Узел подвешивания и регулирования угла вектора тяги двигателя

Группа изобретений относится к подвеске силовых установок летательных аппаратов короткого взлета и посадки. Узел подвешивания и регулирования угла вектора тяги двигателя содержит стержни и демпферы, расположенные в пилонах. Узел дополнительно содержит гидроцилиндр со штоком и гидрозамками фиксации штока в его крайних положениях. Стержни с демпферами образуют два вертикальных пояса крепления двигателя. Корпус гидроцилиндра, своим концом шарнирно закреплен на дополнительном стержне с демпфером, а шток гидроцилиндра шарнирно закреплен на двигателе. Достигается упрощение конструкции узла поворота вектора тяги двигателя самолета и повышается эффективность регулирования угла вектора тяги двигателя. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Группа изобретений относится к области авиастроения, а конкретно к конструкциям подвесов силовых установок летательных аппаратов тяжелее воздуха, предназначенных для короткого взлета и посадки.

Из уровня техники известно воздушное судно, имеющее предназначенный для создания подъемной силы фюзеляж с множеством крыльев, которые распределены относительно фюзеляжа, при этом имеется переднее крыло с левой стороны, заднее крыло с левой стороны, переднее крыло с правой стороны и заднее крыло с правой стороны. Каждое из крыльев выполнено в виде аэродинамического профиля и установлено с возможностью поворота относительно его нейтральной оси аэродинамического давления (см. RU 2160689 С2, 20.12.2000).

Также известна движительная система для летательного аппарата легче воздуха, имеющего продольную, горизонтальную и вертикальную оси, содержащая пилон с продольной осью и первым и вторым концами. Первый конец пилона прикреплен с возможностью поворота к летательному аппаратуру, а второй конец выступает наружу от него. Устройство создания усилия тяги, прикрепленное ко второму концу пилона выполнено с возможностью вращения вокруг оси вращения в плоскости, перпендикулярной продольной оси пилона. Устройство создания усилия тяги выполнено с возможностью поворота по меньшей мере на угол плюс-минус 90° в перпендикулярной продольной оси пилона плоскости (см. RU 2126341 С1, 20.02.1999).

Также известна авиационная двигательная система, включающая в себя двигатель, имеющий впускной канал, секцию компрессора, секцию камеры сгорания и секцию турбины, расположенную вдоль оси центральной оси. Авиационная двигательная система также включает в себя гондолу, окружающую двигатель. Авиационная двигательная система также включает в себя первый и второй пилоны, простирающиеся от гондолы и предназначенные для установки двигателя на самолет. Первый и второй пилоны отстоят друг от друга на противоположных сторонах, по меньшей мере, одной плоскости, содержащей ось центральной оси (US 20110259996 А1, 27.10.2011). Выбрана в качестве прототипа.

К общим недостаткам известных технических решений можно отнести не эффективное регулирование угла вектора тяги двигателей, а также сложность систем подвеса и регулирования угла вектора тяги двигателей.

Задачей заявленной группы изобретений является повышение эффективности системы регулирование угла вектора тяги двигателей, а также упрощение системы подвеса и регулирования угла вектора тяги двигателей.

Техническим результатом заявленной группы изобретений является упрощение конструкции узла поворота вектора тяги двигателя самолета. Создание эффективного способа регулирования угла вектора тяги двигателя, с сохранением исходной продольной балансировки самолета.

Узел подвешивания и регулирования угла вектора тяги двигателя, надежно обеспечивает:

- поворот продольной оси двигателя на углы до 30°,

- одновременно и синхронно повороту вектора тяги двигателя, перемещение двигателя вперед,

- возврат двигателя в исходное положение.

Заявленный технический результат достигается за счет использования следующей совокупности существенных признаков.

Узел содержит стержни и демпферы, расположенные в пилонах, а также содержит гидроцилиндр со штоком и гидрозамками фиксации штока в его крайних положениях, при этом стержни с демпферами образуют два вертикальных пояса крепления двигателя, при этом корпус гидроцилиндра, своим концом шарнирно закреплен на дополнительном стержне с демпфером, а шток гидроцилиндра шарнирно закреплен на двигателе.

