узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла. Пилон навески двигателя


Устройство навески пилона двигателя на крыле — SU 1099538

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 Рz (по причине несовмещения точки ее приложения с осью жесткости балки пилона) возникает первичный крутящий момент "Мхперв.", на участке длины балки от точки приложения силы Pz до переднего узла. Этот момент воспринимается передним узлом, загружая его усилиями " Руперв.".Вместе с тем, в дополнение к первичному, возникает вторичный крутящий момент "Мхвтор." от действия на балку пилона опорной реакции заднего узла "Rzзу (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 " Мхвтор." через кручение балки передается на передний узел навески. Это приводит к дополнительной загрузке внешнего силового контура балки пилона потоком касательных сил "qвтор." на участке длины между задним и передним узлами навески, к дополнительной загрузке переднего узла навески усилиями " Рувтор." 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.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.

patents.su

Голландцы сделали композитную подвеску авиадвигателя

Композитная проставка пилона навески двигателя

NRL

Аэрокосмическая лаборатория Нидерландов разработала технологию производства композитных проставок для пилонов навески двигателей на пассажирские самолеты. Как пишет Aviation Week, с помощью новой технологии специалисты лаборатории сделали первую композитную проставку, которая в ближайшее время начнет проходить испытания. В организации надеются, что по новой технологии с 2020 года можно будет выпускать несколько различных элементов планеров пассажирских самолетов, которые сегодня обычно выполняются из авиационных алюминиевых сплавов или стали.

Одной из основных целей современных авиационных разработок является снижение потребления топлива пассажирскими самолетами. Это позволит авиакомпаниями увеличить доходы от авиаперевозок, а значит ускорить окупаемость самолетов. Снизить потребление топлива, в частности, можно доработав конструкцию двигателей, оптимизировав аэродинамическую форму планера или облегчив конструкцию самолета. Снизить массу конструкции позволяет использование новых сплавов или композиционных материалов.

Новая разработка нидерландской лаборатории как раз направлена на снижение общей массы конструкции самолета. Сегодня проставки (детали, устанавливаемые между точками подвески двигателя на крыле и пилоном) изготавливаются из стали, поскольку должны удерживать на себе сам пилон и двигатель, а также выдерживать вибрационные нагрузки во время полета. Новую деталь разработчики изготовили из композиционного материала PEKK (полиэфиркетон-кетон). Он представляет собой плетеную углеткань в полимерном матриксе и является термпопластичным.

Модуль упругости (способность материала упруго деформироваться) PEKK составляет 54,3 гигапаскаля, а прочность при растяжении — 585 мегапаскалей. Для сравнения, модуль упругости авиационных углепластиков в зависимости от используемых полимеров составляет от 50 до 140 гигапаскалей, а прочность — от 0,4 до 1,5 гигапаскаля. При этом такие материалы сложнее обрабатываются, чем PEKK. По данным нидерландской лаборатории, термопластичный материал PEKK легко обрезается. При этом обрезки, остающиеся после изготовления детали, можно использовать повторно при производстве новой детали.

Исследования нового материала и возможности его использования в авиации голландцы проводят совместно с концерном Airbus в рамках национального проекта TAPAS 2. В рамках исследований разработчики с помощью промышленного робота, позволяющего точно позиционировать различные материалы, выложили слои из углеткани, залили их полимером и «запекли» в автоклаве. Получившаяся проставка пилона имеет в длину шесть метров и в толщину 28 миллиметров. Эту деталь планируется проверить на прочность в различных условиях.

В начале февраля текущего года европейский авиастроительный концерн Airbus впервые в истории авиастроения выпустил коробку центроплана, полностью выполненную из композиционных материалов. Новый элемент выполнен единой деталью. Новая композитная коробка центроплана, изготовленная Airbus, получилась существенно легче обычной, изготавливаемой из стальных листов и лент. Для производства детали использовалось углеволокно и полимерное связующее, подробности о которых не раскрываются. В ближайшее время планируется начать испытания композитной коробки центроплана.

Василий Сычёв

nplus1.ru

УЗЕЛ СОЕДИНЕНИЯ НАВЕСНОЙ СИЛОВОЙ БАЛКИ ПИЛОНА ДВИГАТЕЛЯ С КЕССОНОМ КРЫЛА

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла, используемого для крепления авиационных двигателей к крылу самолета.

Известен узел соединения силового каркаса пилона двигателя с крылом самолета (см. патент США 7451947, МПК B64D 27/00, опубл. 18.11.2008), содержащий жесткий каркас пилона и средства его крепления под крылом. Средства крепления включают передний, центральный и задний узлы крепления. Передний узел крепления имеет треугольные элементы, закрепленные на крыле по обе стороны от вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось пилона, и шарнирно соединенные с каркасом пилона. При этом центральный узел крепления содержит штангу, шарнирно закрепленную на крыле и каркасе пилона и способную воспринимать силы, приложенные в направлении оси Z самолета, а задний узел крепления включает, по крайней мере, один силовой элемент, ориентированный по оси Z самолета, способный компенсировать как отклонения при сборке, так и деформации крыла, и воспринимающий нагрузки в вертикальной плоскости (ось Y).

К недостаткам этого технического решения относится следующее.

Во-первых, наличие большого количества узлов навески (8 узлов), каждый из которых должен иметь фиксацию с высокой точностью на каркасе пилона и на каркасе крыла как при сборке, так и при изготовлении.

Во-вторых, кронштейны (поз.44 и 54), закрепленные на переднем лонжероне крыла, воспринимают усилия в вертикальной плоскости (по оси Y), которые суммируются с нагрузками, действующими на лонжерон от аэродинамической нагрузки на крыло, и деформационными нагрузками, возникающими от прогиба консоли крыла, в результате, нагрузки имеют высокий уровень между кронштейнами что, как следствие, требует значительного усиления по требованиям ресурса (усталости).

В-третьих, боковая нагрузка от двигателя (вдоль размаха крыла по оси Z) воспринимается парой сил (реакциями) на кронштейнах (поз.44 и 54) и, в основном, тягой (поз.15), закрепленной на нижнем поясе переднего лонжерона крыла, что также требует к усилению нижней поверхности крыла.

Все вышеизложенное приводит к повышенному весу конструкции.

Известен узел соединения силовой балки пилона двигателя с крылом (см. патент РФ 2095292, МПК B64D 27/18, опубл. 10.11.1997). Балка пилона выполнена в форме кессона, его задний торец расположен перпендикулярно плоскости установки реактивного двигателя. Вертикальная плоскость симметрии балки размещена симметрично относительно плоскости установки реактивного двигателя. На крыле балка закреплена шарнирными соединениями, элементы которых размещены в верхних углах заднего торца балки, и наклонным подкосом. Наклонный подкос при этом соединен с задним торцом балки в его нижней части и нижней обшивкой крыла.

В данном аналоге акцент направлен на повышение эксплуатационной технологичности конструкции путем обеспечения легкосъемности переднего обтекателя пилона двигателя для доступа к коммуникациям внутри обтекателя.

Само же крепление силовой балки (пилона) на крыло имеет ограниченное количество узлов (два передних и подкос). При такой навеске разрушение одного из элементов приводит к неравномерному перераспределению нагрузок на оставшиеся элементы и в дальнейшем к разрушению остальных элементов, так как нет дополнительных узлов, способных воспринять нагрузку от разрушения узла.

Известен узел соединения силовой балки пилона двигателя с крылом самолета (см. заявку на изобретение США 2010/0193627, МПК B64D 27/26, опубл. 5.08.2010), содержащий коробчатую силовую балку пилона двигателя самолета, выполненную в виде жесткого коробчатого каркаса, состоящего из верхнего и нижнего силовых элементов и двух боковых панелей. Силовая балка пилона также включает хвостовой замыкающий силовой элемент, соединенный с верхним и нижним силовыми элементами и боковыми панелями коробчатого каркаса. Крыло самолета содержит поперечный силовой элемент, расположенный, по существу, параллельно передней кромке крыла. В соответствии с данным техническим решением хвостовой замыкающий силовой элемент жесткого коробчатого каркаса балки пилона прикрепляют к крылу так, что он жестко соединяется с поперечным силовым элементом крыла так, что частично располагается внутри него.

Крепление силовой балки пилона двигателя на крыло осуществляется фланцем к стенке переднего лонжерона и кронштейном, закрепленным на нижнем поясе лонжерона и нижней панели.

Данное соединение имеет ряд недостатков.

