RU2005667C1

RU2005667C1 - Rear band gas-turbine engine suspension system

Info

Publication number: RU2005667C1
Application number: SU924942661A
Authority: RU
Inventors: Е.П. Кочеров; В.Е. Белов; Н.М. Тибатин; Л.И. Леушина; В.И. Сусликов
Original assignee: Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд"
Priority date: 1992-06-05
Filing date: 1992-06-05
Publication date: 1994-01-15

Abstract

FIELD: aviation. SUBSTANCE: rear band of engine suspension system mounted on pylon 1 with tenon 2 is provided with two additional inclined rods 8 articulated in one plane with side rods 6 (between them) and forming bush 10 together with drawbar attachment unit. Bush 10 is provided with spherical bearing 11 embracing tenon 2 of pylon 1. Units connecting side rods to pylon are provided with conical journals 3 and bearings 7. In mounting the engine, tenon 2 of pylon enters bearing 11 of rear band of suspension. Free motion of tenon 2 in bearing 11 provides for easy mounting of suspension system rods. EFFECT: facilitated assembly jobs and enhanced reliability of suspension system. 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиации, в частности к системам подвески газотурбинных двигателей на пилонах к самолету. The invention relates to aviation, in particular to the suspension systems of gas turbine engines on pylons to an airplane.

Известен задний узел крепления турбореактивного двухконтурного двигателя, закрепленного на пилоне крыла самолета. Узел имеет два боковых и один наклонный стержень, закрепленные шарнирно одним концом на опоре двигателя, а другим на плите, которая вертикальными болтами крепится к пилону самолета. Дополнительно плита и пилон соединены шипом. Боковые стержни передают на пилон через вертикальные болты часть веса двигателя, наклонный стержень передает на пилон через шип боковую силу двигателя, возникающих при эволюциях самолета. Недостатком конструкции является ненадежность крепления, т. к. в случае среза резьбы вертикальных болтов от циклических нагрузок узел разъединяется и двигатель теряется с крыла, что имело место в эксплуатации. Known rear attachment of a turbojet bypass engine mounted on a pylon of an aircraft wing. The assembly has two lateral and one inclined rod, pivotally fixed at one end to the engine support, and the other on the plate, which is attached to the aircraft pylon with vertical bolts. Additionally, the plate and the pylon are connected by a spike. The side rods transfer part of the engine weight to the pylon through vertical bolts, the inclined rod transfers the lateral engine force that occurs during the evolution of the aircraft to the pylon through the spike. The disadvantage of the design is the unreliability of the mount, because in the case of cutting the threads of the vertical bolts from cyclic loads, the assembly is disconnected and the engine is lost from the wing, which took place in operation.

Целью изобретения является упрощение монтажа двигателя на самолете и уменьшение веса пояса. The aim of the invention is to simplify the installation of the engine on an airplane and reduce the weight of the belt.

Это достигается тем, что задний пояс системы подвески двигателя, установленного на самолетном пилоне с шипом, содержит опору двигателя, два боковых стержня с шарнирным креплением одних концов стержней на опоре, а других на пилоне с конической цапфой, между ними расположены два наклонных стержня, шарнирно связанные с боковыми стержнями у опоры и образующие с узлом тягового стержня втулку, в которой размещен сферический подшипник, охватывающий шип пилона. This is achieved by the fact that the rear belt of the engine mounting system mounted on an aircraft pylon with a spike contains an engine mount, two side rods with hinged fastening of one end of the rods on the support, and the other on a pylon with a conical pin, between which there are two inclined rods, articulated connected with the side rods at the support and forming a sleeve with the node of the pull rod, in which a spherical bearing is placed, covering the spike of the pylon.

На фиг. 1 изображен предлагаемый задний пояс; на фиг. 2 - сечение I-I на фиг. 1; на фиг. 3 - сечение Б-Б на фиг. 1. In FIG. 1 shows a proposed back belt; in FIG. 2 is a section I-I in FIG. 1; in FIG. 3 is a section BB in FIG. 1.