В частных случаях использования вышеуказанного узла, стержни могут быть выполнены с возможностью регулирования их длин. Один вертикальный пояс крепления может быть расположен перед центром тяжести и один за центром тяжести двигателя, относительно вектора тяги двигателя. Гидроцилиндр может быть расположен в задней части узла крепления, за центром тяжести двигателя и за поясами крепления. Пояс крепления, расположенный перед центром тяжести, также может быть расположен ближе к центру тяжести двигателя, чем пояс, расположенный за центром тяжести двигателя. Стержни с демпферами могут быть выполнены с возможность поворота на угол 0-30° в вертикальной плоскости. Стержни с демпферами могут иметь шарнирные соединения с двигателем и крылом.

Способ регулирования угла вектора тяги двигателя с использованием вышеуказанного узла, заключается в том, что выпускают шток гидроцилиндра, создают или демпфируют усилие для перемещения вперед и поворота двигателя в вертикальной плоскости на угол 30°, совпадающей с вектором тяги двигателя, через шарнирно закрепленные стержни с демпферами, фиксируют шток в крайнем выпущенном положении с помощью гидрозамка гидроцилиндра, затем разблокируют гидрозамок гидроцилиндра и перемещают шток внутрь гидроцилиндра, тем самым создают или демпфируют усилие для обратного поворота двигателя, фиксируют положение штока в крайнем убранном положении с помощью гидрозамка гидроцилиндра.

Сущность заявленной группы изобретений поясняется графическими материалами, где на Фиг. 1 изображена схема в изометрии системы подвеса и регулирования угла вектора тяги двигателя, на Фиг. 2 изображена в профиль схема поворота вектора тяги двигателя.

X, Y, Z - оси ориентации.

Мх, My, Mz - крутящие моменты силы осей.

Рх - вектор тяги двигателя.

Py, Pz - действующие осевые силы.

Узел подвешивания и регулирования угла вектора тяги двигателя содержит стержни и демпферы, расположенные в пилонах. Узел также содержит гидроцилиндр со штоком и гидрозамками фиксации штока в его крайних положениях. Стержни с демпферами образуют два вертикальных пояса крепления двигателя. Корпус гидроцилиндра своим концом шарнирно закреплен на дополнительном стержне с демпфером, а шток гидроцилиндра шарнирно закреплен на двигателе.

Стержни могут быть выполнены с возможностью регулирования их длин. Один вертикальный пояс крепления может быть расположен перед центром тяжести и один за центром тяжести двигателя, относительно вектора тяги двигателя. Гидроцилиндр может быть расположен в задней части узла крепления, за центром тяжести двигателя и за поясами крепления. Пояс крепления, расположенный перед центром тяжести, также может быть расположен ближе к центру тяжести двигателя, чем пояс, расположенный за центром тяжести двигателя. Стержни с демпферами могут быть выполнены с возможность поворота на угол 0-30° в вертикальной плоскости. Стержни с демпферами могут иметь шарнирные соединения с двигателем и крылом.

Способ регулирования угла вектора тяги двигателя с использованием вышеуказанного узла заключается в том, что выпускают шток гидроцилиндра, создают или демпфируют усилие для поворота двигателя в вертикальной плоскости на угол 30°, совпадающей с вектором тяги двигателя. Через шарнирно закрепленные стержни с демпферами, фиксируют шток в крайнем выпущенном положении с помощью гидрозамка гидроцилиндра. Разблокируют гидрозамок гидроцилиндра и перемещают шток внутрь гидроцилиндра. Создают или демпфируют усилие для обратного поворота двигателя. Фиксируют положение штока в крайнем убранном положении с помощью гидрозамка гидроцилиндра.

Двигатели заключены в мотогондолы. Двигатели подвешены на пилонах под крылом самолета с помощью стержней с демпферами, конструктивно аналогичным применяемых на современных самолетах. Длина стержней может регулироваться.

