RU2254269C1

RU2254269C1 - Flying vehicle power plant

Info

Publication number: RU2254269C1
Application number: RU2003136376/11A
Authority: RU
Inventors: И.С. Шевчук (RU); И.С. Шевчук; В.А. Гусаров (RU); В.А. Гусаров; В.П. Яковлев (RU); В.П. Яковлев; О.В. Солозобова (RU); О.В. Солозобова; И.В. Корнеев (RU); И.В. Корнеев
Original assignee: Открытое акционерное общество "Туполев" (ОАО "Туполев")
Priority date: 2003-12-17
Filing date: 2003-12-17
Publication date: 2005-06-20

Abstract

FIELD: aircraft manufacture; flying vehicle power plants.

SUBSTANCE: proposed power plant includes engine secured on pylon and nacelle mounted on it including air intake secured on engine inlet branch pipe and hinged cowling covers with articulation attachment units. Power plant is also provided with two side panels mounted in between pylon and cowling cover. Front end of each side panel is secured on terminal frame of air intake; it includes articulation attachment units; rear attachment units of side panels are made in form of articulated adjustable braces secured on side panel and on engine; articulation attachment units of cowling covers are mounted on each side panel.

EFFECT: increased service life of units.

8 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к силовым установкам летательных аппаратов.The invention relates to the field of aviation technology, namely, power plants of aircraft.

Известна силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель, закрепленный на пилоне, и смонтированную на нем мотогондолу, включающую в себя воздухозаборник, закрепленный на входном фланце двигателя, и откидные капотные крышки мотогондолы с шарнирными узлами крепления (см. «Руководство по технической эксплуатации самолета ТУ-204», раздел 054, подраздел 020, стр.2, фиг.1, 1988 г.).A known power plant of an aircraft containing an engine mounted on a pylon and a nacelle mounted on it, including an air intake mounted on an engine inlet flange, and hinged bonnet covers of the nacelle with hinged attachment points (see. "Technical Manual TU- 204 ", section 054, subsection 020, page 2, figure 1, 1988).

Однако в известной силовой установке кронштейны крепления капотных крышек расположены на двигателе, что не обеспечивает унификации установки двигателей на пилонах и при насыщенности расположения агрегатов и трубопроводов на поверхности двигателя приводит к увеличению миделя и трудностям его компоновки. Нагрузки, возникающие в процессе полета, передаются через кронштейны на капотные крышки, что приводит к снижению их ресурса и ресурса силовой установки в целом.However, in the known power plant, the bonnet bonnet mounting brackets are located on the engine, which does not unify the installation of the engines on the pylons and when the arrangement of aggregates and pipelines on the engine surface is saturated, this leads to an increase in the midship and difficulties in its layout. The loads that arise during the flight are transmitted through the brackets to the hood covers, which leads to a decrease in their resource and the resource of the power plant as a whole.

Задачей настоящего изобретения является увеличение ресурса и улучшение эксплуатационных возможностей путем унификации силовых установок.The objective of the present invention is to increase the resource and improve operational capabilities through the unification of power plants.

Решение технической задачи достигается тем, что силовая установка содержит двигатель, закрепленный на пилоне, и смонтированную на нем мотогондолу, включающую в себя воздухозаборник, закрепленный на входном фланце двигателя, и откидные капотные крышки с шарнирными узлами крепления, при этом силовая установка снабжена двумя боковыми панелями, каждая из которых смонтирована между пилоном и капотной крышкой, передний конец каждой из боковых панелей закреплен на концевом шпангоуте воздухозаборника и включает в себя шарнирные узлы крепления, выполненные в виде сферического шарнира и регулируемого шарнирного подкоса, а задние узлы крепления боковой панели выполнены в виде шарнирного регулируемого подкоса, закрепленного на боковой панели и двигателе, и плавающего соединения, содержащего штырь, смонтированный на боковой панели, сопряженный со сферическим подшипником, установленным на двигателе, при этом шарнирные узлы для крепления капотных крышек установлены на каждой боковой панели.The solution to the technical problem is achieved by the fact that the power plant contains an engine mounted on a pylon and a nacelle mounted on it, including an air intake mounted on the inlet flange of the engine, and hinged hood covers with hinged attachment points, while the power plant is equipped with two side panels , each of which is mounted between the pylon and the bonnet, the front end of each of the side panels is fixed to the end frame of the air intake and includes hinged mounts I, made in the form of a spherical hinge and adjustable articulated strut, and the rear attachment points of the side panel are made in the form of a articulated adjustable strut mounted on the side panel and the engine, and a floating connection containing a pin mounted on the side panel, interfaced with a spherical bearing mounted on the engine, while the hinge assemblies for attaching the bonnet caps are mounted on each side panel.

На фиг.1 изображена силовая установка летательного аппарата в аксонометрии.Figure 1 shows the power plant of the aircraft in a perspective view.

На фиг.2 изображен общий вид силовой установки летательного аппарата.Figure 2 shows a General view of the power plant of the aircraft.