Пояс подвески крепится к пилону 1, который имеет шип 2 для восприятия тяги и боковой силы двигателя, а также две боковые конические цапфы 3. Пояс состоит из опоры 4 двигателя, на которой расположены две пары сферических подшипников 5. К подшипникам 5 крепятся боковые стержни 6. Вторые концы стержней 6 соединены через сферические подшипники 7 с цапфами 3 пилона. К подшипникам 5 крепятся нижние концы расположенных между боковыми стержнями наклонных стержней 8. Верхние концы стержней 8 соединены с задним концом тягового стержня 9 в общий узел, представляющий собой втулку 10, в которой размещен сферический подшипник 11. При сборке пояса длины стержней 6, 8, 9 настраивают на исходные базовые размеры и в дальнейшем не регулируют. The suspension belt is attached to the pylon 1, which has a spike 2 for the perception of thrust and lateral force of the engine, as well as two lateral conical trunnions 3. The belt consists of a motor support 4, on which two pairs of spherical bearings are located 5. Side rods 6 are attached to the bearings 5 The second ends of the rods 6 are connected through spherical bearings 7 with the pins 3 of the pylon. The lower ends of the inclined rods located between the side rods 8 are attached to the bearings 5. The upper ends of the rods 8 are connected to the rear end of the traction rod 9 into a common assembly, which is a sleeve 10 in which the spherical bearing 11 is placed. 9 are adjusted to their original base sizes and are not further adjusted.

Монтаж двигателя на самолет производят следующим образом. The engine is mounted on an airplane as follows.

При вертикальном подъеме двигателя шип 2 пилона входит в подшипник 11 заднего пояса подвески. Благодаря свободе перемещения шипа 2 в подшипнике 11 в вертикальном направлении легко совместить оси подшипников 7 и цапф 3 пилона, надвинуть стержни 6 на цапфы 3 и зафиксировать их гайками. Подвеска собрана. Регулировка длин стержней не требуется. With the vertical rise of the engine, the spike 2 of the pylon enters the bearing 11 of the rear suspension belt. Due to the freedom of movement of the spike 2 in the bearing 11 in the vertical direction, it is easy to combine the axis of the bearings 7 and the pins 3 of the pylon, push the rods 6 on the pins 3 and fix them with nuts. Suspension assembled. Bar length adjustment is not required.

При работе двигателя цапфы 3 воспринимают весовые нагрузки пояса, шип 2 воспринимает горизонтальную тягу и боковую силу перегрузки двигателя. Благодаря тому, что боковая сила передается с опоры 4 на пилон 1 двумя стержнями 8 через две точки опоры 4, вес опоры, а следовательно, и всего пояса может быть уменьшен по сравнению с прототипом. (56) Патент Великобритании N 2100796, кл. F 02 C 7/20, 1988. When the engine is running, the pins 3 receive the weight loads of the belt, the spike 2 receives the horizontal thrust and lateral force of the engine overload. Due to the fact that the lateral force is transmitted from the support 4 to the pylon 1 by two rods 8 through two points of the support 4, the weight of the support, and therefore the entire belt can be reduced in comparison with the prototype. (56) UK patent N 2100796, CL. F 02 C 7/20, 1988.

Claims

REAR BELT OF THE GAS-TURBINE ENGINE SUSPENSION SYSTEM to the aircraft, comprising a pylon with a spike, an engine support, two side rods pivotally connected to the support and the pylon, and a traction rod with its attachment unit, characterized in that, in order to simplify installation work and increase the reliability of the system , it is equipped with two additional inclined rods pivotally mounted in the same plane with the side rods between them and forming a sleeve with a spherical bearing covering the spike with the attachment point of the traction rod Ilona, and the nodes joining the side rods to the strut are provided with conical trunnions and bearings.