Каждый двигатель крепится в 2-х поясах, расположенных впереди и позади его центра тяжести (ЦТ). Передний пояс, находящийся ближе к ЦТ двигателя и является основным.

Узлы крепления двигателя обеспечивают возможность поворота его продольной оси на угол до 30° к горизонту (поперечной оси самолета Z).

Самолетные узлы крепятся к лонжеронам крыла.

К заднему поясу подвески двигателя крепится гидропривод, который представляет собой гидроцилиндр, создающий необходимые усилия при повороте двигателя и фиксирующий его в крайних положениях с помощью специальных замков - гидрозамков. При выпускании штока гидроцилиндра, двигатель поворачивается на угол до 30° и одновременно несколько смещается вперед. При втягивании штока, двигатель становится в маршевое положение (в плоть до продольной оси самолета).

Пилоны крепятся к конструкции крыла и служат обтекателями системы подвески и регулирования двигателей. Передние части пилонов срезаны на угол и прикреплены к гондолам двигателей. При повороте двигателей, они перемещаются вместе с гондолами вперед и вверх.

На Фиг. 1, тяга двигателя Рх полностью воспринимается гидроцилиндром в точке 3 и через ферму точек 7-8-9 передается на крыло.

Сила Pz распределяется по правилу рычага между точками 3 и 6, нагружая стержни точек 2-6, 2.1-6.1, 3-5, 3.1-5.1.

Сила Py распределяется по правилу рычага между стержнями точек 1-2, 1.1-2.1 и стержнями точек 4-5, 4.1-5.1.

Момент силы Мх, действующий относительно оси X, полностью воспринимается стержнями точек 1-2, 1.1-2.1.

Момент My, действующий относительно оси Y, полностью воспринимается боковыми силами в точках 3 и 6.

Момент Mz, действующий относительно оси Z, воспринимается парой сил, создаваемой усилиями стержней точек 1-2, 1.1-2.1, 4-5, 4.1-5.1.

Как видно на Фиг. 2, поворот двигателя вверх на угол ϕ0 дв=30° происходит за счет тяги самого двигателя. При этом на гидроцилиндр действует отрицательная нагрузка и он демпфирует систему, обеспечивает ее поворот с заданной скоростью и фиксирует, с помощью гидрозамков, двигатель в заданном, взлетном положении.

Поворот двигателя в маршевое положение, ϕ0 дв=0°, осуществляется при подаче рабочей жидкости в левую полость гидроцилиндра и перемещении его штока вправо. В этом положении двигатель фиксируется также с помощью гидрозамка.

Стержни подвески двигателя и гидроцилиндр работают на растяжение, а ферма точек А-Б-Д крепления гидроцилиндра, на сжатие.

Так как в крайнем верхнем положении и в процессе поворота двигателя вертикальная составляющая его тяги частично уравновешивается весом самого двигателя, то максимальная нагрузка на систему будет действовать при маршевом положении двигателя и его работе во взлетном режиме.

Поскольку стержни подвески воспринимают только действие веса и массовых сил, тяга двигателя, здесь, полностью воспринимается гидроцилиндром и передается от него, через ферму и узлы ее крепления, на конструкцию крыла. При этом, очевидно, оказываются наиболее нагруженными стержень точек А-Д фермы и точка А.

Гидравлическая система, в частности гидроцилиндр, питается от общей гидросистемы самолета с рабочим давление 220 кг/см2.

В нее входят: электромагнитный кран ГА-142, который в зависимости от положения электропереключателя в кабине пилотов ППН-42, сообщает ту, или иную полость гидроцилиндров с магистралями давления или слива системы. Это приводит к повороту двигателей во взлетное, или маршевое положение. Для обеспечения синхронности движения, служит гидравлический синхронизатор (порционер) ГА-142/1.

Работа ГА-142/1 основана на принципе изменения потерь давления, в зависимости от изменения расхода через дроссель (диафрагму). При изменении в синхронности поворота двигателей, происходит изменение расходов жидкости в соответствующих гидроцилиндрах двигателей. Это вызывает смещение золотника порционера, который, перекрывая соответствующие отверстия, восстанавливает равенство расходов и синхронность поворота двигателей.

