крепление содержит два идентичных соединительных звена, которые налагают друг на друга, и которые соединяют нижнюю и верхнюю арматуру посредством шарнирных пальцев.

Предпочтительно, чтобы соединительное звено имело форму, по меньшей мере, равнобедренной треугольной плиты, основание которой было бы шарнирно установлено на нижней арматуре вокруг двух параллельных пальцев, при этом вершина, противоположная основанию, будет шарнирно установлена на верхней арматуре вокруг одного пальца, параллельного двум другим пальцам.

В варианте конструкции основание треугольного соединительного звена может быть шарнирно установлено на верхней арматуре вокруг двух параллельных пальцев, при этом вершина, противоположная основанию, будет шарнирно установлена на нижней арматуре вокруг одного пальца, параллельного двум другим пальцам. Следовательно, такая компоновка позволяет уменьшить ширину коробки пилона, тем самым повышая аэродинамические характеристики системы, создающей тягу.

Предпочтительно, чтобы каждый соединительный палец заднего крепления был продублирован и содержал полый наружный палец, внутри которого был бы концентрично расположен внутренний палец, при этом два пальца каждого соединения соединяют соединительное звено с соответствующей арматурой.

Однако когда нижняя арматура состоит из двух идентичных компонентов, соединительный палец нижней арматуры состоит из двух продольных полупальцев, которые соответствующим образом выступают из компонентов и которые, когда упомянутые компоненты расположены вблизи друг от друга, формируют соединительный палец.

Кроме того, вновь в целях безопасности, с каждой стороны верхней арматуры обеспечены упрочняющие консоли, налагаемые на упомянутую арматуру.

Прилагаемые фигуры чертежей позволят получить ясное представление о том, как может быть осуществлено изобретение. На этих фигурах одинаковые элементы обозначены идентичными позициями.

На фиг.1 представлен схематический вид в продольной плоскости пилона двигателя самолета, соединенного с соответствующим ему крылом посредством системы крепления согласно изобретению.

На фиг.2 представлен схематический вид в перспективе, показывающий общую конструкцию пилона со связанными с ним арматурными частями системы крепления.

На фиг.3 представлен увеличенный вид сбоку с местным разрезом заднего крепления системы крепления, представленной на фиг.1.

На фиг.4 представлен вид сзади в перспективе заднего крепления.

На фиг.5 схематически показан выигрыш в высоте, получаемый посредством конструкции заднего крепления согласно изобретению по сравнению с известным задним креплением.

На фиг.6 и 7 показаны, соответственно, вид сбоку и вид сзади по варианту осуществления конструкции заднего крепления.

Пилон 1, представленный на фиг.1 и 2, обеспечивает промежуточное соединение между крылом 2 самолета и двигателем 3. Он конструктивно состоит из продольных элементов, плит, ребер и т.д. 1А, соединенных друг с другом с помощью каких-либо приемлемых средств, обычно используемых в этой области и формирующих жесткую удлиненную коробку приблизительно в форме параллелепипеда, по существу параллельную оси крена Х (указана на фиг.2) самолета. Безусловно, пилон 1 охватывает обтекатель 1 В, чтобы обеспечить аэродинамическую целостность между крылом 2 и двигателем 3.

Как показано на фиг.1, приблизительно задняя половина 1С пилона расположена под крылом 2 и имеет соответствующую заднюю верхнюю сторону 1D, прикрепленную к нижней стороне 2А крыла посредством системы 4 крепления. Что касается передней половины 1Е пилона, то она несет на себе двигатель 3, подобным же образом используя систему 5 крепления, которая, однако, отличается от системы согласно изобретению и символически изображена точками крепления 5А, обеспечивающими соединение между передней нижней поверхностью 1F пилона и соответствующими конструктивными частями двигателя 3.

Система 4 крепления, предназначенная для крепления пилона 1 к крылу 2, обычно содержит переднее крепление 6, одиночное заднее крепление 7 и промежуточное крепление 8.

Вкратце, переднее крепление 6 расположено по существу в центре верхней поверхности 1D пилона и по существу является сдвоенным, поскольку оно состоит из двух идентичных сцентрированных групп арматуры 10, отходящей от коробки и выступающей от ее верхней поверхности (фиг.1 и 2), и арматуры 11, отходящей от нижней стороны крыла (фиг.1), соединенных друг с другом посредством плоских соединительных звеньев 12, налагаемых друг на друга вокруг соответствующих пальцев 14. Эти пальцы проходят поперечно к удлиненной коробке пилона 1, то есть по существу параллельно оси Y тангажа самолета. Промежуточное крепление 8 для этой части расположено позади переднего крепления 6 в продольной центральной плоскости симметрии пилона и состоит из стержня или вала 15, выступающего от донной поверхности крыла, к которому его крепят, при этом он входит в зацепление со шкворневым шарниром 16, соответствующим образом обеспеченным в верхней стороне 1D пилона. Это крепление шкворень/шарнир расположено приблизительно по вертикали вдоль оси курса Z самолета.

