RU995462C

RU995462C - Support for securing gas-turbine engine to flying vehicle

Info

Publication number: RU995462C
Application number: SU813298847A
Authority: RU
Inventors: А.К. Гудилин; И.А. Таран; В.В. Ермолаев
Original assignee: Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс"
Priority date: 1981-06-08
Filing date: 1981-06-08
Publication date: 1995-07-09

Description

Изобретение относится к авиации, в частности к узлам крепления двигателей к летательным аппаратам. The invention relates to aviation, in particular to attachment points of engines to aircraft.

Известен узел крепления двигателя, содержащий винтовую пару с регулировкой по длине, позволяющую регулировать положение двигателя. Known engine mount, containing a screw pair with adjustable length, allowing you to adjust the position of the engine.

Недостатком узла крепления является то, что он позволяет регулировать положение только в одном направлении. The disadvantage of the mount is that it allows you to adjust the position in only one direction.

При необходимости регулировки в нескольких направлениях крепление двигателя значительно усложняется и имеет большие габариты и вес. If you need to adjust in several directions, the engine mount is much more complicated and has large dimensions and weight.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому является опора крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату, содержащая цапфу, шипы которой соединены посредством шарнирных соединений соответственно с корпусом двигателя и летательным аппаратом, и фиксатор углового положения цапфы. The closest technical solution to the proposed one is a support for mounting a gas turbine engine to an aircraft, comprising a trunnion, the spikes of which are connected by means of articulated joints to the engine body and the aircraft, respectively, and a fixer for the angular position of the trunnion.

Недостатком опоры является сложность и длительность монтажа двигателя. The disadvantage of the support is the complexity and duration of mounting the engine.

Цель изобретения улучшение технологичности и сокращение времени монтажа двигателя. The purpose of the invention is the improvement of manufacturability and the reduction of engine mounting time.

Достигается цель тем, что в опоре крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату, содержащей цапфу, шипы которой соединены посредством шарнирных соединений соответственно с корпусом двигателя и летательным аппаратом, и фиксатор углового положения цапфы, оси шипов расположены эксцентрично одна относительно другой, а на фиксаторе выполнены шлицы и усики, причем усики расположены симметрично относительно оси фиксатора и внутренние поверхности их выполнены плоскими, а шлицы выполнены на внутренней поверхности фиксатора. The goal is achieved in that in the support mounting the gas turbine engine to an aircraft containing a trunnion, the spikes of which are connected by means of articulated joints respectively to the engine body and the aircraft, and the angular position lock of the trunnion, the axis of the spikes are eccentric one relative to the other, and slots are made on the retainer and antennae, moreover antennae are located symmetrically with respect to the axis of the latch and their inner surfaces are made flat, and the slots are made on the inner surface of the latch.

На фиг. 1 изображен газотурбинный двигатель и расположение опоры на силовом поясе двигателя; на фиг.2 разрез А-А на фиг.1 (силовой пояс газотурбинного двигателя и расположение опор); на фиг.3 общий вид предлагаемой опоры; на фиг.4 вид на опору со стороны установочного кулачка (вид А на фиг.3); на фиг.5 аксонометрическое изобретение головки и фиксатора опоры. In FIG. 1 shows a gas turbine engine and the location of the support on the power belt of the engine; in Fig.2 a section aa in Fig.1 (power belt of a gas turbine engine and the location of the supports); figure 3 General view of the proposed support; figure 4 is a view of the support from the installation cam (view A in figure 3); figure 5 axonometric invention of the head and retainer supports.

Опора содержит корпус 1 Л-образной формы, который своими проушинами 2 крепится к силовому поясу 3 двигателя. Головка 4 корпуса 1 опоры имеет отверстие, в котором размещен шип 5 цапфы. Шип 5 цапфы имеет окружные наружные шлицы 6 эвольвентного профиля, которые взаимодействуют с внутренними шлицами 7 фиксатора 8. Фиксатор 8 имеет продольно расположенные симметричные усики 9, внутренние поверхности 10 которых выполнены плоскими. The support contains a housing 1 L-shaped, which with its eyes 2 is attached to the power belt 3 of the engine. The head 4 of the housing 1 of the support has a hole in which the spike 5 of the pin is placed. The stud pin 5 has circumferential outer slots 6 of an involute profile that interact with the inner slots 7 of the latch 8. The latch 8 has longitudinally arranged symmetrical antennae 9, the inner surfaces of which 10 are made flat.