На фиг.3 - сечение А-А фиг.1, вид на концевой шпангоут воздухозаборника в районе крепления переднего конца боковых панелей.Figure 3 is a section aa of figure 1, a view of the end frame of the air intake in the area of attachment of the front end of the side panels.

На фиг.4 - сечение Б-Б фиг.2, вид на шарнирный узел передней подвески боковых панелей.In Fig.4 is a section bB of Fig.2, a view of the hinge assembly of the front suspension of the side panels.

На фиг.5 - сечение В-В фиг.2, вид на регулируемый подкос передней подвески боковых панелей.Figure 5 - section bb In figure 2, a view of the adjustable strut front suspension of the side panels.

На фиг.6 - сечение Г-Г фиг.1, вид на стенку реверсивного устройства двигателя в районе задних узлов крепления боковых панелей.In Fig.6 is a section GG of Fig.1, a view of the wall of the reversing device of the engine in the region of the rear attachment points of the side panels.

На фиг.7 - сечение Д-Д фиг.5, вид на плавающее соединение в заднем узле крепления боковых панелей.In Fig.7 is a section DD DD of Fig.5, a view of a floating connection in the rear mounting unit of the side panels.

На фиг.8 изображен прототип.On Fig depicts a prototype.

Силовая установка летательного аппарата содержит воздухозаборник 1, закрепленный на входном фланце двигателя 2, смонтированного на пилоне 3 летательного аппарата, боковые 4 и 5 панели силовой установки, конструктивно выполненные в виде балок 6 коробчатого сечения, на которых установлены узлы крепления 7 капотных крышек 8 и 9, и балок 10 коробчатого сечения, примыкающих к пилону 3 через плавающее соединение 11 и к внутренней 12 и внешней 13 обшивкам. Боковые панели 4 и 5 закреплены между концевым шпангоутом 14 воздухозаборника 1 и стенкой реверсивного устройства 15 двигателя 2 и содержат передние и задние узлы крепления панелей 4 и 5. Передние узлы крепления включают в себя кронштейны 16, расположенные на стенке концевого шпангоута 14 воздухозаборника 1, кронштейны 17 со сферическим подшипником 18, установленные на боковых панелях 4 и 5 и стенке концевого шпангоута 14 воздухозаборника 1, а также быстросъемные шпильки 19 и шарнирный регулируемый подкос 20. Задние узлы крепления боковых панелей 4 и 5 включают в себя шарнирные регулируемые подкосы 21, закрепленные на боковых панелях 4 и 5 и двигателе 2, и плавающее соединение, состоящее из штыря 22, смонтированного в закрепленной на боковых панелях 4 и 5 направляющей обойме 23 и сопряженного со сферическим подшипником 24, установленным в кронштейне 25 на стенке реверсивного устройства 15 двигателя 2. Установленный на переднем узле крепления сферический шарнир 26 включает в себя вилку кронштейна 16, соединенную с ухом кронштейна 17, при этом в ухо кронштейна 17 заделан сферический подшипник 18.The power plant of the aircraft contains an air intake 1, mounted on the inlet flange of the engine 2 mounted on the pylon 3 of the aircraft, side 4 and 5 panels of the power plant, structurally made in the form of box-shaped beams 6, on which the attachment points 7 of the hood covers 8 and 9 are mounted and box-shaped beams 10 adjacent to the pylon 3 through the floating connection 11 and to the inner 12 and outer 13 skins. The side panels 4 and 5 are fixed between the end frame 14 of the air intake 1 and the wall of the reversing device 15 of the engine 2 and contain front and rear fasteners for the panels 4 and 5. The front fasteners include brackets 16 located on the wall of the end frame 14 of the air intake 1, brackets 17 with a spherical bearing 18 mounted on the side panels 4 and 5 and the wall of the end frame 14 of the air intake 1, as well as quick-release studs 19 and an articulated adjustable strut 20. The rear attachment points of the side panels 4 and 5 in include articulated adjustable struts 21 mounted on the side panels 4 and 5 and the engine 2, and a floating connection consisting of a pin 22 mounted in a guide ring 23 fixed to the side panels 4 and 5 and mated to a spherical bearing 24 mounted in the bracket 25 on the wall of the reversing device 15 of the engine 2. The spherical joint 26 mounted on the front attachment assembly includes a fork of the bracket 16 connected to the ear of the bracket 17, while a spherical bearing 18 is embedded in the ear of the bracket 17.

Силовая установка летательного аппарата работает следующим образом. The power plant of the aircraft operates as follows.

