RU176231U1 - Задняя подвеска газотурбинного двигателя - Google Patents
Задняя подвеска газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU176231U1 RU176231U1 RU2017112562U RU2017112562U RU176231U1 RU 176231 U1 RU176231 U1 RU 176231U1 RU 2017112562 U RU2017112562 U RU 2017112562U RU 2017112562 U RU2017112562 U RU 2017112562U RU 176231 U1 RU176231 U1 RU 176231U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine engine
- bracket
- rear suspension
- rod
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области авиационной техники и может быть использована в устройствах крепления газотурбинных двигателей (ГТД) к самолету, в частности задней подвески газотурбинного двигателя к пилону самолета.
Техническим результатом заявляемой полезной модели является снижение массы наружного корпуса, благодаря тому, что из его конструкции исключены силовые элементы, и упрощение силовой схемы газотурбинного двигателя, благодаря тому, что подвеска напрямую соединена с внутренним корпусом.
Технический результат достигается тем, что в задней подвеске газотурбинного двигателя, содержащей кронштейн, в который установлены, по меньшей мере, две тяги, при этом свободный конец каждой тяги снабжен шарнирным подшипником, в отличие от известной каждая тяга проходит через сквозное отверстие наружного контура газотурбинного двигателя, которое снабжено резиновым уплотнением, и закреплена шарнирным соединением в кронштейне внутреннего контура, кронштейн внутреннего контура выполнен в виде силового полукольца П-образного сечения.
Description
Полезная модель относится к области авиационной техники и может быть использована в устройствах крепления газотурбинных двигателей (ГТД) к самолету, в частности задней подвески газотурбинного двигателя к пилону самолета.
Наиболее близкой является подвеска газотурбинного двигателя, содержащая кронштейн, в который с помощью шарнирного соединения установлены, по меньшей мере, две тяги, при этом свободный конец каждой тяги снабжен шарнирным подшипником (Патент РФ №2483002 от 22.01.2009, МПК B64D 27/00, опубл. 27.07.2010 бюл. №15).
Недостатком представленной конструкции подвески газотурбинного двигателя является высокая масса, вследствие наличия силовых элементов на наружном контуре, а также сложность обеспечения силовой схемы газотурбинного двигателя, вследствие наличия теплового зазора между силовым кольцом и корпусами.
Техническим результатом заявляемой полезной модели является снижение массы наружного корпуса, благодаря тому, что из его конструкции исключены силовые элементы, и упрощение силовой схемы газотурбинного двигателя, благодаря тому, что подвеска напрямую соединена с внутренним корпусом.
Технический результат достигается тем, что в задней подвеске газотурбинного двигателя, содержащей кронштейн, в который установлены, по меньшей мере, две тяги, при этом свободный конец каждой тяги снабжен шарнирным подшипником, в отличие от известной каждая тяга проходит через сквозное отверстие наружного контура газотурбинного двигателя, которое снабжено резиновым уплотнением, и закреплена шарнирным соединением в кронштейне внутреннего контура, кронштейн внутреннего контура выполнен в виде силового полукольца П-образного сечения.
На фигуре показана задняя подвеска газотурбинного двигателя.
Задняя подвеска газотурбинного двигателя содержит кронштейн 1, в который установлены, по меньшей мере, две тяги 2. Кронштейн 1 соединен с пилоном самолета по средствам шарнира 3.
Каждая тяга 2 проходит через сквозное отверстие 4 наружного контура 5 газотурбинного двигателя. Сквозное отверстие 4 имеет резиновое уплотнение 6 для обеспечения герметичности наружного контура 5.
Каждая из тяг 2 закреплена шарнирным соединением 7 в кронштейне 8 внутреннего контура 9. При этом кронштейн 8 выполнен в виде силового полукольца П-образного сечения. Упрощение силовой схемы газотурбинного двигателя достигается за счет включения задней подвески в силовую схему двигателя с момента его включения. При этом достигается снижение массы за счет исключения из силовой схемы наружного контура.
Сборка устройства осуществляется следующим образом.
Тяги 2 устанавливаются в отверстия 4 наружного контура 5 и соединяются с кронштейном 1. Далее при помощи шарнирного соединения 7 тяги 2 закреплены в кронштейне 8 болтами 10 к внутреннему контуру 9.
Для обеспечения возможности доступа к месту соединения тяг 2 с кронштейном 8 внутреннего контура 9 на наружном контуре 5 расположены два окна 11. Далее окна 11 закрываются крышками 12. Затем собранная конструкция устанавливается на пилон самолета с помощью шарнира 3.
Благодаря тому, что в задней подвеске газотурбинного двигателя, содержащей кронштейн, в который установлены, по меньшей мере, две тяги, при этом свободный конец каждой тяги снабжен шарнирным подшипником, в отличие от известной каждая тяга проходит через сквозное отверстие наружного контура газотурбинного двигателя, которое снабжено резиновым уплотнением, и закреплена шарнирным соединением в кронштейне внутреннего контура, кронштейн внутреннего контура выполнен в виде силового полукольца П-образного сечения, достигается снижение массы наружного корпуса, и упрощение силовой схемы газотурбинного двигателя.
