RU2789803C2 - Gas turbine engine suspension unit - Google Patents
Gas turbine engine suspension unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2789803C2 RU2789803C2 RU2021112573A RU2021112573A RU2789803C2 RU 2789803 C2 RU2789803 C2 RU 2789803C2 RU 2021112573 A RU2021112573 A RU 2021112573A RU 2021112573 A RU2021112573 A RU 2021112573A RU 2789803 C2 RU2789803 C2 RU 2789803C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cylindrical part
- flow path
- circuit
- ball joint
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеThe field of technology to which the invention belongs
Данное изобретение относится к узлу подвески газотурбинного двигателя, в частности, двухконтурного турбореактивного двигателя.The present invention relates to a suspension assembly for a gas turbine engine, in particular a bypass turbojet engine.
Уровень техникиThe level of technology
Двухконтурный турбореактивный двигатель классически содержит проточный тракт для прохождения потока первого контура или проточный тракт первого контура, содержащий от входа к выходу по направлению прохождения потока газа внутри газотурбинного двигателя компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления. Также турбореактивный двигатель содержит проточный тракт для прохождения потока второго контура или проточный тракт второго контура, расположенный радиально снаружи проточного тракта первого контура. Термины «радиальный» и «осевой» определены относительно оси газотурбинного двигателя. Термины «передний» и «задний» определены относительно направления прохождения потока газа внутри газотурбинного двигателя.A bypass turbojet engine conventionally comprises a primary flow path or a primary flow path containing from inlet to outlet in the direction of gas flow inside the gas turbine engine a low pressure compressor, a high pressure compressor, a combustion chamber, a high pressure turbine and a low pressure turbine. Also, the turbojet engine contains a flow path for passing the flow of the second circuit or a flow path of the second circuit, located radially outside the flow path of the first circuit. The terms "radial" and "axial" are defined with respect to the axis of the gas turbine engine. The terms "forward" and "rear" are defined with respect to the direction of gas flow within the gas turbine engine.
Как правило, турбореактивный двигатель закреплен на пилоне или стойке летательного аппарата, при этом указанный пилон, в свою очередь, закреплен на конструкции летательного аппарата, например, на крыле. Пилон позволяет передавать усилия, создаваемые турбореактивным двигателем, на конструкцию летательного аппарата и обеспечивает также доставку топлива, воздуха и прокладку электрических и гидравлических систем между турбореактивным двигателем и летательным аппаратом.Typically, a turbojet is mounted on a pylon or strut of an aircraft, said pylon in turn being attached to a structure of the aircraft, such as a wing. The pylon allows the forces generated by the turbojet engine to be transferred to the structure of the aircraft and also provides for the delivery of fuel, air, and the laying of electrical and hydraulic systems between the turbojet engine and the aircraft.
В патентной заявке FR 2 867 155, поданной на имя заявителя, раскрыт газотурбинный двигатель, закрепленный на пилоне посредством переднего узла подвески и заднего узла подвески. Передний узел подвески закреплен на промежуточном корпусе, неподвижно соединенном с корпусом вентилятора, а задний узел подвески закреплен на корпусе выходного устройства. Оба корпуса являются конструктивными элементами газотурбинного двигателя.
Функцией устройств подвески является обеспечение передачи механических усилий между газотурбинным двигателем и пилоном. Эти усилия являются, в частности, тягой, создаваемой газотурбинным двигателем, ориентированной вдоль оси газотурбинного двигателя, обозначаемой Х, боковыми аэродинамическими нагрузками, ориентированными вдоль оси, обозначаемой Y, и весом газотурбинного двигателя, ориентированным вертикально вдоль оси, обозначаемой Z. Оси Х, Y и Z являются попарно ортогональными.The function of the suspension devices is to ensure the transfer of mechanical forces between the gas turbine engine and the pylon. These forces are, in particular, the thrust generated by the gas turbine engine oriented along the axis of the gas turbine engine, denoted X, lateral aerodynamic loads, oriented along the axis, denoted Y, and the weight of the gas turbine engine, oriented vertically along the axis, denoted Z. Axes X, Y and Z are pairwise orthogonal.
В дальнейшем тексте описания будет представлен, в частности, передний узел подвески.In the following text of the description, in particular, the front suspension unit will be presented.
Такой известный передний узел подвески классически содержит балку, предназначенную для крепления на пилоне летательного аппарата, цилиндрическую часть, шарнирно соединенную с блоком шарового шарнира, при этом блок шарового шарнира содержит корпус, сердечник шарового шарнира, шарнирно соединенный с корпусом, причем цилиндрическая часть установлена с возможностью поворота вокруг своей оси в сердечнике шарового шарнира. Корпус блока шарового шарнира закреплен на неподвижной части турбореактивного двигателя, например, на промежуточном корпусе или на межкомпрессорном корпусе, находящемся между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления проточного тракта первого контура.Such a well-known front suspension unit classically comprises a beam intended for mounting on an aircraft pylon, a cylindrical part pivotally connected to a ball joint block, while the ball joint block comprises a housing, a ball joint core pivotally connected to the housing, and the cylindrical part is mounted with the possibility rotation around its axis in the core of the ball joint. The body of the ball joint block is fixed on the stationary part of the turbojet engine, for example, on the intermediate case or on the intercompressor case located between the low pressure compressor and the high pressure compressor of the primary circuit flow path.
В настоящее время существует потребность в повышении степени двухконтурности турбореактивных двигателей. Можно напомнить, что степень двухконтурности является отношением расхода потока второго контура к расходу потока первого контура. Следовательно, чтобы повысить степень двухконтурности, необходимо увеличить сечение проточного тракта второго контура, что требует, в частности, уменьшения размеров переднего узла подвески, в частности, на уровне зоны его крепления на соответствующем корпусе зоны газотурбинного двигателя.Currently, there is a need to increase the bypass ratio of turbojet engines. It may be recalled that the bypass ratio is the ratio of the flow rate of the second loop to the flow rate of the first loop. Therefore, in order to increase the degree of bypass, it is necessary to increase the cross section of the flow path of the second circuit, which requires, in particular, a reduction in the size of the front suspension unit, in particular, at the level of its attachment zone on the corresponding housing of the gas turbine engine zone.
Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the essence of the invention
Задачей изобретения является простое, эффективное и недорогое решение этой проблемы.The object of the invention is a simple, effective and inexpensive solution to this problem.
Для этого объектом изобретения является узел подвески газотурбинного двигателя, содержащий балку, предназначенную для крепления на пилоне летательного аппарата, и цилиндрическую часть, шарнирно соединенную с блоком шарового шарнира, при этом блок шарового шарнира содержит корпус и сердечник шарового шарнира, шарнирно соединенный с корпусом, при этом цилиндрическая часть установлена с возможностью поворота вокруг своей оси в сердечнике шарового шарнира, при этом, согласно изобретению, цилиндрическая часть предназначена для неподвижного соединения с неподвижной частью газотурбинного двигателя, причем корпус блока шарового шарнира неподвижно соединен с балкой.For this purpose, the object of the invention is a suspension unit of a gas turbine engine, containing a beam intended for mounting on an aircraft pylon, and a cylindrical part pivotally connected to the ball joint block, while the ball joint block contains a housing and a ball joint core pivotally connected to the housing, with in this case, the cylindrical part is installed with the possibility of rotation around its axis in the core of the ball joint, while, according to the invention, the cylindrical part is intended for fixed connection with the fixed part of the gas turbine engine, and the body of the ball joint block is fixedly connected to the beam.
Цилиндрическая часть имеет диаметр, меньший размеров корпуса блока шарового шарнира, поэтому указанную цилиндрическую часть можно закрепить в зоне газотурбинного двигателя, имеющей небольшое свободное место для обеспечения такого крепления, например, на уровне промежуточного корпуса газотурбинного двигателя.The cylindrical part has a diameter smaller than the dimensions of the body of the ball joint block, therefore, the specified cylindrical part can be fixed in the area of the gas turbine engine, which has a small free space for such fastening, for example, at the level of the intermediate casing of the gas turbine engine.
Газотурбинный двигатель может быть турбореактивным двигателем, в частности, двухконтурным турбореактивным двигателем.The gas turbine engine may be a turbojet, in particular a bypass turbojet.
Узел подвески не принадлежит к газотурбинному двигателю.The suspension unit does not belong to a gas turbine engine.
Корпус блока шарового шарнира может быть выполнен за одно целое по меньшей мере с частью балки.The body of the ball joint block can be made in one piece with at least a part of the beam.
Балка может состоять по меньшей мере из двух частей, соединенных друг с другом, например, при помощи винтов или болтов. Указанные части балки могут быть симметричными относительно друг друга.The beam may consist of at least two parts connected to each other, for example, by means of screws or bolts. These parts of the beam can be symmetrical with respect to each other.
Таким образом, в случае распространения трещины по одной из частей балки, указанная трещина не затрагивает другую часть балки, которая может полностью выполнять свое назначение.Thus, in the case of a crack propagating along one of the parts of the beam, the specified crack does not affect the other part of the beam, which can fully fulfill its purpose.
Цилиндрическая часть может быть установлена по меньшей мере частично в гнезде корпуса, при этом между указанной цилиндрической частью и корпусом имеется зазор.The cylindrical part can be installed at least partially in the seat of the body, while there is a gap between the said cylindrical part and the body.
Зазор, ориентированный перпендикулярно к оси цилиндрической части, между указанной цилиндрической частью и корпусом составляет, например, от 1 до 10 мм.The gap, oriented perpendicular to the axis of the cylindrical part, between said cylindrical part and the housing is, for example, from 1 to 10 mm.
Зазор, ориентированный вдоль оси цилиндрической части, между указанной цилиндрической частью и корпусом составляет, например, от 1 до 10 мм.The gap, oriented along the axis of the cylindrical part, between said cylindrical part and the housing is, for example, from 1 to 10 mm.
Такие зазоры могут допускать вращение цилиндрической части вокруг двух осей вращения, ортогональных к оси указанной цилиндрической части. Обеспечиваемое этими зазорами вращение цилиндрической части в корпусе вокруг каждой из этих двух осей ограничено, например, значением угла от 2° до 10°.Such gaps may allow rotation of the cylindrical part about two axes of rotation orthogonal to the axis of said cylindrical part. The rotation of the cylindrical part in the housing provided by these gaps around each of these two axes is limited, for example, by an angle value of 2° to 10°.
Узел может содержать соединительный элемент, расположенный в корпусе и установленный с зазором в цилиндрической части, при этом указанный зазор допускается, в частности, в направлении оси цилиндрической части.The assembly may include a connecting element located in the housing and installed with a gap in the cylindrical part, while the specified gap is allowed, in particular, in the direction of the axis of the cylindrical part.
Соединительный элемент является, например, цилиндрическим и может быть установлен в цилиндрических отверстиях цилиндрической части и балки. Указанный соединительный элемент выполнен с возможностью выполнения функции защиты после поломки (называемой также “Fail Safe”). Соединительный элемент выполнен с возможностью передавать усилия за счет контакта с цилиндрической частью и/или с балкой в случае выборки вышеупомянутого зазора в результате поломки. Этот зазор составляет, например, от 1 до 10 мм.The connecting element is, for example, cylindrical and can be installed in the cylindrical holes of the cylindrical part and the beam. The specified connecting element is configured to perform the function of protection after a break (also called "Fail Safe"). The connecting element is designed to transmit forces through contact with the cylindrical part and/or with the beam in case of sampling the aforementioned gap as a result of a breakage. This gap is, for example, 1 to 10 mm.
Балка может содержать переднюю часть, на уровне которой находится блок шарового шарнира, и заднюю часть, служащую для крепления траверсы, которая должна поддерживать тяги передачи усилия.The beam may include a front part, at the level of which the ball joint unit is located, and a rear part, which serves to fasten the traverse, which must support the power transmission rods.
Траверса может быть шарнирно установлена на задней части балки. Траверса может иметь два конца, смещенные относительно друг друга в окружном направлении. Каждая тяга может содержать первый конец, шарнирно соединенный с одним из окружных концов траверсы, и второй конец, шарнирно соединенный с неподвижной частью газотурбинного двигателя.The traverse can be pivotally mounted on the back of the beam. The traverse may have two ends offset relative to each other in the circumferential direction. Each rod may include a first end pivotally connected to one of the circumferential ends of the traverse, and a second end pivotally connected to the fixed part of the gas turbine engine.
Цилиндрическая часть может содержать фланец, при этом указанный фланец предназначен для крепления на неподвижной части газотурбинного двигателя.The cylindrical part may comprise a flange, said flange being intended to be attached to the fixed part of the gas turbine engine.
Такое крепление обеспечено, например, при помощи по меньшей мере одного болта или по меньшей мере одного винта.Such fastening is provided, for example, by means of at least one bolt or at least one screw.
Цилиндрическая часть может содержать по меньшей мере одну зону в виде выемки, находящуюся напротив винта, при этом указанная зона в виде выемки выполнена на за фланцем.The cylindrical part may comprise at least one recessed zone located opposite the screw, said recessed zone being made behind the flange.
Зона в виде выемки позволяет вставить винт, в частности, головку винта, и/или соответствующий инструмент для завинчивания с целью крепления цилиндрической части на неподвижной части газотурбинного двигателя.The recessed area allows the insertion of a screw, in particular a screw head, and/or a suitable screwing tool for fastening the cylindrical part to the fixed part of the gas turbine engine.
Цилиндрическая часть может содержать передний цилиндрический конец, находящийся перед фланцем.The cylindrical part may include a front cylindrical end located in front of the flange.
Указанный передний конец выполнен с возможностью захождения в гнездо соответствующей формы неподвижной части газотурбинного двигателя для обеспечения центровки и/или прохождения усилия между указанной цилиндрической частью и неподвижной частью газотурбинного двигателя.Said front end is configured to fit into a correspondingly shaped seat of the stationary part of the gas turbine engine to ensure alignment and/or passage of force between said cylindrical part and the stationary part of the gas turbine engine.
Объектом изобретения является также двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий проточный тракт для прохождения потока первого контура, называемый проточным трактом первого контура, ограниченный радиально внутренней стенкой и радиально наружной стенкой, и проточный тракт для прохождения потока второго контура, называемый проточным трактом второго контура, окружающий проточный тракт первого контура и ограниченный радиально внутренней стенкой и радиально наружной стенкой, при этом, согласно изобретению, двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вышеупомянутый узел подвески, причем цилиндрическая часть закреплена на неподвижной части турбореактивного двигателя, находящейся радиально между внутренней стенкой проточного тракта второго контура и наружной стенкой проточного тракта первого контура, при этом указанная неподвижная часть неподвижно соединена по меньшей мере с одной из указанных стенок.The object of the invention is also a bypass turbojet engine, containing a flow path for passing the flow of the first circuit, called the flow path of the first circuit, bounded by a radially inner wall and a radially outer wall, and a flow path for passing the flow of the second circuit, called the flow path of the second circuit, surrounding the flow path of the primary circuit and limited radially by the inner wall and the radially outer wall, while, according to the invention, the bypass turbojet engine contains the aforementioned suspension assembly, and the cylindrical part is fixed on the fixed part of the turbojet engine, located radially between the inner wall of the flow path of the second circuit and the outer wall of the flow path of the first circuit, wherein said fixed part is fixedly connected to at least one of said walls.
Указанная неподвижная часть может проходить радиально внутрь от внутренней стенки проточного тракта второго контура. Указанная неподвижная часть может быть выполнена за одно целое с внутренней стенкой проточного тракта второго контура.Said fixed part may extend radially inward from the inner wall of the secondary circuit flow path. The specified fixed part can be made in one piece with the inner wall of the flow path of the second circuit.
Проточный тракт второго контура может содержать по меньшей мере одну стойку, проходящую радиально между внутренней и наружной стенками проточного тракта второго контура, при этом указанная стойка находится за вентилятором турбореактивного двигателя, причем неподвижная часть, на которой закреплена указанная цилиндрическая часть, расположена в осевом направлении напротив стойки.The flow path of the second circuit may contain at least one post passing radially between the inner and outer walls of the flow path of the second loop, while the specified post is located behind the fan of the turbojet engine, and the fixed part, on which the specified cylindrical part is fixed, is located in the axial direction opposite racks.
Ступень двухконтурности указанного турбореактивного двигателя может превышать 10.The bypass ratio of said turbojet may exceed 10.
Изобретение и его другие детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничивающего примера со ссылками на прилагаемые чертежи.The invention and its other details, features and advantages will be more apparent from the following description, presented as a non-limiting example with reference to the accompanying drawings.
Краткое описание чертежейA brief description of the drawings
На фиг. 1 схематично показана часть двухконтурного турбореактивного двигателя согласно варианту осуществления изобретения, вид в осевом разрезе;In FIG. 1 schematically shows part of a bypass turbojet engine according to an embodiment of the invention, in axial section;
на фиг. 2 детально представлена часть, изображенная на фиг. 1, с показом монтажа заявленного узла подвески на турбореактивном двигателе;in fig. 2 shows in detail the part shown in FIG. 1 showing mounting of the claimed hardpoint on a turbojet;
на фиг. 3 показана передняя часть узла подвески, вид в перспективе;in fig. 3 shows the front of the suspension unit, perspective view;
на фиг. 4 показана передняя часть балки, образующая, в частности, корпус блока шарового шарнира, вид в перспективе;in fig. 4 shows the front part of the beam, forming, in particular, the housing of the block of the ball joint, in perspective view;
на фиг. 5 показана передняя часть узла подвески, вид в осевом разрезе.in fig. 5 shows the front of the suspension unit, axial sectional view.
Подробное описаниеDetailed description
На фиг. 1 показан двухконтурный турбореактивный двигатель 1 согласно варианту осуществления изобретения. Он проходит вдоль оси Х. В дальнейшем тексте описания термины «осевой» и «радиальный» определены относительно оси Х. Турбореактивный двигатель 1 содержит проточный тракт для прохождения потока первого контура или проточный тракт 2 первого контура, содержащий от входа к выходу по направлению прохождения потока газа внутри газотурбинного двигателя компрессор 3 низкого давления, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления. На фигуре показан только компрессор 3 низкого давления. Турбореактивный двигатель 1 содержит также проточный тракт для прохождения потока второго контура или проточный тракт 4 второго контура, находящийся радиально снаружи проточного тракта 2 первого контура.In FIG. 1 shows a bypass turbojet engine 1 according to an embodiment of the invention. It runs along the X axis. In the following text of the description, the terms "axial" and "radial" are defined relative to the X axis.
Термины «передний» и «задний» определены относительно направления прохождения потоков газа внутри турбореактивного двигателя 1.The terms "front" and "rear" are defined with respect to the direction of passage of gas flows inside the turbojet 1.
Проточный тракт 2 первого контура ограничен радиально внутренней стенкой 2а и радиально наружной стенкой 2b. Точно так же, проточный тракт 4 второго контура ограничен радиально внутренней стенкой 4а и радиально наружной стенкой 4b. На входе в проточные тракты 2, 4 первого и второго контуров находится вентилятор 5. Проточный тракт 4 второго контура содержит по меньшей мере одну стойку 6, проходящую радиально между внутренней 4а и наружной 4b стенками проточного тракта 4 второго контура, таким образом, указанная стойка 6 расположена за вентилятором 5. Указанная стойка 6 может иметь наклон относительно радиального направления.The
Турбореактивный двигатель 1 закреплен на пилоне (или стойке, не показана) летательного аппарата, при этом указанный пилон, в свою очередь, закреплен на конструкции летательного аппарата, например, на крыле. Пилон позволяет передавать усилия, создаваемые турбореактивным двигателем 1, на конструкцию летательного аппарата, а также обеспечивает доставку топлива, воздуха и прокладку электрических и гидравлических систем между турбореактивным двигателем 1 и летательным аппаратом.The turbojet 1 is fixed to a pylon (or strut, not shown) of an aircraft, said pylon in turn being fixed to a structure of the aircraft, such as a wing. The pylon allows the forces generated by the turbojet 1 to be transferred to the structure of the aircraft, and also provides for the delivery of fuel, air and the laying of electrical and hydraulic systems between the turbojet 1 and the aircraft.
В частности, турбореактивный двигатель 1 закреплен на пилоне посредством переднего узла 7 подвески и посредством заднего узла подвески.In particular, the turbojet 1 is fixed to the pylon by means of a
Передний узел 7 подвески закреплен на промежуточном корпусе, при этом указанный промежуточный корпус образует, в частности, часть стенок 2а, 2b, 4a, 4b. Задний узел подвески закреплен на корпусе выходного устройства.The
В частности, передний узел 7 подвески закреплен на уровне сопрягающего элемента 8, находящегося радиально между внутренней стенкой 4а проточного тракта 4 второго контура и наружной стенкой 2b проточного тракта 2 первого контура, при этом указанный сопрягающий элемент 8 неподвижно соединен по меньшей мере с одной из указанных стенок 4а, 2b или выполнен за одно целое по меньшей мере с одной из указанных стенок 4а, 2b. Таким образом, сопрягающий элемент 8 образует неподвижную часть газотурбинного двигателя.In particular, the
Сопрягающий элемент 8 может находиться в осевом направлении напротив стойки 6 проточного тракта 4 второго контура и/или напротив компрессора 3 низкого давления проточного тракта 2 первого контура.The
Следует отметить, что сопрягающий элемент 8 находится вблизи передней зоны 9 соединения между наружной стенкой 2b проточного тракта 2 первого контура и внутренней стенкой 4а проточного тракта 4 второго контура.It should be noted that the
Степень двухконтурности турбореактивного двигателя 1 является относительно высокой и даже очень высокой, например, составляет от 10 до 20. Следовательно, сечение проточного тракта 4 второго контура является большим, и свободное место вблизи указанной зоны 9 соединения является ограниченным в радиальном направлении.The bypass ratio of the turbojet 1 is relatively high and even very high, such as 10 to 20. Therefore, the cross section of the second
Изобретение позволяет обеспечивать крепление переднего узла 7 подвески в зоне с небольшими радиальными размерами.EFFECT: invention makes it possible to secure the
Для этого указанный узел 7 подвески содержит балку 10, предназначенную для крепления на пилоне летательного аппарата, например, при помощи винтов или болтов.To do this, said
Балка 10 в основном проходит в осевом направлении и содержит две части 10а, 10b (фиг. 4), симметричные относительно друг друга, относительно радиальной плоскости и опирающиеся друг на друга на уровне плоской зоны 10с соединения. Балка 10 содержит переднюю часть, образующую корпус 11 блока шарового шарнира, и заднюю часть, содержащую наклонный цилиндрический штифт 12 (фиг. 2), проходящий радиально внутрь. Указанный штифт 12 служит для монтажа не показанной траверсы.The
Каждая часть 10а, 10b балки 10 содержит на уровне указанной передней части, образующей корпус 11, фланцы 13, соответственно радиально внутренний и наружный. Фланцы 13 и штифт 12 содержат отверстия 14 для прохождения болтов, позволяющих соединить между собой обе части 10а, 10b балки 10.Each
Кроме того, узел 7 содержит цилиндрическую часть 15 с осью Y, шарнирно соединенную с корпусом 11 через сердечник 16 шарового шарнира (фиг. 5).In addition, the
Сердечник 16 шарового шарнира содержит сферическую наружную поверхность, установленную в гнезде соответствующей формы корпуса 11. Корпус 11 и сердечник 16 шарового шарнира образуют блок шарового шарнира. Сердечник 16 шарового шарнира содержит центральное отверстие, в которое заходит цилиндрическая часть. Диаметр центрального отверстия сердечника 16 шарового шарнира по существу соответствует наружному диаметру цилиндрической части 15. Цилиндрическая часть 15 установлена с возможностью поворота вокруг своей оси Y в сердечнике 16 шарового шарнира.The ball
Задний конец цилиндрической части 15 установлен в гнезде 17 корпуса 11 с зазором j1, ориентированным перпендикулярно к оси цилиндрической части 15, и с зазором j2, ориентированным вдоль оси цилиндрической части 15.The rear end of the
Зазор j1 составляет, например, от 1 мм до 10 мм. Зазор j2 составляет, например, от 1мм до 10 мм. Зазоры j1 и j2 позволяют цилиндрической части 15 вращаться вокруг двух осей вращения, ортогональных к оси Y указанной цилиндрической части 15. Допускаемое этими зазорами вращение цилиндрической части 15 в корпусе 11 вокруг каждой из этих двух осей составляет, например, от 2 до 10°.The gap j1 is, for example, 1 mm to 10 mm. The gap j2 is, for example, 1 mm to 10 mm. The gaps j1 and j2 allow the
Кроме того, цилиндрическая часть 15 содержит фланец 18, предназначенный для крепления на сопрягающем элементе 8 при помощи винтов 19.In addition, the
Напротив каждого винта 19 находится зона 20 в виде выемки, при этом каждая зона 20 в виде выемки выполнена за фланцем 18. Каждая зона 20 в виде выемки позволяет вставить соответствующий винт 19, в частности, головку винта, или соответствующий инструмент для завинчивания.Opposite each
Цилиндрическая часть 15 содержит также передний цилиндрический конец 21, находящийся перед фланцем 18 и предназначенный для захождения в гнездо соответствующей формы сопрягающего элемента 8 с целью осуществления центровки и/или прохождения усилия между указанной цилиндрической частью 15 и указанным сопрягающим элементом 8.The
Кроме того, узел 7 содержит соединительный элемент 22, в данном случае выполненный в виде цилиндрического стержня, установленного с зазором j3 в круглых отверстиях 23 (фиг. 4) корпуса 11 и в отверстии 24 (фиг. 5) цилиндрической части 15.In addition, the
Указанный соединительный элемент 22 выполнен с возможностью выполнять функцию защиты после поломки (называемую также “Fail Safe”). Таким образом, соединительный элемент 22 может передавать усилия за счет контакта с цилиндрической частью 15 и/или с балкой 10 в случае выборки вышеупомянутого зазора j3 в результате поломки. Зазор j3 составляет, например, от 1 до 10 мм.Said connecting
Claims (10)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1859297 | 2018-10-08 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2021112573A RU2021112573A (en) | 2022-11-14 |
| RU2789803C2 true RU2789803C2 (en) | 2023-02-10 |
Family
ID=
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU1501456C (en) * | 1987-06-11 | 1995-02-09 | Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина | Power plant of aircraft |
| FR2799432A1 (en) * | 1999-10-07 | 2001-04-13 | Snecma | SUSPENSION WITH INTEGRATED SAFETY FOR AIRCRAFT PUMP GROUPS |
| FR2867155A1 (en) * | 2004-03-08 | 2005-09-09 | Snecma Moteurs | Aircraft engine suspension system, has connection unit including eccentric body that is housed in bore of span wise beam, where body is fixed rotatively around primary axis with trunnion fixed to fitting |
| RU2435968C2 (en) * | 2005-09-28 | 2011-12-10 | Эрбюс Операсьон (Сас) | Rear suspension assembly of aircraft engine with double eye, and power plant containing such assembly |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU1501456C (en) * | 1987-06-11 | 1995-02-09 | Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина | Power plant of aircraft |
| FR2799432A1 (en) * | 1999-10-07 | 2001-04-13 | Snecma | SUSPENSION WITH INTEGRATED SAFETY FOR AIRCRAFT PUMP GROUPS |
| FR2867155A1 (en) * | 2004-03-08 | 2005-09-09 | Snecma Moteurs | Aircraft engine suspension system, has connection unit including eccentric body that is housed in bore of span wise beam, where body is fixed rotatively around primary axis with trunnion fixed to fitting |
| RU2435968C2 (en) * | 2005-09-28 | 2011-12-10 | Эрбюс Операсьон (Сас) | Rear suspension assembly of aircraft engine with double eye, and power plant containing such assembly |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8979491B2 (en) | Turbofan mounting arrangement | |
| US7942580B2 (en) | Rear suspension for an aircraft engine with shackle in waiting and spring for such a hinge pin in waiting | |
| US7267301B2 (en) | Aircraft engine with means of suspension from the structure of an aircraft | |
| JP4498694B2 (en) | Aircraft engine mount with a single thrust link | |
| JP4990545B2 (en) | Suspension for hanging a jet engine on an aircraft strut | |
| JP4936672B2 (en) | Fail-safe aircraft engine mounting system | |
| US11738878B2 (en) | Suspension assembly for a turbine engine | |
| CA2702501C (en) | Turbofan mounting system | |
| RU2585368C2 (en) | Device for turbojet engine | |
| JP2009509841A (en) | Double shackle aircraft engine rear attachment | |
| CA2898818C (en) | Rear mount assembly for gas turbine engine | |
| JP2004332730A (en) | Method and device for mounting gas turbine | |
| US10562640B2 (en) | Turbine engine suspension device | |
| US10836500B2 (en) | Assembly between an aircraft pylon and a turbine engine | |
| US11851201B2 (en) | Turbomachine comprising a means of suspension | |
| US10132241B2 (en) | Method of producing suspension for a structure in a turbojet engine using a hyperstatic trellis with pre-stressed link elements | |
| RU2789803C2 (en) | Gas turbine engine suspension unit | |
| CA2756914C (en) | Turbofan mounting arrangement | |
| RU2238224C1 (en) | Rear band of bypass gas-turbine engine mount | |
| US20210094695A1 (en) | Suspension device | |
| RU2784242C2 (en) | Gas turbine engine containing suspension means | |
| FR3133838A1 (en) | suspension assembly for a turbomachine | |
| FR3133839A1 (en) | suspension assembly for a turbomachine | |
| RU2021112573A (en) | GAS TURBINE ENGINE SUSPENSION UNIT | |
| EP3052783A1 (en) | Alignment system for exhaust installation |