Задній пояс кріплення газотурбінного двигуна

1 Задній пояс кріплення газотурбінного двигуна до пілона літального апарата, що містить шарніри, два стрижні, одні КІНЦІ ЯКИХ об'єднані кронштейном у МІСЦІ його кріплення до літального апарата, а ІНШІ КІНЦІ згаданих стрижнів прикріплені до ребер двигуна з обох боків відносно подовжньої осі останнього, причому кріплення до двигуна забезпечено нарізними сполученнями через вушка стрижнів і пластин, який відрізняється тим, що кріплення до двигуна містить на останньому два рівнобіжних ребра і два вушка кожного згаданого стрижня, а між згаданими вушками і ребрами розміщена вставка з отворами під згадані нарізні сполучення, при цьому з обох боків вставки між ребрами додатково встановлені дублюючі пластини з отворами, в одні з яких уведене нарізне з'єднання, а в ІНШІ, разом з отворами вушок, додатково введені страхувальні пальці ється тим, що в МІСЦІ кріплення до пілона літального апарата, кожен згаданий стрижень має додаткові два вушка, між якими розташована приєднувальна пластина з отворами, через які вона з'єднана нарізними сполученнями з вушками стрижня 3 Задній пояс кріплення газотурбінного двигуна до пілона літального апарата за п 1, який відрізняється тим, що згадані шарніри розташовані, один у згаданій вставці разом із нарізним сполученням останньої з вушками стрижнів, а інший - у приєднувальній пластині 4 Задній пояс кріплення газотурбінного двигуна до пілона літального апарата за пп 1-3, який відрізняється тим, що кожен згаданий стрижень має форму швелера 5 Задній пояс кріплення газотурбінного двигуна до пілона літального апарата за п 4, який відрізняється тим, що кожен згаданий швелер виконано з двох подовжніх частин, скріплених між собою нарізними сполученнями 6 Задній пояс кріплення газотурбінного двигуна до пілона літального апарата за пп 4, 5, який відрізняється тим, що щонайменше частина кожного стрижня виконана у вигляді обтічника, передня частина якого утворена частиною циліндра, а його задня частина утворена двома пересічними площинами, які торкаються останнього 2 Задній пояс кріплення газотурбінного двигуна до пілона літального апарата за п 1, який відрізня 00 ю (О Технічне рішення, що заявляється, відноситься до авіаційної техніки, а саме до конструкції вузлів кріплення силової установки і її розміщення на літальному апараті Відомий пристрій для кріплення двоконтурного турбореактивного двигуна (див патент Роси № 849694 кл B64D27/26, заявлено 12 03 1980р опубліковано 20 091996р бюл №26) Його задній пояс кріплення - це з'єднання двигуна і пілона літака за допомогою трьох трубчастих стержнів, площина розташування яких перпендикулярна осі газогенератора двигуна Стержні шар нірне закріплені на оболонці газогенератора двигуна і ПІЛОНІ літака Два стержні виконують основну робочу функцію, а третій, розташований між основними стержнями, виконує функцію резервного стержня і вступає в роботу у випадку виходу з ладу одного з основних стержнів До недоліків розглянутої конструкції можна віднести те, що у вузлах кріплення стержнів до двигуна і пілона літака не передбачені резервні кріпильні елементи Резервні стержні хоча і забезпечують безпеку конструкції, але ускладнюють монтаж двигуна до пілона літака через велику кі 62518 лькість місць приєднання, як до пілона літального осьових температурних розширень корпуса двигуапарата так і до самого двигуна на Вісь підшипника рівнобіжна подовжньої осі Відомий задній пояс ПІДВІСКИ газотурбінного двигуна двигуна (див патент Роем «Самарское державне До поверхні корпуса вентиляторного тракту, науково-виробниче підприємство «Праця»» № буртиками, прилягає запобіжний фланець і прикрі2005667 кл Y64D27/26, заявлено 05 06 1992р. плений заклепками Фланець виконує роль запобіопубліковано 15 01 1994р бюл №1) жника від ушкоджень вузла кріплення ПІДВІСКИ ДО корпуса вентиляторного тракту Відомий пристрій містить шип, що знаходиться між пілоном літака і сферичним підшипником задКонструкція ПІДВІСКИ двигуна забезпечує не нього пояса ПІДВІСКИ, два основних бічних стержня тільки верхнє розташування двигуна, але і бічне із шарнірним кріпленням одних КІНЦІВ на корпусі (на горизонтальних пілонах) Конструкція ПІДВІСКИ двигуна, а інших на ПІЛОНІ З КОНІЧНОЮ цапфою У забезпечує коливальний тип зв'язку, який трохи загальній площині між ними розташовані два дознижує шум від вібрації, мінімальна по вазі Мондаткових стержня, які шарнірно зв'язані з бічними таж авіаційного двигуна до пілона літального апастержнями в корпусі двигуна Верхні КІНЦІ додаткората досить технологічний, тому що кріплення вих стержнів з'єднані в загальний вузол разом із ЗДІЙСНЮЄТЬСЯ В ОДНІЙ ТОЧЦІ заднім кінцем тяги Вищезгаданий вузол - це втулЦя конструкція проста в обслуговуванні Зака, у якій розміщений сферичний підшипник, що пропоновано міри безпеки в резервних кріпильних охоплює шип пілона Додаткові стержні виконують деталях у конструкції приєднання ПІДВІСКИ ДО флароль резервних і вступають у роботу у випадку нця корпуса газогенератора виходу з ладу одного з основних стержнів Але є і ряд недоліків, а саме Розглянутий пристрій представляє інтерес з - через зміну відстані між точками кріплення погляду безпеки в аварійній ситуації, але велика стержнів до двигуна внаслідок нагромадження КІЛЬКІСТЬ шарнірних з'єднань ускладнює конструкдопусків при виготовленні і температурному розцію і його монтаж на ПІЛОНІ літака навіть при наявширенні корпусів двигуна, у стержнях виникають ності шипа, що використовується як фіксатор монтажні і температурні напруги, що може привести до руйнування стержнів, Найбільш близьким по конструкції є пристрій заднього кріплення авіаційного двигуна (див па- через відсутність у конструкції, крім резервтент США "Юнайтед Эйркафт" № 3 397 855, кл ного кріплення, резервних стержнів у випадку руйB64D27/26, заявлений 1 12 1966, пріоритетна занування одного із стержнів під дією виниклих наявка № 598 373, опублікований 20 08 1968) пруг стержень ПІДВІСКИ, що залишився, може зруйнуватися, що приведе до втрати двигуна Відомий пристрій - це собою конструкція, що містить два стержня, що об'єднані заодно в МІСЦІ Проте, розглянута вище конструкція обрана зчленування з пілоном літального апарата в одній прототипом пристрою, що заявляється, тому що точці вона забезпечує спрощений монтаж двигуна на літаку, тому що кріплення двигуна в задній площиВузол кріплення задньої ПІДВІСКИ ДО корпуса ні виконується в одній точці, дозволяє кріпити зокдвигуна, а точніше, на фланці корпуса газогенерарема газотурбінний двоконтурний двигун за ребра, тора, містить приєднувальні пластини, що складарозташовані на корпусі двигуна, при цьому прохідються з двох половин Приєднувальна пластина ні в другому контурі газоповітряного тракту двигуобхоплює фланець корпуса газогенератора і зана два стержні вузла ПІДВІСКИ мінімально впливакріплена на ньому за допомогою болтів Між двома ють на газодинамічні втрати, і надійність кріплення вушками приєднувальної пластини уведені вставдвигуна на літаку ки З'єднання між вставкою і приєднувальною пластиною здійснено за допомогою болта Болт проПропонований задній пояс кріплення признанизує приєднувальну пластину і вставку через чений для кріплення газотурбінного двоконтурного СПІВВІСНІ отвори, виконані у вушці вставки і вушках двигуна до літального апарата приєднувальної пластини В отворі, виконаному у Технічною задачею винаходу, що заявляється, вушці вставки, установлений шарнірний підшипник є створення такої конструкції заднього пояса кріпдля компенсації осьових температурних розшилення газотурбінного двоконтурного двигуна, яка б рень корпуса двигуна давала сукупний технічний результат, що полягає одночасно в забезпеченні простоти і малої ваги До вставок одним кінцем зварюванням устик конструкції заднього пояса кріплення газотурбінноприєднані стержні Іншим своїм кінцем стержні го двоконтурного двигуна, и технологічності у визварюванням устик приєднані до приєднувального готовленні і збиранні-розбиранні, при забезпеченні кронштейна, що входить в отвір, виконаний у СТІНЦІ надійності кріплення двигуна на літальному апаракорпуса вентиляторного тракту До поверхні стінки ті і безпеці в процесі експлуатації корпуса вентиляторного тракту приєднувальний кронштейн притискається