Как для повышения надежности системы, так и при ее отказе, предусмотрено включение в работу аварийной системы, через отдельный кран ГА-142.

Для перемещения вперед и поворота двигателей во взлетное положение, переключатель ППН-45 ставится в положение «Вып». При этом подается электрическое напряжение на обмотку электромагнитного крана ГА-141/1, включающее его на подачу жидкости в гидроцилиндр, в полость поворота двигателей во взлетное положение.

При достижении двигателями заданного положения, срабатывают соответствующие концевые выключатели, от чего срабатывает реле ТКД-12ПД и обесточивает кран ГА-142/1. Подача жидкости прекращается. С прекращением циркуляции жидкости, гидрозамки запирают ее в полостях гидроцилиндров, тем самым фиксируя двигатели во взлетном положении.

Описанный выше узел подвешивания и регулирования имеет простую конструкцию. Описанный выше способ регулирования угла вектора тяги является наиболее эффективным в сравнении с известными из уровня техники способами подвеса и регулирования.

Вся совокупность существенных признаков находится в причинно-следственной связи с заявленным техническим результатом.

1. Узел подвешивания и регулирования угла вектора тяги двигателя, содержащий стержни и демпферы, расположенные в пилонах, отличающийся тем, что содержит гидроцилиндр со штоком и гидрозамками фиксации штока в его крайних положениях, при этом стержни с демпферами образуют два вертикальных пояса крепления двигателя, при этом корпус гидроцилиндра своим концом шарнирно закреплен на дополнительном стержне с демпфером, а шток гидроцилиндра шарнирно закреплен на двигателе.

2. Узел по п. 1, отличающийся тем, что стержни выполнены с возможностью регулирования их длин.

3. Узел по п. 1, отличающийся тем, что один вертикальный пояс крепления расположен перед центром тяжести и один за центром тяжести двигателя, относительно вектора тяги двигателя.

4. Узел по п. 3, отличающийся тем, что гидроцилиндр расположен в задней части узла крепления, за центром тяжести двигателя и за поясами крепления.

5. Узел по п. 3, отличающийся тем, что пояс крепления, расположенный перед центром тяжести, также расположен ближе к центру тяжести двигателя, чем пояс, расположенный за центром тяжести двигателя.

6. Узел по п. 1, отличающийся тем, что стержни с демпферами выполнены с возможность поворота на угол 0-30° в вертикальной плоскости.

7. Узел по п. 1, отличающийся тем, что стержни с демпферами имеют шарнирные соединения с двигателем и крылом.

8. Способ регулирования угла вектора тяги двигателя с использованием узла по пп. 1-6, заключающийся в том, что выпускают шток гидроцилиндра, создают или демпфируют усилие для поворота двигателя в вертикальной плоскости на угол 30°, совпадающей с вектором тяги двигателя, через шарнирно закрепленные стержни с демпферами, фиксируют шток в крайнем выпущенном положении с помощью гидрозамка гидроцилиндра, затем разблокируют гидрозамок гидроцилиндра и перемещают шток внутрь гидроцилиндра, тем самым создают или демпфируют усилие для обратного поворота двигателя, фиксируют положение штока в крайнем убранном положении с помощью гидрозамка гидроцилиндра.



 

Похожие патенты:

Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий выпускной картер, имеющий центральную ступицу (13) и средства (11) соединения, выполненные с возможностью передачи усилий, создаваемых турбореактивным двигателем, на конструкцию приводимого в движение этим двигателем летательного аппарата, при этом упомянутые средства соединения являются двумя стойками, проходящими от центральной ступицы, пересекая холодный поток упомянутого турбореактивного двигателя, и отличающимися тем, что они жестко закреплены на упомянутой центральной ступице и расположены диаметрально противоположно друг другу.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям обшивок, размещенных между двигателем и гондолой. Структура обшивки, расположенная между двигателем и гондолой воздушного судна, содержит кожух, окружающий двигатель и содержащий множество секторов (12А,12В), по меньшей мере, один радиальный кронштейн (14), обеспечивающий соединение с гондолой; и множество крепежных средств для прикрепления указанного множества секторов кожуха друг к другу или к указанному, по меньшей мере, одному радиальному кронштейну.