Что касается заднего крепления 7, то оно содержит нижнюю арматуру 17, прикрепленную к пилону, два идентичных, налагаемых друг на друга плоских соединительных звена 19 и верхнюю арматуру 18, прикрепленную к нижней стороне крыла. Параллельные шарнирные пальцы 20 соединяют концы соединительных звеньев 19 с соответствующей арматурой 17, 18 и проходят по существу вдоль оси крена Х самолета. Такая компоновка креплений 6, 7 и 8 вдоль осей Х, Y и Z позволяет противостоять силам и моментам, которые будут созданы по трем направлениям, и создать оптимальное соединение пилона и крыла.

Согласно изобретению нижняя арматура 17 заднего крепления 7 пилона 1 расположена на задней поперечной поверхности 1G пилона в виде ее продолжения, в результате чего арматура 17 не выступает за верхнюю поверхность 1D пилона, как, в частности, показано на фиг.1 и 2.

В этом варианте осуществления конструкции, приведенном в качестве примера на фиг.1-4, нижняя арматура 17 представляет собой цельный конструктивный компонент с U-образным поперечным сечением, аналогичный серьге 21, одну из боковых сторон 22, 23 которого, сторону 22, крепят к задней части пилона на ее последнем поперечном конструктивном ребре 1А1, при этом соединительные звенья входят в зацепление между упомянутыми сторонами серьги. Точнее, боковая сторона 22 серьги, соответствующая жесткой плите, имеет размер, который по существу аналогичен задней поперечной поверхности 1G ребра пилона, в результате чего арматура преимущественно проходит по пилону, оставаясь при этом вписанной в ее поперечную поверхность.

Безусловно, арматуру 17 крепят к последнему конструктивному ребру 1А1 пилона с помощью соответствующих средств, которые известны сами по себе.

По аналогии, верхняя арматура 18 подобна монолитному конструктивному компоненту, соответствующему серьге 24 с U-образным поперечным сечением, основание 25 которой жестко крепят к конструкции нижней стороны 2А крыла с помощью каких-либо приемлемых средств.

Как показано на фиг.3 и 4, два идентичных соединительных звена 19 имеют для своей части равностороннюю или равнобедренную треугольную форму, причем в этом примере с двумя шарнирными пальцами 20, соединяющими налагаемые друг на друга соединительные звенья с нижней арматурой 17, и с одним соединительным пальцем 20, соединяющим эти соединительные звенья с верхней арматурой 18. Таким образом, две параллельные группы из двух сцентрированных сквозных отверстий 26 образованы в основании налагаемых друг на друга соединительных звеньев 19, в то время, как только одна группа из двух сцентрированных сквозных отверстий 27, параллельных отверстиям 26, будет образована в противоположной вершине треугольных соединительных звеньев. Соединительные звенья входят в зацепление с U-образными серьгами 21 и 24 нижней 17 и верхней 18 арматуры и будут объединены с ними соответствующим образом посредством двух шарнирных пальцев 20, проходящих через сквозные отверстия 26, образованные в соединительных звеньях, а также через соответствующие отверстия 28, образованные в боковых сторонах 22, 23 нижней серьги 21, и отверстие 33, образованное в последнем ребре 1А1, а также посредством шарнирного пальца 20, проходящего через сквозные отверстия 27 и через соответствующие отверстия 29, образованные в боковых сторонах 30 верхней серьги 24.

Кроме того, на фиг.3 можно заметить, что шарнирные пальцы 20 сдвоены, то есть каждый из них образован посредством двух, соответственно внутреннего 20А и наружного 20В, концентричных трубчатых пальцев, расположенных так, что один находится внутри другого, в частности, по причинам безопасности, подобно компоновке двух налагаемых друг на друга соединительных звеньев 19. Подобным же образом, две упрочняющие консоли 31 соответственно обеспечены с каждой стороны верхней арматуры 18, будучи смонтированными на соответствующем шарнирном пальце 20, используемом для шарнирного подсоединения соединительных звеньев на U-образной серьге, и установленными у наружных частей 32, которые удлиняют основание 25 серьги.

Далее, также можно видеть, что в определенном положении пальцы 20 неподвижны в осевом направлении. С этой целью они на одном из своих концов заканчиваются наружными кольцевыми заплечиками 34А и 34 В, которые опираются друг на друга с одной стороны и на внутреннюю поверхность поперечного ребра 1А1 пилона с другой стороны, а на другом их конце установлены стопорные гайки 35, чтобы тем самым препятствовать поступательному перемещению внутреннего 20А и наружного 20В пальцев относительно друг друга с одной стороны, и препятствовать поступательному перемещению наружного пальца 20В относительно нижней арматуры 17 с другой стороны. В результате такого сборочного узла пальцы 20 содействуют креплению нижней арматуры к пилону.

Кроме того, чтобы обеспечить определенную степень свободы двух соответствующих арматур, нижней и верхней, относительно друг друга, между наружными пальцами 20В и налагаемыми друг на друга соединительными звеньями 19 посредством соответствующих отверстий 26, 27 установлены шкворневые шарниры 36.

Преимущество изобретения, в частности, подробно представлено на фиг.5.

Левая сторона этой фигуры схематически характеризует заднее крепление 7' существующей системы крепления, которая соединяет задний верхний продольный элемент 1А' пилона 1' с нижней стороной 2А' крыла. При этом нижнюю арматуру 17' заднего крепления крепят к верхней поверхности 1D' продольного элемента пилона.

Напротив, согласно настоящему изобретению, представленному на правой стороне фиг.5, нижнюю арматуру 17 системы крепят к задней поперечной поверхности или к задней части 1G последнего ребра 1А1 пилона ниже уровня верхней поверхности 1D продольного элемента, который для идентичного межцентрового расстояния между шарнирными пальцами 20 (и для тех же самых соединительных звеньев) обеспечивает возможность подведения пилона 1 ближе к крылу 2 на расстояние D и, следовательно, увеличения доступного промежутка между пилоном и грунтом, вследствие чего более мощный двигатель, имеющий больший диаметральный размер, может быть установлен под крылом, если исходить из, по существу, идентичной системы крепления 4.

На фиг.1 посредством штрихпунктирной линии ТМ также показано расположение современного пилона 1' с существующей системой крепления. При этом можно видеть, что расположение заднего крепления 7 у конца пилона 1 позволяет подводить этот пилон ближе к конструкции крыла и выиграть расстояние D.

В варианте осуществления конструкции заднего крепления 7, показанном на фиг.6 и 7, нижняя арматура 17 состоит из двух идентичных пластинчатых компонентов 17А и 17В, образующих надежные половинчатые арматурные части, которые расположены рядом друг с другом. Эти половинчатые арматурные части 17А, 17В в данном варианте объединены с пилоном и образуют его последнее поперечное ребро.

Перпендикулярно от этих двух половинчатых арматурных частей и в заднем направлении согласно фиг.3 выступают продольные половинчатые пальцы 20С, 20D с полукруглым поперечным сечением, которые, когда две половинчатые арматурные части установлены, образуют сплошной палец 20 с круглым поперечным сечением, функция которого аналогична функции предыдущих шарнирных пальцев. Палец 20 может формировать часть половинчатых арматурных частей, как в случае представленного варианта, или может быть прикреплен к половинчатым арматурным частям 17А, 17В аналогично креплению пальцев согласно фиг.3. Таким образом, в этом варианте два треугольных налагаемых друг на друга соединительных звена 19 соединяют с нижней арматурой 17 посредством пальца 20 половинчатых арматурных частей (вместо двух пальцев, обеспечиваемых в предыдущем варианте конструкции), и с верхней арматурой посредством двух пальцев 20 (вместо только одного пальца). Таким образом, заднее крепление 7 будет подсоединено к нижней стороне конструкции крыла посредством двух пальцев и к пилону, несущему двигатель, посредством одного пальца.

Кроме того, в частности, на фиг.6 можно видеть, что вокруг двух половинчатых пальцев 20С, 20D между половинчатыми арматурными частями 17А, 17В и соединительными звеньями 19 расположено кольцо 37, которое обеспечивает возможность опоры и регулирования по глубине вдоль пальца 20 шарнира 36, также установленного вокруг половинчатых пальцев.

Безусловно, верхняя арматура 18 крепления 7 и, в этом варианте, два пальца, прикрепленные к ней, совместно с шарнирами и гайками представляют собой конструкцию, идентичную конструкции по предыдущему варианту.

Такой вариант конструкции заднего крепления, представленный на фиг.6 и 7, обеспечивает те же самые преимущества, что и выше, в частности то, что пилон 1 будет подведен ближе к крылу 2 посредством расположения нижней арматуры 17 заднего крепления на конце пилона.