Устройство навески пилона двигателя на крыле

 

Устройство навески пилона двигатели на крыле, содержащее передний и задний узлы навески, последний из которых содержит ось, жестко закрепленную на торцевой диафрагме балки пилона и шарнирно сочлененную с кронштейном, закрепленным на крыле, отличающееся тем, что, с целью снижения веса планера самолета за счет уменьшения усилий в балке пилона и переднем узле навески путем исключения вторичного крутящего момента от боковой силы на заднем узле навески, ось заднего узла навески закреплена в центре жесткости торцевого сечения балки пилона.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к устройствам пилона двигателя на крыле. Известно устройство для навески пилона двигателя на крыле, состоящее из узлов, воспринимающих и передающих на крыло все усилия, возникающие от внешних нагрузок в балке пилона двигателя во время полета самолета [1] Однако у данного устройства в связи с упрочнением узлов крепления балки пилона повышенный вес. Наиболее близким техническим решением к предлагаемому является устройство навески пилона двигателя на крыле, содержащее передний и задний узлы навески, последний из которых содержит ось, жестко закрепленную на торцовой диафрагме балки и шарнирно сочлененную с кронштейном, закрепленным на крыле [2] Недостатком данного устройства является то, что ось заднего узла подвески закреплена на торцовой диафрагме балки пилона за пределами ее силового контура на определенном расстоянии от оси ее жесткости. В типовом случае нагружения от равнодействующей боковых нагрузок Р_z (по причине несовмещения точки ее приложения с осью жесткости балки пилона) возникает первичный крутящий момент "Мх_перв.", на участке длины балки от точки приложения силы P_z до переднего узла. Этот момент воспринимается передним узлом, загружая его усилиями " ± Ру_перв.". Вместе с тем, в дополнение к первичному, возникает вторичный крутящий момент "Мх_втор." от действия на балку пилона опорной реакции заднего узла "R_zзу (по причине несовмещения точки ее приложения с центром жесткости торцового сечения балки пилона). В силу шарнирной связи по заднему узлу навески балки пилона с крылом весь вторичный крутящий момент " Мх_втор." через кручение балки передается на передний узел навески. Это приводит к дополнительной загрузке внешнего силового контура балки пилона потоком касательных сил "q_втор." на участке длины между задним и передним узлами навески, к дополнительной загрузке переднего узла навески усилиями " ± Ру_втор." и к увеличению крутильных деформаций пилона на всей ее длине. Целью изобретения является снижение веса планера самолета за счет уменьшения усилий в балке пилона и переднем узле навески путем исключения вторичного крутящего момента от боковой силы на заднем узле навески. Поставленная цель достигается тем, что в устройстве навески пилона двигателя на крыле, содержащем передний и задний узлы навески, последний из которых содержит ось, жестко закрепленную на торцовой диафрагме балки пилона и шарнирно сочлененную с кронштейном, закрепленным на крыле, ось заднего узла навески закреплена в центре жесткости торцового сечения балки пилона. На фиг. 1 показан подвешенный на крыле самолета пилон с двигателем, вид сбоку; на фиг.2 выносной узел I с изображением заднего узла навески; на фиг. 3 вид на задний узел навески по стрелке А (по полету) со схематичным изображением действующих нагрузок; Задний узел устройства для навески пилона 1 двигателя 2 на крыле 3 состоит из торцового узла 4 балки пилона 5, образованного торцовой диафрагмой 6, жестко скрепленной с ней осью заднего узла 7 и ответного кронштейна 8 со сферическим подшипником 9, жестко скрепленным с крылом 3. При навеске балки пилона 5 на крыло 3 сочленение ее с кронштейном 8 производится путем установки оси заднего узла 7 в сферический подшипник 9, при этом положение конструктивных элементов, составляющих задний узел, осуществляется таким образом, что вертикальная ось кронштейна 8, теоретическая ось заднего узла 7 и ось жесткости 10 балки пилона 5 пересекаются в одной точке 11. Выполнение этого условия обеспечивает с требуемой точностью расположение оси заднего узла 7 в центре жесткости торцового сечения балки пилона 5, т.е. плечо реактивной силы от кронштейна 8, действующей на балку пилона 5, равно нулю и, следовательно, вторичный крутящий момент от этой силы также равен нулю. Отсутствие вторичного крутящего момента позволяет уменьшить усилия в балке пилона (исчезает поток касательных сил от кручения во внешнем силовом контуре балки на участке длины между задним и передним узлами навески), уменьшить усилия в переднем узле навески и уменьшить крутильные деформации балки пилона на всей ее длине.

Формула изобретения

Устройство навески пилона двигатели на крыле, содержащее передний и задний узлы навески, последний из которых содержит ось, жестко закрепленную на торцевой диафрагме балки пилона и шарнирно сочлененную с кронштейном, закрепленным на крыле, отличающееся тем, что, с целью снижения веса планера самолета за счет уменьшения усилий в балке пилона и переднем узле навески путем исключения вторичного крутящего момента от боковой силы на заднем узле навески, ось заднего узла навески закреплена в центре жесткости торцевого сечения балки пилона.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3