Claims (2)
1. Задняя подвеска газотурбинного двигателя, содержащая кронштейн, в который установлены, по меньшей мере, две тяги, при этом свободный конец каждой тяги снабжен шарнирным подшипником, отличающаяся тем, что каждая тяга проходит через сквозное отверстие наружного контура газотурбинного двигателя, которое снабжено резиновым уплотнением, и закреплена шарнирным соединением в кронштейне внутреннего контура.
2. Задняя подвеска газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что кронштейн внутреннего контура выполнен в виде силового полукольца П-образного сечения.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017112562U RU176231U1 (ru) | 2017-04-12 | 2017-04-12 | Задняя подвеска газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017112562U RU176231U1 (ru) | 2017-04-12 | 2017-04-12 | Задняя подвеска газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU176231U1 true RU176231U1 (ru) | 2018-01-12 |
Family
ID=68235265
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017112562U RU176231U1 (ru) | 2017-04-12 | 2017-04-12 | Задняя подвеска газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU176231U1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4742975A (en) * | 1986-06-10 | 1988-05-10 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) | Mounting structure for a turbojet engine |
RU2005667C1 (ru) * | 1992-06-05 | 1994-01-15 | Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд" | Задний пояс системы подвески газотурбинного двигателя |
RU2104228C1 (ru) * | 1993-07-01 | 1998-02-10 | Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд" | Устройство для крепления авиационного двигателя к самолету |
US6758438B2 (en) * | 2001-10-04 | 2004-07-06 | Snecma Moteurs | Jet engine suspension |
-
2017
- 2017-04-12 RU RU2017112562U patent/RU176231U1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4742975A (en) * | 1986-06-10 | 1988-05-10 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) | Mounting structure for a turbojet engine |
RU2005667C1 (ru) * | 1992-06-05 | 1994-01-15 | Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд" | Задний пояс системы подвески газотурбинного двигателя |
RU2104228C1 (ru) * | 1993-07-01 | 1998-02-10 | Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд" | Устройство для крепления авиационного двигателя к самолету |
US6758438B2 (en) * | 2001-10-04 | 2004-07-06 | Snecma Moteurs | Jet engine suspension |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8844861B2 (en) | Aircraft propulsion system | |
US9032740B2 (en) | Engine assembly for an aircraft comprising attachments for engines offset below on the fan frame | |
US6976655B2 (en) | Mounting arrangement | |
US10494113B2 (en) | Aircraft engine assembly, comprising an engine attachment device equipped with structural movable cowls connected to the central box | |
CN107380460B (zh) | 用于飞行器的发动机组件和飞行器 | |
US6398161B1 (en) | Device for fixing an aircraft propulsion system to a strut and a strut adapted to said device | |
RU2401223C2 (ru) | Силовая установка летательного аппарата | |
RU2009149458A (ru) | Узел двигателя самолета с подвижной гондолой двигателя | |
CN104097782B (zh) | 用于飞行器涡轮发动机的内罩结构 | |
RU2008149987A (ru) | Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы | |
WO2008043903A3 (fr) | Nacelle pour turboréacteur double flux | |
BR112012031008A2 (pt) | pá em cascata automontada para um reversor de empuxo em cascata para uma nacela de motor turbojato de avião, cascata e montagem da mesma.. | |
RU2010139650A (ru) | Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя | |
RU176231U1 (ru) | Задняя подвеска газотурбинного двигателя | |
EP3334653B1 (fr) | Mât de moteur d'aéronef à ossature multifonctionnelle intégrée | |
US20110285139A1 (en) | Windflow modification into electricity-generating wind turbines | |
GB826318A (en) | Fairing structure for the rear bearing housing of a gas turbine engine | |
US8240979B2 (en) | Gas turbine engine systems involving integrated fluid conduits | |
GB2527709B (en) | Structure for suspending a twin prop-fan engine from a structural element of an aircraft | |
US10232930B2 (en) | Nacelle for an aircraft engine assembly comprising at least one jointed nacelle cowling at its front end | |
CN112313148A (zh) | 被设计成放置在飞行器涡轮机的安装支柱一端与界定流体间隔室的所述涡轮机的整流罩之间的改进的耐火装置 | |
US10071812B2 (en) | Device for suspending a casing, a turbine engine and a propulsion assembly | |
RU2013126749A (ru) | Гондола двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата | |
US10106266B2 (en) | Suspension structure for suspending a turboprop having two unducted propellers from a structural element of an aircraft with rigid fastening of the air intake structure | |
RU2015111411A (ru) | Передняя рама для реверсора тяги каскадного типа |