Изобретение относится к устройству подвески газотурбинного двигателя летательного аппарата. Устройство (10) шарового шарнира для подвески газотурбинного двигателя к пилону или для подвески агрегата к корпусу газотурбинного двигателя содержит первый элемент (12), на конце которого установлена шаровая головка (14), второй элемент (18) с держателями (16,17), ось (30), проходящую через отверстие (28) шаровой головки.

Изобретение относится к устройству для подвески турбомашины к пилону. Шаровое шарнирное устройство (10) для подвески турбомашины к пилону или подвески оборудования к корпусу турбомашины содержит тягу (12), конец которой несет шаровой шарнир (14), и встроен между двумя проушинами (16) обоймы (18).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям статоров турбореактивных двигателей. Конструкции корпуса имеет обечайку, окружающую двигатель, содержащую множество секторов (12A,12B), множество радиальных стоек (14), каждая из которых установлена между двумя смежными секторами обечайки и содержит основание (14A).

Группа изобретений относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом включает передний и задний лонжерон, предкрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта.

Изобретение относится к подвеске пилона двигателя на летательном аппарате. Пилон (31) для установки двигателя (10) на конструкции летательного аппарата содержит первое средство (32) крепления, выполненное с возможностью крепления на пилоне, и второе средство (33) крепления.

Изобретение относится к способу установки двигателя (40) летательного аппарата на пилоне (43). Размещают первый срезной штифт (53) в первом отверстии (51) и второй срезной штифт (54) во втором отверстии, выполненных в переднем креплении (46) двигателя, предварительно закрепленном на двигателе (40) при помощи тяг.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям летательного аппарата. Узел содержит газотурбинный двигатель и систему крепления двигателя к летательному аппарату.

Изобретение относится к области авиации, в частности, к подвеске турбореактивных двигателей. Устройство для подвески турбореактивного двигателя содержит крепления с шарнирно соединенными звеньями.

Изобретение относится к системам управления самолетом. Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета состоит из рабочей части и командной системы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Самолет короткого взлета и посадки выполнен по продольной схеме триплана с хвостовым оперением обратной Y-образности, смонтированным совместно с кормовым кольцевым каналом, имеющим внутри гибридную мотогондолу с задним расположением силовой установки и большим толкающим винтом, вращающимся в противоположном направлении с тремя меньшими толкающими винтами, имеющими одинаковое направление вращения между собой, установленными вокруг кольцевого канала в соответствующих мотогондолах с задним расположением электродвигателя.
Изобретение относится к области морской авиации, в частности к способам посадки самолетов морского базирования на палубы авианесущих кораблей. .

Изобретение относится к области морской авиации, в частности к способам подготовки самолета к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля. .

Изобретение относится к области авиации и предназначено для переброски по воздуху живой силы и техники ВВС, ВДВ. .

Изобретение относится к области авиационного приборостроения. .

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к области авиастроения и предназначено для использования в тактической авиации, выполняющей обнаружение и поражение воздушных, надводных и наземных целей.

Изобретение относится к технике управления самолетами-истребителями и самолетами тактической авиации в ближнем воздушном бою. .

Изобретение относится к авиастроению. .

Группа изобретений относится к подвеске силовых установок летательных аппаратов короткого взлета и посадки. Узел подвешивания и регулирования угла вектора тяги двигателя содержит стержни и демпферы, расположенные в пилонах. Узел дополнительно содержит гидроцилиндр со штоком и гидрозамками фиксации штока в его крайних положениях. Стержни с демпферами образуют два вертикальных пояса крепления двигателя. Корпус гидроцилиндра, своим концом шарнирно закреплен на дополнительном стержне с демпфером, а шток гидроцилиндра шарнирно закреплен на двигателе. Достигается упрощение конструкции узла поворота вектора тяги двигателя самолета и повышается эффективность регулирования угла вектора тяги двигателя. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх