RU2309086C2 - Device for securing the engine to flying vehicle body - Google Patents
Device for securing the engine to flying vehicle body Download PDFInfo
- Publication number
- RU2309086C2 RU2309086C2 RU2005129231/11A RU2005129231A RU2309086C2 RU 2309086 C2 RU2309086 C2 RU 2309086C2 RU 2005129231/11 A RU2005129231/11 A RU 2005129231/11A RU 2005129231 A RU2005129231 A RU 2005129231A RU 2309086 C2 RU2309086 C2 RU 2309086C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- spherical
- housing
- vehicle body
- secured
- Prior art date
Links
Landscapes
- Pivots And Pivotal Connections (AREA)
Abstract
Description
Устройство крепления двигателя к корпусу относится к машиностроению и может применяться при создании преимущественно летательных аппаратов, в том числе и беспилотных.The device for attaching the engine to the housing relates to mechanical engineering and can be used to create mainly aircraft, including unmanned aerial vehicles.
Известны устройства крепления двигателя к корпусу в виде стержневых ферм с шарнирными соединениями стержней между собой и в местах крепления стержневой фермы к корпусу и двигателю [1]. Известны качающиеся двигатели, применяемые в жидкостных ракетных двигателях, устанавливаемые на карданном подвесе, позволяющем изменять направление вектора тяги [2]. Известны сферические опоры, содержащие каждая четыре концентрические, сопряженные попарно, сферические поверхности [3]. Известны устройства крепления двигателя к корпусу посредством стержневых ферм с шарнирными соединениями с одной стороны и посредством сферической опоры с другой стороны [4] - прототип.Known devices for mounting the engine to the housing in the form of rod trusses with hinged joints of the rods to each other and at the points of attachment of the rod truss to the housing and engine [1]. Known oscillating engines used in liquid rocket engines mounted on a gimbal, allowing you to change the direction of the thrust vector [2]. Known spherical bearings, each containing four concentric, paired, spherical surfaces [3]. Known devices for mounting the engine to the housing by means of rod trusses with swivel joints on one side and by means of spherical bearings on the other side [4] - prototype.
Однако при применении известных устройств монтаж двигателя в корпус летательного аппарата трудоемок и сложен. Трудоемка и настройка положения продольной оси двигателя относительно продольной оси корпуса. Не исключается передача монтажных, температурных и иных напряжений от корпуса летательного аппарата на двигатель.However, when using the known devices, mounting the engine into the aircraft body is time consuming and complicated. Time-consuming and setting the position of the longitudinal axis of the engine relative to the longitudinal axis of the housing. The transfer of mounting, temperature and other voltages from the aircraft body to the engine is not ruled out.
Задачей предлагаемого устройства является снижение трудоемкости монтажа двигателя в корпус летательного аппарата, а также исключение передачи напряжений от корпуса на двигатель и упрощение настройки и управления положением продольной оси двигателя относительно продольной оси корпуса, в том числе и для изменения направления вектора тяги.The objective of the proposed device is to reduce the complexity of mounting the engine in the aircraft’s hull, as well as eliminating the transmission of voltage from the hull to the engine and simplifying the adjustment and control of the longitudinal axis of the engine relative to the longitudinal axis of the hull, including for changing the direction of the thrust vector.
Это достигается применением в качестве устройства крепления двигателя к корпусу двух разнесенных вдоль оси двигателя сферических опор, прикрепленных к двигателю и к корпусу и имеющих каждая по четыре концентрические, сопряженные попарно, сферические поверхности. При этом одна сферическая поверхность из каждой пары размещена на детали, прикрепленной к двигателю, а другая на детали, прикрепленной к корпусу. Одна из сферических опор (условно неподвижная) прикреплена к двигателю неподвижно, а вторая (условно подвижная) - подвижно, телескопически. Монтаж осуществляется вложением двигателя с закрепленной на нем неподвижной сферической опорой в закрепленную на корпусе подвижную сферическую опору. Далее двигатель прикрепляется к корпусу неподвижно через неподвижную сферическую опору и телескопически через подвижную сферическую опору. Таким образом, упрощается монтаж двигателя в корпус, в том числе и в корпус летательного аппарата. Одновременно исключается передача от корпуса на двигатель напряжений, вызванных температурной, монтажной или иной деформацией корпуса. При этом двигатель скользит внутри телескопически присоединенной к двигателю и закрепленной к корпусу подвижной сферической опоры, а сферические опоры разворачиваются и устанавливаются по сопряженным сферическим поверхностям в ненагруженное от деформации корпуса положение.This is achieved by the use of two spherical bearings spaced apart along the axis of the engine, attached to the engine and the body and each having four concentric, paired, spherical surfaces, as a device for attaching the engine to the body. In this case, one spherical surface from each pair is placed on the part attached to the engine, and the other on the part attached to the body. One of the spherical bearings (conditionally motionless) is fixed to the engine motionless, and the second (conditionally motionless) is movably, telescopically. Installation is carried out by embedding an engine with a fixed spherical support mounted on it into a movable spherical support mounted on the housing. Next, the engine is fixed to the housing motionless through a fixed spherical support and telescopically through a movable spherical support. Thus, installation of the engine in the hull is simplified, including in the hull of the aircraft. At the same time, the transmission from the housing to the engine of voltages caused by temperature, installation or other deformation of the housing is excluded. In this case, the engine slides inside a movable spherical support telescopically attached to the engine and fixed to the housing, and the spherical bearings are deployed and installed along mating spherical surfaces in a position unloaded from the deformation of the housing.
Для случая крепления реактивного двигателя к корпусу летательного аппарата по меньшей мере одна из сферических опор прикреплена к корпусу неподвижно в радиальном направлении, а другая подвижно, с возможностью радиального перемещения двигателя относительно корпуса. Подвижная в радиальном направлении сферическая опора зафиксирована радиально с помощью подвижных, управляемых фиксаторов, обеспечивающих упрощение настройки и управления положением продольной оси двигателя относительно продольной оси корпуса, в том числе и для изменения направления вектора тяги. Радиально подвижной относительно корпуса может быть любая из сферических опор, либо обе сферические опоры одновременно.For the case of mounting a jet engine to the body of the aircraft, at least one of the spherical bearings is fixed to the body stationary in the radial direction, and the other is movable, with the possibility of radial movement of the engine relative to the body. A radially movable spherical support is fixed radially by means of movable, controlled clamps, which simplify the adjustment and control of the longitudinal axis of the engine relative to the longitudinal axis of the housing, including for changing the direction of the thrust vector. Radially movable relative to the housing can be either of the spherical bearings, or both spherical bearings at the same time.
Перечисленные нововведения дают следующий технический результат. Предлагаемое устройство снижает трудоемкость монтажа двигателя в корпус, а также исключает передачу напряжений от корпуса к двигателю и упрощает настройку и управление положением продольной оси двигателя относительно продольной оси корпуса, в том числе и для изменения направления вектора тяги для случая, когда двигатель реактивный.These innovations give the following technical result. The proposed device reduces the complexity of mounting the engine in the housing, and also eliminates the transmission of voltage from the housing to the engine and simplifies the adjustment and control of the longitudinal axis of the engine relative to the longitudinal axis of the housing, including for changing the direction of the thrust vector for the case when the engine is jet.
Предлагаемое устройство поясняется чертежом, где изображен продольный разрез корпуса летательного аппарата с прикрепленным к нему реактивным двигателем с помощью устройства, содержащего две разнесенные вдоль оси двигателя сферические опоры. Продольные оси двигателя и корпуса изображены совмещенными.The proposed device is illustrated in the drawing, which shows a longitudinal section of the hull of an aircraft with a jet engine attached to it using a device containing two spherical bearings spaced along the axis of the engine. The longitudinal axis of the engine and housing are shown combined.
Устройство крепления двигателя к корпусу содержит две разнесенные вдоль оси 1 двигателя 2 и концентрично охватывающие двигатель 2 сферические опоры 3 и 4, которые прикреплены к двигателю 2 и к корпусу 5 летательного аппарата. Каждая из сферических опор имеет по четыре сопряженные попарно, концентрические сферические поверхности. На каждой опоре две сферические поверхности сопряжены по меньшему радиусу 6, а две другие - по большему радиусу 7. Все четыре сферические поверхности имеют общий центр 8. Сферическая опора 3 прикреплена неподвижно к фланцу 9 двигателя 2 своей внутренней деталью 10, сопряженной по двум сферическим поверхностям с наружной деталью 11. А наружная деталь 11 сферической опоры 3 прикреплена неподвижно к фланцу 12 корпуса 5. Сферическая опора 4 прикреплена к двигателю 5 подвижно (телескопически) поверхностью 13 внутренней детали 14 через поверхность 15.The device for mounting the engine to the hull contains two spherical bearings 3 and 4 spaced apart along the axis 1 of the engine 2 and concentrically spanning the engine 2, which are attached to the engine 2 and to the hull 5 of the aircraft. Each of the spherical supports has four paired, concentric spherical surfaces. On each support, two spherical surfaces are joined along a smaller radius of 6, and the other two are joined along a larger radius of 7. All four spherical surfaces have a common center 8. The spherical support 3 is fixedly attached to the flange 9 of the engine 2 with its internal part 10 conjugated along two spherical surfaces with the outer part 11. And the outer part 11 of the spherical support 3 is fixedly attached to the flange 12 of the housing 5. The spherical support 4 is attached to the engine 5 movably (telescopically) by the surface 13 of the inner part 14 through the surface 15.
Сферическая опора 4 фланцем 16 прикреплена к фланцу 17 корпуса 5. Радиально сферическая опора 4 (вместе с двигателем 2) прикреплена к корпусу 5 подвижно в радиальном направлении с возможностью радиального перемещения двигателя 2 относительно корпуса 5 в пределах кольцевого зазора А и зафиксирована радиально с помощью подвижных, управляемых фиксаторов 18, которых должно быть не менее 3-х, распределенных по окружности корпуса 5.The spherical bearing 4 with a flange 16 is attached to the flange 17 of the housing 5. The radially spherical bearing 4 (together with the engine 2) is mounted to the housing 5 movably in the radial direction with the possibility of radial movement of the engine 2 relative to the housing 5 within the annular gap A and fixed radially by means of movable managed clamps 18, which should be at least 3, distributed around the circumference of the housing 5.
Двигатель 2 в плоскости сферической опоры 3 (в плоскости, перпендикулярной оси двигателя 2 и проходящей через сферическую опору 3) неподвижен относительно корпуса 5. В плоскости сферической опоры 4 двигатель 2 имеет возможность перемещаться как в осевом, так и в радиальном направлениях.The engine 2 in the plane of the spherical support 3 (in a plane perpendicular to the axis of the engine 2 and passing through the spherical support 3) is stationary relative to the housing 5. In the plane of the spherical support 4, the engine 2 has the ability to move both axially and radially.
В работе монтаж двигателя 2 с закрепленной на нем сферической опорой 3 в корпус 5 с закрепленной на нем сферической опорой 4 осуществляется вложением двигателя 2 в сферическую опору 4, с которой двигатель сочленяется телескопически. Далее двигатель 2 вместе со сферической опорой 3 неподвижно крепится к фланцу 12 корпуса 5.In the work, the installation of the engine 2 with the spherical support 3 fixed on it into the housing 5 with the spherical support 4 fixed on it is carried out by embedding the engine 2 in the spherical support 4, with which the engine telescopes articulated. Next, the engine 2 together with the spherical support 3 is fixedly mounted to the flange 12 of the housing 5.
Напряжения, возникающие в корпусе 5 при монтаже, а также температурные напряжения или напряжения, возникающие при эволюциях летательного аппарата, не передаются на двигатель 2, так как сопряженные сферические поверхности позволяют развернуться продольной оси 1 двигателя 2 в ненагруженное состояние. Одновременно происходит проскальзывание поверхности 15 двигателя 2 относительно поверхности 13 внутренней детали 14 сферической опоры 4 в осевом направлении из-за различных температурных расширений двигателя 2 и корпуса 5 и из-за деформаций корпуса 5 при эволюциях летательного аппарата в работе.Stresses arising in the housing 5 during installation, as well as temperature stresses or stresses arising during the evolution of the aircraft, are not transmitted to the engine 2, since the conjugated spherical surfaces allow the longitudinal axis 1 of the engine 2 to turn into an unloaded state. At the same time, the surface 15 of the engine 2 slides relative to the surface 13 of the inner part 14 of the spherical support 4 in the axial direction due to various thermal expansions of the engine 2 and the body 5 and due to deformation of the body 5 during the evolution of the aircraft in operation.
Подвижные управляемые фиксаторы 18, изменяя свою длину, изменяют положение продольной оси 1 двигателя 2 в радиальном направлении в пределах кольцевого зазора А, обеспечивая тем самым настройку взаимного расположения продольных осей двигателя 2 и корпуса 5 и изменяя направление вектора тяги двигателя 2 для случая, когда двигатель 2 реактивный.Movable controlled clamps 18, changing their length, change the position of the longitudinal axis 1 of the engine 2 in the radial direction within the annular gap A, thereby setting the relative position of the longitudinal axes of the engine 2 and the housing 5 and changing the direction of the thrust vector of the engine 2 for the case when the engine 2 jet.
Источники информацииInformation sources
1. З.С.Паллей, И.М.Королев, Э.В.Ровинский. «Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей», М., «Транспорт», 1967. Стр.281...282.1. Z.S. Palley, I.M. Korolev, E.V. Rovinsky. "The design and strength of aircraft gas turbine engines", M., "Transport", 1967. Pages 281 ... 282.
2. П.Ф.Афонин и др. «Беспилотные летательные аппараты», М., «Машиностроение», 1967. Стр.119...120.2. P.F. Afonin and others. "Unmanned aerial vehicles", M., "Mechanical Engineering", 1967. Pages 119 ... 120.
3. Свидетельство на полезную модель №23922.3. Certificate for utility model No. 23922.
4. В.А.Данилов. Вертолет Ми-8. Устройство и техническое обслуживание, «Транспорт». М., 1988, стр.52...53 - прототип.4. V.A. Danilov. Mi-8 helicopter. Device and maintenance, "Transport". M., 1988, p. 52 ... 53 - prototype.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005129231/11A RU2309086C2 (en) | 2005-09-19 | 2005-09-19 | Device for securing the engine to flying vehicle body |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005129231/11A RU2309086C2 (en) | 2005-09-19 | 2005-09-19 | Device for securing the engine to flying vehicle body |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005129231A RU2005129231A (en) | 2007-03-27 |
| RU2309086C2 true RU2309086C2 (en) | 2007-10-27 |
Family
ID=37998889
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005129231/11A RU2309086C2 (en) | 2005-09-19 | 2005-09-19 | Device for securing the engine to flying vehicle body |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2309086C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2472021C2 (en) * | 2007-04-16 | 2013-01-10 | Снекма | Suspension device of gas-turbine engine, and gas-turbine engine containing such suspension device |
| RU2518991C2 (en) * | 2009-02-04 | 2014-06-10 | Эрсель | Aircraft turbojet suspension assembly |
| RU2573628C2 (en) * | 2014-02-04 | 2016-01-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant rocket engine units attachment |
-
2005
- 2005-09-19 RU RU2005129231/11A patent/RU2309086C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ДАНИЛОВ В.А. Вертолет Ми-8. Устройство и техническое обслуживание. - М.: Транспорт, 1988, с.52, 53. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2472021C2 (en) * | 2007-04-16 | 2013-01-10 | Снекма | Suspension device of gas-turbine engine, and gas-turbine engine containing such suspension device |
| RU2518991C2 (en) * | 2009-02-04 | 2014-06-10 | Эрсель | Aircraft turbojet suspension assembly |
| RU2573628C2 (en) * | 2014-02-04 | 2016-01-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant rocket engine units attachment |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005129231A (en) | 2007-03-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4452038A (en) | System for attaching two rotating parts made of materials having different expansion coefficients | |
| CA2065650C (en) | Support for a translating nozzle vectoring ring | |
| US4994660A (en) | Axisymmetric vectoring exhaust nozzle | |
| US6972901B2 (en) | System for deploying the petals of a sectored mirror of an optical space telescope | |
| US8733693B2 (en) | Aircraft engine assembly comprising an annular load-transfer structure surrounding the central casing of a turbojet engine | |
| US11333032B2 (en) | Convertible ducted fan engine | |
| US5239815A (en) | Sync-ring assembly for a gas turbine engine exhaust nozzle | |
| US6415599B1 (en) | Engine interface for axisymmetric vectoring nozzle | |
| CN106741822B (en) | Aircraft containing parallel institution deforms nose cone | |
| RU2309086C2 (en) | Device for securing the engine to flying vehicle body | |
| CA2960264A1 (en) | Aircraft engine assembly, comprising flexible force transmitting devices radially arranged between the thrust reversal cowls and the engine | |
| US11754085B1 (en) | Convertible fan engine | |
| JP4578652B2 (en) | Linear actuation and direction control ring support mechanism for axisymmetric direction control nozzles | |
| US5127224A (en) | Spray-ring mounting assembly | |
| JPH10103154A (en) | Toward-end thinning/thickening exhaust nozzle for gas turbine engine power device supplying power to aircraft | |
| RU2208693C2 (en) | Axisymmetric supersonic reaction nozzle | |
| RU2328613C1 (en) | Device to joint turbojet engine hinged jet nozzle with the airplane engine nacelle | |
| US4810166A (en) | Controllable pitch marine propeller | |
| CN117404204A (en) | Vector spray pipe | |
| EP3527813B1 (en) | Gimbal pin for jet propulsion system | |
| RU2247851C2 (en) | Jet engine vectored thrust nozzle with elastic ring | |
| US10197213B2 (en) | Systems and methods for mounting a rotatable machine | |
| US3948470A (en) | System for imposing directional stability on a rocket-propelled vehicle | |
| CA2326790C (en) | System for activating a steerable thrust-vectoring nozzle for a jet propulsion system using several circumferentially distributed elastic assemblies | |
| GB1224230A (en) | Improvements in devices for coaxially securing a centrebody inside a hollow body |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090920 |