кільцевим фланцем, що Цей сукупний технічний результат повинен завстановлений у пазу, виконаному в приєднувальбезпечуватися як при бічному (на горизонтальних ному кронштейні Для надійності установки фланпілонах), так і верхнім кріпленні двигуна на літальця в приєднувальному кронштейні, використовуному апараті ється притискне кільце, що притискає фланець до Поставлена технічна задача вирішується тим, приєднувального кронштейна що у ВІДОМІЙ конструкції заднього пояса кріплення газотурбінного двигуна до пілона літального апаУ корпус приєднувального кронштейна запрерата, що містить шарніри, два стержня, де одні сована бабишка й обварена по контурі У вусі баКІНЦІ стержнів об'єднані кронштейном у МІСЦІ ЙОГО бишки виконаний отвір у який запресований шаркріплення до літального апарата, а ІНШІ КІНЦІ зганірний підшипник, що виконує роль компенсатора 62518 даних стержнів прикріплені до ребер двигуна з обох сторін відносно подовжньої осі останнього, причому кріплення до двигуна забезпечено нарізними сполученнями через вушки стержнів і пластин, внесені удосконалення Ці удосконалення полягають у наступному Кріплення до двигуна містить на останньому два рівнобіжних ребра і два вушка кожного стержня Між згаданими вушками і ребрами розміщена вставка з отворами під нарізні сполучення 3 обох сторін вставки між ребрами додатково встановлені дублюючі пластини з отворами, в одні з яких уведене нарізне сполучення, а в ІНШІ, разом з отворами вушок, додатково введені страхувальні пальці Тим самим досягається більш тверде і надійне закріплення вузла кріплення ПІДВІСКИ ДО корпуса двигуна, а використання дублюючих пластин спільно з страхувальними пальцями забезпечує безпеку експлуатації - при руйнуванні вушка вставки в роботу вступають страхувальні пальці і дублюючі пластини Шарнірні підшипники, розташовані, один у вушці вставки, а ІНШІ - у приєднувальної пластині Тим самим компенсуються осьові температурні розширення корпуса двигуна Стержні мають форму швелера Стержні виконані з двох подовжніх половин, скріплених між собою нарізними сполученнями, наприклад болтами Така конструкція стержня забезпечує безпеку в експлуатації - при руйнуванні однієї з половин стержня в роботу вступає резервна половина Частина кожного стержня виконана у виді обтічника Передня частина обтічника утворена частиною циліндра, а задня частина утворена двома пересічними площинами, дотичними до останнього Тим самим зменшуються газодинамічні втрати від проходження вузла заднього пояса кріплення через другий контур двигуна Усім ЦИМ забезпечуються вищезгадані технічні результати пропонованого пристрою Винахід ілюструється ескізами, де на фіг 1 показано загальний вид вузла заднього пояса разом із двигуном для кріплення останнього до пілона літального апарата при верхнім кріпленні, фіг 2 показано елемент А фіг 1 , що стосується саме заднього пояса кріплення , фіг 3 показано загальний вид кріплення двигуна до пілона літального апарата при бічному кріпленні, фіг 4 показано перетин за Б-Б фіг 3 (загальний вид заднього вузла кріплення до літального апарата при бічному кріпленні), фіг 5 показано збільшений вид елемент Г фіг 4 у МІСЦІ приєднання до літального апарата , фіг 6 показано поперечний перетин за Д-Д (кріплення заднього пояса ПІДВІСКИ ДО кронштейна, розташованому на ПІЛОНІ) фіг 5, фіг 7 показано перетин Є-Є (з'єднання стержнів з приєднувальною пластиною)фіг 5, фіг 8 показано перетин за Ж-Ж фіг 4( конструкція стержнів,) фіг 9 показано елемент В (кріплення стержнів разом з ребрами двигуна) фіг 5, фіг 10 показано перетин за 3-3 фіг 7, фіг 11 показано елемент В в аксонометричної 6 проекції фіг 4 Пристрій заднього пояса, що заявляється, має кріплення на ПІЛОНІ 1 літального апарата, через кронштейн 2 і містить приєднувальну пластину З, два стержня 4 і 5, вузли кріплення 6 і 7 до корпуса двигуна 8 (див фіг 1, 2) Кріплення приєднувальної пластини 3 і кронштейна 2, розташованого на ПІЛОНІ 1 літального апарата, здійснюється болтом 9 і 10 Болт 10 пронизує приєднувальну пластину 3 через отвір 11 із зазором (див фіг 4) Конструкція приєднувальної пластини 3 - це вузол, який складається з двох подовжніх половин - приєднувальної пластини 12 і 13 і з'єднання цих пластин здійснено за допомогою заклепок 14 Стержні 4 і 5 рівноцінні Стержні складаються з двох подовжніх половин кожний Стержень 4 складається зі стержнів 15 і 16, а стержень 5 складається зі стержня 17 і 18, з'єднані між собою болтами 19 (див фіг 5 і фіг 6) Стержні 4 і 5 з'єднані з приєднувальною пластиною 3 болтами 20, 2 1 , 22, 23 Болт 22 пронизує стержні 16, 17 і приєднувальну пластину 3 і встановлений із зазором в отворі 24, виконаному у приєднувальній пластині З Вузли кріплення 6 і 7 заднього пояса до корпуса двигуна 8 однакові по конструкції Вузол кріплення 6 містить вставку 25, до якої болтом 26 кріпитися стержень 4, дві дублюючі пластини 27, однакових за формою і розташовані між вставкою і вушками ребра, розташованого на корпусі опори турбіни, із установленими на них пальцями 28 Вставка 25 і дублюючі пластини 27 прикріплені до ребер 29 корпуса двигуна 8 болтами ЗО, 31 і гайками 32 Установлені на дублюючих пластинах 27, пальці 28 уведені з зазором в отвір 33, виконане у виді стержня 4 з вильчастими вушками (див фіг 7, фіг 8, фіг 9) У приєднувальної пластині 3 і у вушці вставки 25 установлені шарнірні підшипники 34 і 35 ВІДПОВІДНО На стержнях 4і 5 встановлені обтічники 36 Обтічником 36 є конструкція, передня частина якої утворена частиною циліндра, а задня частина утворена двома пересічними площинами, які торкаються до останнього У МІСЦІ проходження заднього пояса кріплення через капот другого контуру встановлені елементи ущільнення 37 V - видного профілю У польоті пропоноване технічне рішення - задній пояс кріплення, сприймає і передає на пілон літального апарата вертикальні і бічні навантаження від двигуна через вузли кріплення 6 і 7, закріплені на силових ребрах, виконаних на опорі турбіни двигуна 8, на стержні 4 і 5 Останні у свою чергу передають зазначені навантаження на приєднувальну пластину 3, через яку навантаження передаються на кронштейн 2, а потім на пілон 1 літального апарата Крім того задній пояс кріплення сприймає момент кручення, від бічних інерційних навантажень, а також складову масових (інерційних) сил і навантаження від тягового і гіроскопічного моментів Для зменшення газодинамічних втрат від проходження вузла заднього пояса кріплення через другий контур двигуна 8 на стержнях 4 і 5 встанов 62518 люються обтічники 36 У залежності від дм сили моментів, що діють на двигун, у стержнях 4 і 5 виникають як розтягуючи, так і стискаючі напруги Осьові температурні розширення корпусів двигуна компенсуються завдяки встановленню шарнірних ПІДШИПНИКІВ 34 у приєднувальної пластині 3 і підшипники 35 у вушці вставки 25 Монтаж двигуна 8 до літального апарата спрощений тим, що здійснюється після того, як вузол заднього пояса кріплення прикріплений до двигуна і приєднання заднього пояса кріплення до пілона 1 літального апарата здійснюється в МІСЦІ його кріплення до літального апарата При розрахункових умовах роботи резервні силові елементи й елементи кріплення не вступають у роботу У випадку нерозрахованих (випадкових) ушкоджень - при обриві болта 9-у роботу вступає резерв 8 ний болт 10 (див фіг 4), - при руйнуванні однієї з половин стержня 4 чи 5 - вступають у роботу їхні резервні елементи (див фіг 5), - при руйнуванні вставки 25 чи руйнування болта 26 - вступають у роботу резервні пальці 28 і пластини 27 (див фіг 7, 8) Таким чином, ушкодження чи руйнування кожної із силових деталей заднього вузла ПІДВІСКИ не приведе до втрати двигуна Удосконалення забезпечує простоту конструкції з мінімальною КІЛЬКІСТЮ шарнірних ПІДШИПНИКІВ І введення в конструкцію ПІДВІСКИ елементів резервування Виготовлений досвідчений зразок був розроблений для кріплення двигуна Аи-22 до літака Ту324 фірми ВАТ «Туполев» і був перевірений при підвішуванні двигуна на стенді Фіг 2 62518 10 Д-Д Фіг 5 є-є ж-ж Фіг.7 11 Комп'ютерна верстка М Клюкш 62518 12 Підписне Тираж39 прим Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, Львівська площа, 8, м Київ, МСП, 04655, Україна ДП "Український інститут промислової власності", вул Сім'ї Хохлових, 15, м Київ, 04119