Во-первых, из-за стреловидности крыла (по передней кромке) силовая балка пилона пересекается со стенкой лонжерона под углом, а следовательно боковые стенки пилона имеют разную длину, и та стенка, которая ближе к фюзеляжу, более жесткая, чем противоположная, и, как следствие, более нагруженная, что невыгодно с точки зрения восприятия и передачи нагрузок, а также в деформационном отношении.

Во-вторых, в конструкции имеются элементы для поддержания подкосов, нагрузка от которых имеет направление вдоль оси двигателя, что требует наличия элементов в каркасе крыла в данном направлении. Это усложняет каркас крыла, создает стеснение при деформации консоли, обусловливает повышенный вес конструкции и отрицательно влияет на усталостные характеристика зоны крепления силовой балки пилона.

Ближайшим аналогом изобретения является узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с крылом самолета (см. заявку на изобретение США 2009/0108127, МПК B64D 27/26, опубл. 30.04.2009), который содержит передний узел крепления, задний узел крепления и промежуточный узел крепления, которые соединяют пилон с крылом самолета. Задний узел крепления содержит нижний элемент, прикрепленный к балке пилона, верхний элемент, прикрепленный к крылу, и соединительное звено, которое посредством параллельных шарнирных звеньев соединяет нижний и верхний элементы. Нижний элемент заднего узла крепления имеет размер, по существу, аналогичный размеру задней поперечной поверхности пилона, и неподвижно расположен на указанной задней поперечной поверхности как продолжение пилона.

Недостатком ближайшего аналога является большое количество сложных узлов, требующих дублирования (резервирования) (требование АП 25.571, CS 25.571, FAR 25.571), увеличенный вес конструкции, при этом требуется высокая точность изготовления каждого узла. Кроме того, к недостаткам можно отнести сложность точной фиксации при сборке как самого пилона двигателя, так и при сборке каркаса крыла, так как требуется соблюдение требований по навеске двигателя летательного аппарата по точности в направлении осей X, Y, Z.

Задачей, решаемой изобретением, является упрощение конструкции соединения, снижение веса, увеличение надежности работы и ресурса.

Поставленная задача решается за счет того, что соединение навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла выполнено в виде двух узлов - переднего и заднего, которые образованы креплением навесной силовой балки соответственно к переднему и заднему лонжеронам кессона отъемной части крыла. Передний узел соединения образован вертикальным шкворнем, проходящим через коробчатый силовой каркас пилона, шкворень выполнен с четырьмя посадочными поверхностями, две из которых под ответные посадочные поверхности верхней и нижней панелей навесной силовой балки и две под ответные посадочные поверхности в ухе верхней проушины и ухе нижней проушины переднего лонжерона, причем внутри шкворня установлен стяжной элемент. Задний узел соединения расположен в нижней части заднего лонжерона и образован серьгой, расположенной в плоскости XOY, связанной с задней частью навесной силовой балки. Проушины переднего лонжерона под шкворень связаны фитингом друг с другом и с внешней стенкой переднего лонжерона, а также с поясами лонжерона и обшивками кессона по силовой нервюре. Серьга заднего узла навешена на нижней панели кессона посредством кронштейна, а навесная силовая балка пилона своей задней частью крепится к серьге при помощи болтового соединения. Задний узел соединения (в преимущественном случае выполнения) может быть образован двумя серьгами, каждая из которых расположена в плоскости ХОУ и связана с задней частью навесной силовой балки, а также соединена посредством кронштейна с задним лонжероном и нижней панелью кессона ОЧК.

Согласно АП 25.571, CS 25.571, FAR 25.571 все узлы должны иметь дублирование, заявленная конструкция позволяет это сделать.

Техническим результатом, который достигается при изготовлении и использовании изобретения, является упрощение конструкции, повышение надежности и увеличение ресурса соединения, а также обеспечение работоспособности соединения при ослаблении сечения (например, вследствие появления локальной трещины в одном из элементов шкворня). Расположение внутри шкворня стяжного элемента - шпильки, создающей напряжение сжатия на шкворне, позволяет снизить растягивающие напряжения, возникающие при изгибе шкворня. Кроме того, такая конструкция узла обеспечивает восприятие усилий Px,Py, Pz, а также момент Mx, и Mz. Серьга заднего узла позволяет компенсировать деформацию конструкции по оси X (по продольной оси самолета) и воспринимает усилия Py и Pz. Восприятие момента My обеспечивается парой реакций в направлении оси Z на переднем и заднем узлах.

Конструкция соединения позволяет дополнительно увеличить ресурс и безопасность переднего и заднего узлов за счет конструктивного выполнения элементов навески. Для обеспечения безопасной эксплуатации воздушного судна и повышения ресурса конструктивные элементы выполнены следующим образом, а именно:

- Шкворень состоит из двух корпусов - внутреннего и внешнего, соединенных по посадочным поверхностям и стянутых стяжным элементом, закрепленным гайкой. Для осмотра внутреннего корпуса во внешнем корпусе выполнены смотровые окна.

- В местах навески шкворня на верхней и нижней панелях навесной силовой балки пилона могут быть установлены дополнительные накладки, соединенные с балкой механическим крепежом.

- Задний узел навески навесной силовой балки позволяет выполнить его с использованием двух серег 15 и кронштейнов, каждый из которых выполнен с двумя проушинами для соединения с каждой из серег.

- Верхняя и нижняя проушины, закрепленные на кессоне ОЧК, состоят каждая из двух элементов, соединенных между собой механическим крепежом.

Изобретение поясняется чертежами, на которых изображено:

фиг.1 - общий вид узла соединения;

фиг.2 - вид А с фиг.1;

фиг 3 - сечение Б-Б с фиг.1;

фиг.4 - выносной пункт I;

фиг.5 - сечение В-В с фиг.1;

фиг.6 - вид Г с фиг.5;

фиг.7 - сечение Д-Д с фиг.4;

фиг.8 - схема членение шкворня;

фиг.9 - расчетная схема узла.

Соединение навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла выполнено следующим образом. Кессон отъемной части крыла (ОЧК) включает передний лонжерон 1 и задний лонжерон 2, а также нервюру 3, расположенную внутри кессона ОЧК. Навесная силовая балка 4 пилона установлена на кессоне ОЧК по двум узлам, переднему и заднему. Передний узел расположен на переднем лонжероне 1, а задний узел - на заднем лонжероне 2. Усиленная нервюра 3 расположена между передним и задним узлами.

Передний узел образован вертикальным шкворнем 5, проходящим через коробчатый силовой каркас пилона. Кроме того, передний узел включает верхнюю 7 и нижнюю 8 проушины для крепления шкворня 5, а также фитинг 9. Проушины 7 и 8 посредством фитинга 9 связаны между собой и соединены по внешней стенке переднего лонжерона 1 с его верхним и нижним поясами, а также с обшивками кессона по силовой нервюре 3 (см. вид А). Для обеспечения безопасности каждая проушина 7, 8 может быть дублирована.

Навесная силовая балка 4 пилона двигателя устанавливается снизу на шкворень 5 по двум посадочным поверхностям, выполненным на шкворне 5. Ответные посадочные поверхности 21 выполнены на верхней и на нижней панелях навесной силовой балки.

Внутри шкворня 5 установлен стяжной элемент - шпилька 12, создающая напряжение сжатия на шкворне, которое снижает растягивающие напряжения, возникающие при изгибе шкворня 5.

От вертикальных перемещений по шкворню 5 силовая балка 4 пилона зафиксирована гайкой 18 (фиг.4), навинченной на шпильку 12 со стороны верхней проушины 7 кессона, и гайкой 17 с шайбой 26, установленной на нижней панели навесной силовой балки пилона и затянутой до упора к упорному кольцу 13.

Между нижним ухом проушины 8 и верхней плоскостью навесной силовой балки пилона 4 на шкворень 5 установлена втулка-чехол 20 для защиты полостей обтекателя и пилона от пыли и влаги.

Задний узел расположен в нижней части заднего лонжерона 2 (фиг.4) и выполнен в виде навешенной на кронштейне 14 серьги 15, расположенной в вертикальной плоскости XOY. Кронштейн 14 прикреплен к заднему лонжерону и нижней панели кессона ОЧК. Задняя часть навесной силовой балки пилона выполнена в виде заднего обтекателя 23, состоящего из продольной балки 22, набора диафрагм 24 (фиг.4, 7) и кронштейна 19, на который установлена серьга 15 (сеч. Б-Б) посредством болтового соединения.

Шкворень 5 состоит из двух корпусов - внутреннего 10 и внешнего 11 (фиг.4, 5, 7), соединенных по посадочным поверхностям. Корпуса стянуты стяжным элементом (шпилькой) 12 при помощи гайки 16. Для осмотра внутреннего корпуса 10 во внешнем корпусе 11 выполнены смотровые окна 25 (фиг.5, 6, 8). В местах навески шкворня 5 на верхней и нижней панелях навесной силовой балки пилона установлены дополнительные накладки 21 (фиг.4), соединенные с балкой механическим крепежом. Задний узел навески навесной силовой балки включает, в преимущественном варианте исполнения, две серьги 15, один кронштейн 14 с двумя проушинами под две серьги, прикрепленный к заднему лонжерону 14 кессона крыла, и один кронштейн 19 с двумя проушинами под две серьги, прикрепленный к задней части навесной силовой балки пилона (фиг.4).

Каждое ухо верхней и нижней проушин 7, 8 (фиг.4), закрепленных на кессоне ОЧК, состоит из двух элементов, соединенных между собой механическим крепежом.

Обтекатели, передний 6 и задний 23 (фиг.1, 4), определяют аэродинамические обводы навесной силовой балки, а также служат для прокладки коммуникаций, обеспечивающих работу маршевой силовой установки.

На фиг.9 представлена расчетная схема восприятия нагрузок по трем направлениям.

1. В направлении оси X (Px) - направление полета самолета.

2. В направлении оси Y (Py) - в вертикальной плоскости самолета.

3. В направлении оси Z (Pz) - в поперечном направлении (вдоль размаха крыла).

Точкой приложения всех сил (точка Д) является центр тяжести маршевой силовой установки.

Расчетная схема представлена в виде балки, опертой на посадочные поверхности шкворня (точки А, В) по крылу и задний узел навески балки пилона (точка С).

Направление сил Px, Py, Pz выбрано для одного из характерных случаев нагружения, в качестве демонстрации характера действующих и воспринимаемых усилий на узлы навески.

edrid.ru

Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла. Узел соединения содержит передний и задний узлы крепления навесной силовой балки к переднему и заднему лонжеронам кессона крыла, между которыми установлена нервюра. Передний узел образован вертикальным шкворнем, проходящим через силовой каркас пилона. Шкворень выполнен с двумя посадочными поверхностями для взаимодействия с ответными посадочными поверхностями верхней и нижней панелей навесной силовой балки и закреплен по двум другим посадочным поверхностям в верхней и нижней проушинах переднего лонжерона. Внутри шкворня установлен стяжной элемент. Задний узел крепления навесной силовой балки расположен в нижней части заднего лонжерона и образован, по крайней мере, одной серьгой, расположенной в вертикальной плоскости и соединенной с задней частью навесной силовой балки и с задним лонжероном кессона крыла. Достигается упрощение конструкции, повышение надежности и увеличение ресурса соединения, а также обеспечение работоспособности соединения при ослаблении сечения. 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла, используемого для крепления авиационных двигателей к крылу самолета.

Известен узел соединения силового каркаса пилона двигателя с крылом самолета (см. патент США 7451947, МПК B64D 27/00, опубл. 18.11.2008), содержащий жесткий каркас пилона и средства его крепления под крылом. Средства крепления включают передний, центральный и задний узлы крепления. Передний узел крепления имеет треугольные элементы, закрепленные на крыле по обе стороны от вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось пилона, и шарнирно соединенные с каркасом пилона. При этом центральный узел крепления содержит штангу, шарнирно закрепленную на крыле и каркасе пилона и способную воспринимать силы, приложенные в направлении оси Z самолета, а задний узел крепления включает, по крайней мере, один силовой элемент, ориентированный по оси Z самолета, способный компенсировать как отклонения при сборке, так и деформации крыла, и воспринимающий нагрузки в вертикальной плоскости (ось Y).

К недостаткам этого технического решения относится следующее.

Во-первых, наличие большого количества узлов навески (8 узлов), каждый из которых должен иметь фиксацию с высокой точностью на каркасе пилона и на каркасе крыла как при сборке, так и при изготовлении.

Во-вторых, кронштейны (поз.44 и 54), закрепленные на переднем лонжероне крыла, воспринимают усилия в вертикальной плоскости (по оси Y), которые суммируются с нагрузками, действующими на лонжерон от аэродинамической нагрузки на крыло, и деформационными нагрузками, возникающими от прогиба консоли крыла, в результате, нагрузки имеют высокий уровень между кронштейнами что, как следствие, требует значительного усиления по требованиям ресурса (усталости).