Поверхности 10 взаимодействуют с плоскими ответными поверхностями 11 головки 4 корпуса 1. The surface 10 interact with the flat mating surfaces 11 of the head 4 of the housing 1.

Шип 5 цапфы закрепляется на головке 4 совместно с фиксатором 9 посредством стопорной шайбы 12, которая удерживается гайкой 13. На противоположном шипу 5 конце цапфы выполнен шип 14, ось которого расположена эксцентрично оси шипа 5. На шипе 14 цапфы расположен сферический вкладыш 15, на котором установлен опорный кулачок 16. Сферический вкладыш и опорный кулачок закреплены на шипе 14 посредством гайки 17, шайбы 18 и шплинта 19. На корпусе 1 имеется риска 20, находящаяся в осевой горизонтальной плоскости головки 4. На фиксаторе 8 имеются деления 21, которые указывает, на сколько зубцов шлицевого соединения провернут шип 5 относительно корпуса 1. Опорный кулачок 16 устанавливается своей опорной поверхностью 22 в гнездо крепления двигателя к самолету. The pin 5 of the pin is fixed to the head 4 together with the lock 9 by means of a lock washer 12, which is held by the nut 13. On the opposite pin 5 of the pin, a pin 14 is made, the axis of which is eccentric to the axis of the pin 5. On the pin 14 of the pin is located a spherical insert 15 on which a support cam 16. a spherical insert and a support cam are mounted on the spike 14 by means of a nut 17, a washer 18 and a cotter pin 19. On the housing 1 there is a risk 20 located in the axial horizontal plane of the head 4. On the latch 8 there are divisions 21, which are binds at much spline teeth 5 TURNED BY spike relative to the housing 1. The support cam 16 is set by its support surface 22 in the motor mount slot to the aircraft.

Шестигранник 23 предназначен для удержания шипа 14 в определенном положении при снятом фиксаторе 8. Hexagon 23 is designed to hold the spike 14 in a certain position with the latch 8 removed.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

Чтобы поставить опорную поверхность 22 кулачка 16 в необходимое для правильной установки двигателя на летательном аппарате положение, достаточно отвинтить гайку 13, сдвинуть шайбу 12, вывести из зацепления шлицы 6 и 7 шипа 5 и фиксатора 8. To put the supporting surface 22 of the cam 16 in the necessary position for the correct installation of the engine on the aircraft, it is enough to unscrew the nut 13, move the washer 12, disengage the slots 6 and 7 of the spike 5 and the retainer 8.

Затем шип 5 поворачивается в нужном направлении на необходимое число шлицов и при этом регулируется правильность установки двигателя благодаря эксцентричному расположению оси шипа 14 относительно оси шипа 5. Визуально о положении шипа 5 и шипа 14 можно судить по положению деталей 21 относительно риски 20. После того как опорный кулачок 16 установлен в правильном положении, фиксатор 8 устанавливают поверхностями 10 на соответствующие поверхности 11 корпуса 1, сдвигают в сторону гнезда крепления двигателя к самолету и вводят в зацепление шлицы 6 и 7. Then, the stud 5 is rotated in the desired direction by the required number of slots, and the engine is installed correctly due to the eccentric arrangement of the axis of the stud 14 relative to the axis of the stud 5. Visually, the position of the stud 5 and the stud 14 can be judged by the position of the parts 21 with respect to the risks 20. After the supporting cam 16 is installed in the correct position, the latch 8 is installed with the surfaces 10 on the corresponding surfaces 11 of the housing 1, is shifted to the side of the engine mounting socket to the aircraft and the slots 6 and 7 are engaged .

Это фиксирует шип 14 от поворота. Затем фиксатор 8 прижимается шайбой 12 и закрепляется гайкой 13. This fixes the spike 14 from turning. Then the latch 8 is pressed against the washer 12 and secured by a nut 13.

Предлагаемая опора крепления газотурбинного двигателя на летательном аппарате обеспечивает удобство в эксплуатации, сокращает время монтажа двигателя. The proposed support mounting a gas turbine engine on an aircraft provides ease of use, reduces installation time of the engine.

Claims

SUPPORT FOR MOUNTING A GAS-TURBINE ENGINE TO A FLIGHTING APPARATUS, comprising a trunnion, tires of which are connected by means of articulated joints, respectively, to the engine body and the aircraft, and a clamp of angular position of the trunnion, characterized in that, in order to improve manufacturability and reduce the time of installation of the studs eccentrically one relative to the other, and slots and antennae are made on the retainer, the antennae being located symmetrically relative to the axis of the retainer and their inner surfaces are made They are flat and the slots are made on the inner surface of the latch.