RU2254269C1 - Flying vehicle power plant - Google Patents
Flying vehicle power plant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2254269C1 RU2254269C1 RU2003136376/11A RU2003136376A RU2254269C1 RU 2254269 C1 RU2254269 C1 RU 2254269C1 RU 2003136376/11 A RU2003136376/11 A RU 2003136376/11A RU 2003136376 A RU2003136376 A RU 2003136376A RU 2254269 C1 RU2254269 C1 RU 2254269C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- power plant
- side panels
- air intake
- hinged
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
Abstract
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,
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
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
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
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
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
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 (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003136376/11A RU2254269C1 (en) | 2003-12-17 | 2003-12-17 | Flying vehicle power plant |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003136376/11A RU2254269C1 (en) | 2003-12-17 | 2003-12-17 | Flying vehicle power plant |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2254269C1 true RU2254269C1 (en) | 2005-06-20 |
Family
ID=35835746
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003136376/11A RU2254269C1 (en) | 2003-12-17 | 2003-12-17 | Flying vehicle power plant |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2254269C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2475419C2 (en) * | 2007-09-20 | 2013-02-20 | Эрбюс Операсьон | Aircraft engine attachment assembly bottom rear streamlined cowling |
CN103112594A (en) * | 2011-11-10 | 2013-05-22 | 罗尔股份有限公司 | Nacelle |
RU2785057C1 (en) * | 2022-07-19 | 2022-12-02 | Владимир Викторович Михайлов | Screw engine nacelle of the aircraft |
-
2003
- 2003-12-17 RU RU2003136376/11A patent/RU2254269C1/en active
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2475419C2 (en) * | 2007-09-20 | 2013-02-20 | Эрбюс Операсьон | Aircraft engine attachment assembly bottom rear streamlined cowling |
CN103112594A (en) * | 2011-11-10 | 2013-05-22 | 罗尔股份有限公司 | Nacelle |
RU2785057C1 (en) * | 2022-07-19 | 2022-12-02 | Владимир Викторович Михайлов | Screw engine nacelle of the aircraft |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2468963C2 (en) | Fan body support frame mounted at nacelle attachment pylon and air intake | |
RU2453477C2 (en) | Nacelle for bypass turbojet engine | |
RU2424160C2 (en) | Bearing nacelle | |
RU2440279C2 (en) | Power plant integrated with aircraft suspension | |
US8727269B2 (en) | System and method for mounting an aircraft engine | |
US20110290934A1 (en) | Aircraft engine assembly comprising an annular load-transfer structure surrounding the central casing of a turbojet engine | |
US10464683B2 (en) | Aircraft engine assembly, comprising flexible force transmitting devices radially arranged between the thrust reversal cowls and the engine | |
JP6470909B2 (en) | Internal cowl structure for aircraft turbine engines | |
RU2429168C2 (en) | Aircraft power plant with fan housing support assembly mounted on two separate elements | |
RU2483002C2 (en) | Aircraft power plant attachment to aircraft structural element | |
US10494113B2 (en) | Aircraft engine assembly, comprising an engine attachment device equipped with structural movable cowls connected to the central box | |
US10246196B2 (en) | Aircraft engine assembly comprising at least two rear engine attachments axially shifted from each other | |
RU2010116840A (en) | ENGINE INSTALLATION FOR AIRCRAFT | |
US8881536B2 (en) | Aircraft engine assembly comprising a turbojet engine with reinforcing structures connecting the fan casing to the central casing | |
RU2007134897A (en) | INTEGRATED POWER PLANT CONTAINING A TWO-CIRCUIT TURBOREACTIVE ENGINE, REAR STREAMING THE CYLINDRICAL DESIGN OF THE INTEGRATED POWER PLANE GONDOLA | |
RU2505458C2 (en) | Turbojet nacelle with sliding front cowl | |
EP3524525B1 (en) | Enhanced performance jet engine mounting struts | |
CA2647438C (en) | Intermediate casing for an aircraft jet engine, of improved design | |
CN102648128A (en) | Jet engine nacelle rear assembly | |
RU2254269C1 (en) | Flying vehicle power plant | |
RU2104228C1 (en) | Device for securing aircraft engine to aircraft | |
JP2019073262A (en) | Thermal growth management of radome by boundary constraint | |
RU2474717C1 (en) | Gas turbine engine reverser assembly | |
JPH01229799A (en) | Method of loading ducted fan-gas turbine engine on aircraft | |
RU2652536C1 (en) | Adaptive wing |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |