Опора крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату
(19)RU(11)995462(13)C(51) МПК 6 B64D27/26Статус: по данным на 17.12.2012 - прекратил действиеПошлина: учтена за 20 год с 09.06.2000 по 08.06.2001
(54) ОПОРА КРЕПЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ К ЛЕТАТЕЛЬНОМУ АППАРАТУ
Изобретение относится к авиации, в частности к узлам крепления двигателей к летательным аппаратам. Известен узел крепления двигателя, содержащий винтовую пару с регулировкой по длине, позволяющую регулировать положение двигателя. Недостатком узла крепления является то, что он позволяет регулировать положение только в одном направлении. При необходимости регулировки в нескольких направлениях крепление двигателя значительно усложняется и имеет большие габариты и вес. 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. Недостатком опоры является сложность и длительность монтажа двигателя. Цель изобретения улучшение технологичности и сокращение времени монтажа двигателя. 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. 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. 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. Поверхности 10 взаимодействуют с плоскими ответными поверхностями 11 головки 4 корпуса 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. Шестигранник 23 предназначен для удержания шипа 14 в определенном положении при снятом фиксаторе 8. Устройство работает следующим образом. 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. 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. Это фиксирует шип 14 от поворота. Затем фиксатор 8 прижимается шайбой 12 и закрепляется гайкой 13. Предлагаемая опора крепления газотурбинного двигателя на летательном аппарате обеспечивает удобство в эксплуатации, сокращает время монтажа двигателя.
Формула изобретения
ОПОРА КРЕПЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ К ЛЕТАТЕЛЬНОМУ АППАРАТУ, содержащая цапфу, шины которой соединены посредством шарнирных соединений, соответственно с корпусом двигателя и летательным аппаратом, и фиксатор углового положения цапфы, отличающаяся тем, что, с целью улучшения технологичности и сокращения времени монтажа двигателя, 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.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5
