Результат интеллектуальной деятельности: ЗАДНЕЕ КРЕПЕЖНОЕ УСТРОЙСТВО АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Настоящее изобретение относится к подвеске тяговых двигателей в летательных аппаратах. Оно относится, в частности, к подвеске или заднему крепежному устройству, включающему средство для сохранения подвески в случае случайной поломки одной из ее частей.

Тяговый двигатель может быть установлен в различных местах летательного аппарата, например подвешен на пилоне, входящем в его конструкцию. Он может быть подвешен под крыльями, закреплен на фюзеляже или установлен в хвостовой части посредством крепежных средств. Эти крепежные средства гарантируют передачу механических нагрузок между двигателем и конструкцией летательного аппарата. Нагрузки, которые принимаются во внимание, ориентированы по трем главным направлениям. Этими нагрузками особенно являются вес двигателя, осевая нагрузка и боковые аэродинамические нагрузки. К передаваемым нагрузкам также относится обратный крутящий момент вокруг оси двигателя. Кроме того, эти средства должны поглощать деформации, которым подвергается двигатель при различных режимах полета особенно по причине пространственных изменений размеров, связанных с тепловым расширением или сжатием.

Способ подвески, например, в случае типового лопастного двигателя с турбонаддувом, заключается в креплении двигателя к пилону, составляющему одно целое с конструкцией крыла летательного аппарата, с использованием передней подвески или прикрепления и задней подвески или прикрепления. Передняя подвеска закреплена преимущественно на внешней стороне корпуса воздушного винта и задняя подвеска - на корпусе вытяжной трубы магистрального потока.

Известна конфигурация, в которой переднее крепление размещается таким образом, чтобы гарантировать передачу вертикальных и тангенциальных нагрузок между двигателем и летательным аппаратом. Заднее крепление предназначено для передачи механических нагрузок вдоль одних и тех же направлений, а так же обеспечивает возможность восстановления крутящего момента двигателя с турбонаддувом вокруг его оси и тяги. Последняя передается посредством двух восстанавливающих тягу стержней, прикрепленных спереди к основанию воздушного винта с обеих сторон относительно его продольной оси и сзади посредством задней подвески к двигателю.

Настоящее изобретение относится к соединению, установленному для передачи вертикальных и поперечных нагрузок между двигателем и пилоном летательного аппарата. Эта конфигурация заднего соединения напоминает ранее известную конфигурацию.

В патенте ЕР 527672 заявитель описывает соединение такого типа. Оно включает три внешних соединительных выступа или скобы, которые предусмотрены как единая деталь в верхнем сечении вытяжного корпуса турбореактора. Эти выступы позволяют прикрепить вытяжной корпус к нижним концам трех подвесных кулисных планок, верхние концы которых установлены в устройстве крепления, выполненного, преимущественно, в виде дуги окружности в плоскости, поперечной оси двигателя. Это устройство крепления включает растяжку, к которой прикреплены кулисные планки посредством продольной подвесной оси. Эта растяжка крепится под пилоном соответствующими средствами. Благодаря такому расположению кулисные планки позволяют передавать тяговые и сжимающие нагрузки вдоль их осей. Кулисные планки зафиксированы другими своими концами в выступах или скобах нижней растяжки, интегрированной в вытяжной корпус.

Решение, предложенное в этом патенте, относится к средствам, позволяющим препятствовать поломке двигателя, в случае механических повреждений упомянутой растяжки.

Крепежные устройства также содержат средства безопасности, которые препятствуют поломке двигателя, в случае поломки кулисной планки, а не растяжки. Например, известно средство, состоящее, в основном, из элементов, которые остаются неактивными при нормальных условиях работы двигателя, то есть когда части крепежного устройства не повреждены. Если другие части повреждены, средство безопасности становится активным. Элементы принимают на себя нагрузки вместо поврежденных частей в крепежном устройстве.

