RU2656172C1 - Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолёта - Google Patents
Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолёта Download PDFInfo
- Publication number
- RU2656172C1 RU2656172C1 RU2017113687A RU2017113687A RU2656172C1 RU 2656172 C1 RU2656172 C1 RU 2656172C1 RU 2017113687 A RU2017113687 A RU 2017113687A RU 2017113687 A RU2017113687 A RU 2017113687A RU 2656172 C1 RU2656172 C1 RU 2656172C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- nacelle
- engine
- jet nozzle
- cone
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/80—Couplings or connections
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции поворотных реактивных сопел авиационных турбореактивных двигателей в месте их сочленения с мотогондолой самолета. Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета содержит кольцевой короб с передней и задней обечайками. К задней обечайке короба шарнирно прикреплены створки, контактирующие с подвижным корпусом поворотного устройства и с торцевой поверхностью кольцевого короба, а передняя обечайка через съемный конус заведена под внутренний контур стенки мотогондолы. Съемный конус прикреплен к мотогондоле самолета и выполнен в виде замкнутой конической обечайки с продольными прорезями со стороны переднего фланца, разделяющими боковую поверхность конуса на сектора. К внутренней поверхности каждого сектора с одной стороны прорезей жестко прикреплены пластины, перекрывающие прорези. Изобретение позволяет обеспечить герметичное сочленение наружной поверхности реактивного сопла с мотогондолой самолета, а также упростить конструкцию устройства сочленения и снизить его массу. 5 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции поворотных реактивных сопел авиационных турбореактивных двигателей в месте их сочленения с мотогондолой самолета.
Известно устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета, содержащее кольцевой короб, на задней обечайке которого шарнирно закреплены створки, контактирующие с подвижным корпусом поворотного устройства и с торцевой поверхностью кольцевого короба, а передняя через съемный конус заведена под внутренний контур стенки мотогондолы (см. Свидетельство на полезную модель №33614 класса F02K 1/52, опубл. в 2003 г.).
Недостаток известного устройства состоит в том, что при стыковке двигателя с мотогондолой самолета из-за несоосности торцевого кольцевого участка мотогондолы относительно оси сферы подвижного корпуса реактивного сопла трудно добиться герметичности сочленения наружной поверхности реактивного сопла с мотогондолой. Применение сложных в изготовлении упругих элементов увеличивает массу конструкции. Необходимость крепления кольцевого короба на неподвижном корпусе поворотного устройства также увеличивает массу и сложность конструкции.
Задачей изобретения является обеспечение герметичности сочленения наружной поверхности реактивного сопла с мотогондолой, упрощение конструкции устройства и уменьшение ее массы.
Указанная задача решается тем, что в известном устройстве для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета, содержащем кольцевой короб, к задней обечайке которого шарнирно прикреплены створки, контактирующие с подвижным корпусом поворотного устройства и с торцевой поверхностью кольцевого короба, а передняя через съемный конус заведена под внутренний контур стенки мотогондолы, согласно изобретению съемный конус прикреплен к мотогондоле самолета и выполнен в виде замкнутой конической обечайки с продольными прорезями со стороны переднего фланца, разделяющими боковую поверхность конуса на сектора, причем на внутренней поверхности каждого сектора с одной стороны прорезей жестко прикреплены пластины, перекрывающие прорези.
Технический результат, достигаемый изобретением, - обеспечение герметичного сочленения наружной поверхности реактивного сопла с мотогондолой самолета, упрощение конструкции и снижение ее массы. Кроме того, обеспечивается осмотр элементов поворотного устройства во время эксплуатации без съема изделия с самолета.
На фиг. 1 показан продольный разрез устройства;
на фиг. 2 - элемент А - крепление съемного конуса к кольцевому коробу;
на фиг. 3 - элемент Б - крепление съемного конуса к внутренней поверхности мотогондолы самолета;
на фиг. 4 - поперечное сечение Г-Г съемного конуса с пластинами;
на фиг. 5 - продольное сечение Ж-Ж съемного конуса с пластиной.
Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета содержит кольцевой короб 1, на задней обечайке 2 которого закреплены шарнирные створки 3, контактирующие с подвижным корпусом 4 поворотного устройства и торцевой поверхностью 5 кольцевого короба 1. Съемный конус 6 выполнен в виде замкнутой конической обечайки с продольными прорезями 7 со стороны переднего фланца 8 в направлении оси 9 двигателя.
Прорези 7 разделяют боковую поверхность съемного конуса 6 на сектора 10. Передний фланец 8 съемного конуса 6 заведен под внутреннюю поверхность 11 мотогондолы и прикреплен к ней винтами 12 с потайной головкой в самоконтрящиеся гайки 13 с прямоугольными головками 14.
Задний фланец 15 съемного конуса 6 прикреплен к фланцу 16 кольцевого короба 1 с помощью таких же винтов 12.
Для обеспечения герметичного сочленения наружной поверхности реактивного сопла с мотогондолой самолета между секторами 10 на внутренней поверхности 17 съемного конуса 6 установлены пластины 18. Каждая пластина 18 одной стороной 19 жестко прикреплена к одному сектору 10, а другой стороной 20 перекрывает прорезь 7 и контактирует с внутренней поверхностью 17 другого сектора.
Для обеспечения заданной упругости без возникновения деформации секторов 10 прорези 7 на переднем фланце 8 и на боковой поверхности конической обечайки съемного конуса 6 выполнены на длине не более 0,6…0,65 длины образующей конической обечайки.
Сборка предложенного устройства осуществляется при установленном в самолет двигателе. Отдельно съемный конус 6 в сборе с кольцевым коробом 1 и с прикрепленными на нем шарнирными створками 3 надвигают (протаскивают) через наружные поверхности реактивного сопла 21, подвижного корпуса 4 и неподвижного корпуса 22 поворотного устройства двигателя, затем приспособлением стягивают переднюю часть в пределах ширины прорезей 7 съемного конуса 6, заводят под внутреннюю поверхность 11 мотогондолы самолета и закрепляют съемный конус 6 винтами 12 в самоконтрящиеся гайки 13. Также возможна вначале стыковка к мотогондоле самолета съемного конуса 6, а затем крепление к съемному конусу 6 кольцевого короба 1 с шарнирными створками 3.
Осуществление изобретения обеспечивает герметичное сочленение наружной поверхности реактивного сопла с мотогондолой самолета, а отсутствие крепления съемного конуса с кольцевым коробом с закрепленными на нем шарнирными створками к наружной поверхности поворотного устройства облегчает сборку, улучшает обзор и доступ к элементам поворотного устройства двигателя непосредственно на самолете, что облегчает сборку и повышает надежность устройства.
Claims (1)
- Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета, содержащее кольцевой короб, к задней обечайке которого шарнирно прикреплены створки, контактирующие с подвижным корпусом поворотного устройства и с торцевой поверхностью кольцевого короба, а передняя обечайка через съемный конус заведена под внутренний контур стенки мотогондолы, отличающееся тем, что съемный конус прикреплен к мотогондоле самолета и выполнен в виде замкнутой конической обечайки с продольными прорезями со стороны переднего фланца, разделяющими боковую поверхность конуса на сектора, причем к внутренней поверхности каждого сектора с одной стороны прорезей жестко прикреплены пластины, перекрывающие прорези.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017113687A RU2656172C1 (ru) | 2017-04-20 | 2017-04-20 | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолёта |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017113687A RU2656172C1 (ru) | 2017-04-20 | 2017-04-20 | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолёта |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2656172C1 true RU2656172C1 (ru) | 2018-05-31 |
Family
ID=62560310
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017113687A RU2656172C1 (ru) | 2017-04-20 | 2017-04-20 | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолёта |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2656172C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2743539C1 (ru) * | 2019-10-23 | 2021-02-19 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Устройство для сочленения наружной поверхности реактивного сопла двигателя и мотогондолы летательного аппарата |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4645217A (en) * | 1985-11-29 | 1987-02-24 | United Technologies Corporation | Finger seal assembly |
RU2143577C1 (ru) * | 1998-03-20 | 1999-12-27 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета |
RU33614U1 (ru) * | 2003-06-05 | 2003-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета |
RU2342551C2 (ru) * | 2003-05-27 | 2008-12-27 | Снекма | Авиационный газотурбинный двигатель |
RU2467193C1 (ru) * | 2011-06-30 | 2012-11-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета |
RU2474716C2 (ru) * | 2007-05-10 | 2013-02-10 | Снекма Пропюльсьон Солид | Газовая турбина с разделенными потоками для авиационного двигателя, выхлопная система газовой турбины и способ сборки выхлопной системы |
-
2017
- 2017-04-20 RU RU2017113687A patent/RU2656172C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4645217A (en) * | 1985-11-29 | 1987-02-24 | United Technologies Corporation | Finger seal assembly |
RU2143577C1 (ru) * | 1998-03-20 | 1999-12-27 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета |
RU2342551C2 (ru) * | 2003-05-27 | 2008-12-27 | Снекма | Авиационный газотурбинный двигатель |
RU33614U1 (ru) * | 2003-06-05 | 2003-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета |
RU2474716C2 (ru) * | 2007-05-10 | 2013-02-10 | Снекма Пропюльсьон Солид | Газовая турбина с разделенными потоками для авиационного двигателя, выхлопная система газовой турбины и способ сборки выхлопной системы |
RU2467193C1 (ru) * | 2011-06-30 | 2012-11-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2743539C1 (ru) * | 2019-10-23 | 2021-02-19 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Устройство для сочленения наружной поверхности реактивного сопла двигателя и мотогондолы летательного аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104251167B (zh) | 用于可变面积风扇喷嘴的枢转环形瓣片致动 | |
RU2656172C1 (ru) | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолёта | |
US8316632B2 (en) | Thrust reverser configuration for a short fan duct | |
US9169805B2 (en) | Thrust inverter with translatable cascade vanes having detachable front frame | |
US8899255B2 (en) | Turbojet nacelle having a removable air intake structure | |
EP2739841B1 (fr) | Inverseur à grilles mobiles et tuyère variable par translation | |
US9932932B2 (en) | Aeroengine thrust reverser arrangement | |
US8720183B2 (en) | Thrust reverser translating sleeve assembly | |
US9784213B2 (en) | Aeroengine thrust reverser arrangement | |
US8985506B2 (en) | Air intake for aircraft nacelle, and propulsion assembly including such air intake | |
US2989845A (en) | Converging-diverging nozzle construction | |
US8769926B2 (en) | Thrust reverser having an aerodynamic coupling for a front frame | |
GB1533551A (en) | Gas turbofan engines | |
CA2958515A1 (en) | Aircraft engine assembly, comprising an engine attachment device equipped with structural movable cowls connected to the central box | |
US8839601B2 (en) | Door for thrust reverser of an aircraft nacelle | |
US9677425B2 (en) | Axisymmetrical intermediate case part including an insert positioned in an annular groove | |
US20140131479A1 (en) | Aircraft turbojet engine thrust reverser with a lower number of actuators | |
GB1325370A (en) | Propulsion nozzle assemblies for aircraft jet propulsion engines | |
US7827802B2 (en) | Variable-section flow mixer for a double-flow turbojet for a supersonic airplane | |
FR2781253A1 (fr) | Tuyere bidimensionnelle, convergente a volets froids, translatables | |
US20120187214A1 (en) | Converging blocker door system for use with a thrust reverser | |
US10612490B2 (en) | Drag link assembly including buried drag link fitting | |
FR3115832B1 (fr) | Ensemble pour une turbomachine | |
ES2228420T3 (es) | Tobera de escape de turborreactor coninversor de empuje integrado. | |
US3460763A (en) | Variable-area nozzle |