Усилия, возникающие от аэродинамических нагрузок в процессе полета летательного аппарата в шарнирных узлах 7 навески капотных крышек 8 и 9, воспринимаются балками 6, которые включены в конструкцию панелей 4 и 5, и передаются в передней плоскости на концевой шпангоут 14 воздухозаборника 1 через быстросъемные шпильки 19 шарнирного узла 17, заделанного в балку 6, на кронштейн 16, установленный на концевом шпангоуте 14 воздухозаборника 1, а по задней плоскости - на стенку реверсивного устройства 15 через штырь 22, установленный в направляющей обойме 23, заделанной в балку 6, и входящим в сферическое кольцо 24 с возможностью его перемещения в продольном направлении, которое, в свою очередь, вставлено в кронштейн 25, установленный на стенке реверсивного устройства.The forces arising from aerodynamic loads during the flight of the aircraft in the hinge assemblies 7 of the hinge of the hood covers 8 and 9 are perceived by the beams 6, which are included in the design of the panels 4 and 5, and are transmitted in the front plane to the end frame 14 of the air intake 1 through quick-release studs 19 the hinge assembly 17, embedded in the beam 6, on the bracket 16 mounted on the end frame 14 of the air intake 1, and on the rear plane - on the wall of the reversing device 15 through the pin 22 mounted in the guide cage 23, for elannoy a beam 6, and projects into the spherical ring 24 movably in the longitudinal direction, which, in turn, is inserted into the bracket 25 mounted on the wall of the reversing device.

Возможность перемещения штыря 22 в сферическом кольце 24 кронштейна 25 позволяет компенсировать технологические погрешности, возникающие в процессе изготовления и монтажа боковых панелей 4 и 5 на двигателе 2, и не препятствует их возможному перемещению относительно конструкции двигателя 2 при его температурных расширениях.The ability to move the pin 22 in the spherical ring 24 of the bracket 25 allows you to compensate for technological errors that occur during the manufacture and installation of the side panels 4 and 5 on the engine 2, and does not prevent their possible movement relative to the design of the engine 2 during its thermal expansion.

Усилия, возникающие при закручивании боковых панелей 4 и 5 относительно продольной оси, которые действуют в процессе полета летательного аппарата, передаются в передней плоскости на стенку концевого шпангоута 14 воздухозаборника 1, а по задней плоскости - на стенку реверсивного устройства 15 с помощью регулируемых шарнирных подкосов 21, закрепленных одним концом к балкам 10 боковых панелей 4 и 5, сопряженными обшивками 13 через плавающее соединение 11 с пилоном 3, а другим концом - к стенке концевого шпангоута 14 воздухозаборника 1 и стенке реверсивного устройства 15 двигателя 2.The forces arising from the twisting of the side panels 4 and 5 with respect to the longitudinal axis, which act during the flight of the aircraft, are transmitted in the front plane to the wall of the end frame 14 of the air intake 1, and along the rear plane to the wall of the reversing device 15 using adjustable articulated struts 21 fixed at one end to the beams 10 of the side panels 4 and 5, paired with skins 13 through a floating connection 11 with a pylon 3, and the other end to the wall of the end frame 14 of the air intake 1 and the reverse wall engine 15 of the engine 2.

Такое крепление позволяет боковым панелям 4 и 5 не воспринимать усилия, возникающие при закручивании корпусов мотогондолы и двигателя 2 относительно друг друга на дистанции: плоскость концевого шпангоута 14 воздухозаборника 1 - стенка реверсивного устройства 15 двигателя 2 не препятствует взаимным температурным перемещениям конструкции мотогондолы и двигателя 2 и позволяет регулированием подкосов 20 и 21 обеспечить плавное сопряжение поверхностей боковых панелей 4 и 5, воздухозаборника 1 и реверсивного устройства 15 двигателя 2 с зазорами, необходимыми для выборки вышеперечисленных деформаций.This fastening allows the side panels 4 and 5 to not absorb the forces arising from twisting the nacelle and engine 2 cases relative to each other at a distance: the plane of the end frame 14 of the air intake 1 - the wall of the reversing device 15 of the engine 2 does not interfere with the mutual temperature movements of the nacelle and engine 2 and allows the adjustment of the struts 20 and 21 to ensure smooth conjugation of the surfaces of the side panels 4 and 5, the air intake 1 and the reversing device 15 of the engine 2 with gaps, neo suitable for sampling the above deformations.

Использование изобретения позволит обеспечить увеличение ресурса узлов конструкции силовой установки и улучшить эксплуатационные возможности путем обеспечения унификации установок двигателей на пилонах.The use of the invention will allow to increase the resource nodes of the power plant design and improve operational capabilities by ensuring the unification of engine installations on pylons.

Claims

The power plant of the aircraft, comprising an engine mounted on a pylon, a nacelle mounted on it, including an air intake mounted on the inlet flange of the engine, and hinged hood covers with hinged attachment points, characterized in that it is provided with two side panels, each of which mounted between the pylon and the bonnet, the front end of each of the side panels is mounted on the air intake and includes hinged fasteners made in the form of a spherical hinge and p adjustable hinged strut, and the rear attachment points of the side panels are made in the form of an adjustable hinged strut mounted on the side panel and the engine, and a floating connection containing a pin mounted on the side panel, coupled to a spherical bearing mounted on the engine, while the hinged mounting units bonnet covers are installed on each side panel.