Известно крепежное устройство, описанное в патенте США 6330995, включающее первый соединительный рычаг и второй соединительный рычаг между двумя верхней и нижней растяжками. Первый соединительный рычаг установлен с использованием шарового шарнира для соединения с выступом на двигателе и с использованием двух отдельных связей для соединения с верхней растяжкой, на одной из которых размещен шаровой шарнир, а другая является осью. При нормальной работе устройства второй соединительный штифт связан с выступом на двигателе посредством шарового шарнирного соединения, а с верхней растяжкой - посредством единственного шарового шарнирного соединения. Во втором соединении соединительный штифт установлен с образованием зазора в его взаимозаменяемой части. Поэтому при нормальной работе устройства, эти вторые соединения остаются неактивными. Устройство включает третий соединительный рычаг между обеими растяжками, который остается резервным из-за наличия зазоров между соединительным штифтом и его соответствующим посадочным отверстием в растяжках. При нормальной работе устройства передача нагрузок выполняется первым из соединительных рычагов посредством обоих соединительных штифтов верхней пластине. Второй соединительный рычаг передает тяговые и сжимающие нагрузки по причине его монтажа с единственным соединением.

Если второй соединительный рычаг поврежден, обе растяжки поворачиваются друг относительно друга вокруг первого соединительного рычага, для устранения изначальных зазоров на третьем соединительном рычаге. Последний становится активным и замещает второй соединительный рычаг. Если первый соединительный рычаг поврежден, зазоры на втором соединительном рычаге устраняются так же как зазор третьей связи второго соединительного рычага. Тогда снова подвеска выполняет свою функцию далее, без каких-либо изменений в ее действиях.

Можно заметить, что первые и вторые соединительные рычаги имеют форму бумеранга и симметричны. Однако они не взаимозаменяемы, так как одна из осей второго соединительного рычага установлена с зазором, тогда как эти три оси активны в первом.

Этот тип выполнения устройства приводит к механической обработке отдельных частей. Каждый соединительный рычаг имеет единственное положение в подвеске. Следовательно, для удобства использования крепежное устройство состоит из множества частей. Это не подразумевает оптимальную экономию при изготовлении и управлении.

Кроме того, оба главных соединительных рычага почти идентичны по форме. Во время сборки техник должен очень точно придерживаться рабочего режима и осуществлять его с большой осторожностью. Нельзя не учитывать и риск ошибочной сборки одной части вместо другой.

Задачей данного изобретения является сведение к минимуму риска ошибки при сборке устройства для присоединения двигателя к конструкции летательного аппарата.

Это изобретение направлено также на создание устройства, включающего взаимозаменяемые части. Что делает возможным выполнять сборку с использованием меньшего количества различных частей, чем в предшествующих технических решениях. Помимо сведения к минимуму риска ошибок при сборке, также снижаются затраты на изготовление, обслуживание и управление.

Эти задачи решаются в заявленном изобретении посредством устройства крепления двигателя с турбонаддувом к пилону летательного аппарата, включающего верхнюю растяжку, скрепленную с пилоном крепежным средством, которое подвешивается при помощи вторых шаровых шарнирных соединений, три кулисные планки смонтированы в плоскости, расположенной поперечно относительно продольной оси двигателя, первая и вторая кулисные планки расположены по обе стороны от оси двигателя, а третья кулисная планка расположена между ними, кулисные планки непосредственно связаны с двигателем посредством первых шаровых шарнирных соединений, при этом каждая первая и вторая кулисные планки включают третью резервную связь, а также тем, что верхняя растяжка образована перекладиной, жестко установленной на пилоне.

По меньшей мере, одна из двух резервных связей снабжена, как и шаровое шарнирное соединение, вращающимся осевым штифтом, установленным с зазором в его посадочном отверстии. В частности, каждая резервная связь является шаровым шарнирным соединением с продольным осевым вращающимся штифтом, установленным с зазором в его посадочном отверстии, оба зазора в связях являются одинаковыми.

Третье резервное соединение связывает соединительный рычаг с верхней растяжкой.

Предпочтительно, чтобы первые и вторые соединительные рычаги были одинаковы по форме. Таким образом, благодаря изобретению крепежное устройство снабжено средством безопасности, включающим небольшое количество различных частей.

Согласно другой характеристике первое и второе подвесные соединительные средства включают шаровое шарнирное соединение, позволяющее поглотить часть нагрузочных составляющих, которые не ориентированы перпендикулярно к продольным вращающимся осевым штифтам.

Другие характеристики и преимущества будут понятны из следующего описания, сопровождаемого чертежами:

фиг.1 представляет общий вид крепления двигателя к пилону самолета,

на фиг.2 изображено устройство в сборе на двигателе согласно изобретению,

на фиг.3 представлено устройство, изображенное на фиг.2, в разобранном виде,

на фиг.4 показан вид спереди кулисной планки с различными соединениями.

Фиг.1 представляет вид сзади в плане двигателя 1 с турбонаддувом, оборудованного средствами соединения с пилоном летательного аппарата, который не представлен. Преимущественно он может быть прикрепленным к крылу летательного аппарата. Согласно этому варианту подвески двигатель включает крепежное устройство 40 на передней части двигателя, закрепленное на внешней стороне лопастного корпуса. Он также включает заднее крепежное средство 10, зафиксированное на корпусе вытяжной трубы магистрального потока. Восстановление тяги обеспечивается двумя стержнями 50, прикрепленными с одной стороны к основе воздушного винта, а с другой - к заднему крепежному средству.

Настоящее изобретение относится к заднему креплению, изображенному ниже на фиг.2-4. Крепление 10 образовано из верхней растяжки 12 и из трех соединительных рычагов 16, 17 и 18, соединяющих пластину 12 с выступами или скобами, выполненными на корпусе вытяжной трубы, которые не представлены на чертеже. Выгоднее, чтобы эти выступы были составной частью одной нижней растяжки. Согласно представленному варианту конструкции соединительные рычаги прямолинейны.

Верхняя растяжка образована перекладиной 120, в этом примере, с четырьмя отверстиями для сквозного прохождения болтов или винтов, с помощью которых она соединена с пилоном летательного аппарата. Растяжка выполнена по существу прямоугольной формы; она установлена поперек продольной оси двигателя. Перекладина удлинена с обеих сторон относительно двигателя двумя скобами 126 и 128 соответственно для связи с соединительными рычагами, 16 и 18 соответственно. Третья скоба 127, взаимосвязанная с перекладиной снизу, обеспечивает связь с соединительным рычагом 17.

Более детально связи представляют собой следующее. Соединительный рычаг 16, например, связан со скобой на двигателе посредством первого связующего звена 161 со штифтом 162. Штифт 162 проходит через выступы, образующие скобу на двигателе, а также рычаг 16, и удерживается в соответствующих гнездах. Преимущественно гнездо 163, изображенное на фиг.4, между штифтом 161 и соединительным рычагом, имеет внешнюю сферическую поверхность для обеспечения шарового шарнирного соединения. Нагрузки возникают между соединительным стержнем и скобой, и не передаются в плоскости, перпендикулярной штифту 162. Этот тип соединения известен сам по себе из уровня техники. Шаровое шарнирное соединение предназначено преимущественно для передачи только тяговых и сжимающих нагрузок посредством штифта 162. Шаровое шарнирное соединение 163 не представлено на фиг.2.

Соединительный рычаг 16 связан со скобой 126 посредством второго связующего звена 164, которое в этом примере выгоднее также снабдить шаровым шарнирным соединением, подобно первому звену. Оно включает штифт 165 и гнездо со сферической поверхностью 166 на соединительном рычаге 16. Штифт 165 установлен с возможностью вращения в посадочных отверстиях, предусмотренных в скобах 126 посредством соответствующих гнезд.

Согласно изобретению соединительный рычаг 16 связан со скобой 126 посредством третьего вращающегося осевого штифта 167, который является резервным. Посредством такой установки это соединение при нормальной работе неактивно; оно не передает никаких нагрузок. Оно становится активным и передает нагрузки в случае поломки установленных частей крепежного средства. Эта связь, например, обеспечивается посредством штифта 168, установленного с радиальным зазором E1 в отверстиях, выполненных на одной оси на соединительном рычаге с одной стороны и на скобе 126 с другой. Зазор штифта достаточен для того, чтобы штифт оставался неактивным при всех режимах полета.

Соединительный рычаг 18 включает подобно соединительному рычагу 16 первое шаровое шарнирное соединение 181 и штифт 182 со скобой на двигателе. На фиг.2 шаровое шарнирное соединение не представлено. Рычаг связан посредством второго шарового шарнирного соединения 184 и штифта 185 со скобой 128. А также он включает резервную связь 187 со скобой 128. Эта связь обеспечивается также как и в скобе 126, посредством штифта 188, установленного с радиальным зазором E2 в отверстиях, выполненных на одной оси на скобе и соединительном рычаге.

Выгодно, чтобы зазоры E1 и E2 были одинаковыми. Кроме того, из-за симметрии структуры и средств, формирующих крепление, оба соединительных рычага имеют одинаковую форму и, взаимозаменяемы. Они преимущественно прямолинейны.

Третий соединительный рычаг 17 установлен между первыми двумя и включает крепежное средство 171 со скобой, взаимосвязанной с двигателем. Штифт 172 проходит через соединительный рычаг и выступы на скобе вдоль продольной оси двигателя. Второе крепежное средство 173 состоит из штифта 175, проходящего через соединительный рычаг 17 и скобу 127 на верхней растяжке 12.

Рабочий режим устройства, которое было только что описано, объясняется ниже.

При нормальной работе нагрузки в плоскости, перпендикулярной к оси двигателя, то есть нагрузки, имеющие вертикальную и/или боковую составляющую, передаются от двигателя к пилону посредством верхней перекладины первого и второго соединительных средств. Обе кулисные планки 16 и 18 симметрично наклонены относительно вертикальной оси двигателя. Они расположены трапецеидально. Оба этих соединительных стержня передают на конструкцию летательного аппарата вес двигателя и боковые нагрузки, которые возникают во время полета. Обе резервные связи 167 и 187 неактивны. Из-за наличия зазоров E1 и E2, никакие нагрузки не передаются по этим соединениям, независимо от режима полета.

Третий соединительный рычаг наклонен относительно горизонтали. Он расположен близко к вертикальной плоскости, проходящей через ось двигателя, и передает несущей конструкции крутящий момент, возникающий в корпусе двигателя при вращении.

В случае повреждения соединительного рычага 16 происходит поворот обоих растяжек вокруг соединительного рычага 18, пока радиальный зазор третьей связи 187 не исчезнет. Это смещение также происходит в случае повреждения другой части, передающей нагрузки через соединительный рычаг 16, такой как перекладина верхней растяжки, выступ скобы 146 или шаровое шарнирное соединение.

Соединение между обеими пластинами в этом случае становится жестким. Это соединение гарантирует передачу вертикальных и/или поперечных нагрузок, а также крутящий момент, возникающий при вращении двигателя.

В случае повреждения соединительного рычага 18 передача механических нагрузок обеспечивается жестким соединением, формируемым соединительными рычагами 16 и 17.

В случае поломки соединительного рычага 17 одинаковые зазоры E1 и E2 устраняются одинаково, и связь, обеспечиваемая двумя соединительными рычагами 16 и 18, становится жесткой. Принимая во внимание эту гипотезу повреждения, можно также ожидать, что оба зазора будут различны, и в связи с этим передача механических нагрузок будет осуществляться посредством другого соединительного рычага.