В-третьих, боковая нагрузка от двигателя (вдоль размаха крыла по оси Z) воспринимается парой сил (реакциями) на кронштейнах (поз.44 и 54) и, в основном, тягой (поз.15), закрепленной на нижнем поясе переднего лонжерона крыла, что также требует к усилению нижней поверхности крыла.

Все вышеизложенное приводит к повышенному весу конструкции.

Известен узел соединения силовой балки пилона двигателя с крылом (см. патент РФ 2095292, МПК B64D 27/18, опубл. 10.11.1997). Балка пилона выполнена в форме кессона, его задний торец расположен перпендикулярно плоскости установки реактивного двигателя. Вертикальная плоскость симметрии балки размещена симметрично относительно плоскости установки реактивного двигателя. На крыле балка закреплена шарнирными соединениями, элементы которых размещены в верхних углах заднего торца балки, и наклонным подкосом. Наклонный подкос при этом соединен с задним торцом балки в его нижней части и нижней обшивкой крыла.

В данном аналоге акцент направлен на повышение эксплуатационной технологичности конструкции путем обеспечения легкосъемности переднего обтекателя пилона двигателя для доступа к коммуникациям внутри обтекателя.

Само же крепление силовой балки (пилона) на крыло имеет ограниченное количество узлов (два передних и подкос). При такой навеске разрушение одного из элементов приводит к неравномерному перераспределению нагрузок на оставшиеся элементы и в дальнейшем к разрушению остальных элементов, так как нет дополнительных узлов, способных воспринять нагрузку от разрушения узла.

Известен узел соединения силовой балки пилона двигателя с крылом самолета (см. заявку на изобретение США 2010/0193627, МПК B64D 27/26, опубл. 5.08.2010), содержащий коробчатую силовую балку пилона двигателя самолета, выполненную в виде жесткого коробчатого каркаса, состоящего из верхнего и нижнего силовых элементов и двух боковых панелей. Силовая балка пилона также включает хвостовой замыкающий силовой элемент, соединенный с верхним и нижним силовыми элементами и боковыми панелями коробчатого каркаса. Крыло самолета содержит поперечный силовой элемент, расположенный, по существу, параллельно передней кромке крыла. В соответствии с данным техническим решением хвостовой замыкающий силовой элемент жесткого коробчатого каркаса балки пилона прикрепляют к крылу так, что он жестко соединяется с поперечным силовым элементом крыла так, что частично располагается внутри него.

Крепление силовой балки пилона двигателя на крыло осуществляется фланцем к стенке переднего лонжерона и кронштейном, закрепленным на нижнем поясе лонжерона и нижней панели.

Данное соединение имеет ряд недостатков.

Во-первых, из-за стреловидности крыла (по передней кромке) силовая балка пилона пересекается со стенкой лонжерона под углом, а следовательно боковые стенки пилона имеют разную длину, и та стенка, которая ближе к фюзеляжу, более жесткая, чем противоположная, и, как следствие, более нагруженная, что невыгодно с точки зрения восприятия и передачи нагрузок, а также в деформационном отношении.

Во-вторых, в конструкции имеются элементы для поддержания подкосов, нагрузка от которых имеет направление вдоль оси двигателя, что требует наличия элементов в каркасе крыла в данном направлении. Это усложняет каркас крыла, создает стеснение при деформации консоли, обусловливает повышенный вес конструкции и отрицательно влияет на усталостные характеристика зоны крепления силовой балки пилона.

Ближайшим аналогом изобретения является узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с крылом самолета (см. заявку на изобретение США 2009/0108127, МПК B64D 27/26, опубл. 30.04.2009), который содержит передний узел крепления, задний узел крепления и промежуточный узел крепления, которые соединяют пилон с крылом самолета. Задний узел крепления содержит нижний элемент, прикрепленный к балке пилона, верхний элемент, прикрепленный к крылу, и соединительное звено, которое посредством параллельных шарнирных звеньев соединяет нижний и верхний элементы. Нижний элемент заднего узла крепления имеет размер, по существу, аналогичный размеру задней поперечной поверхности пилона, и неподвижно расположен на указанной задней поперечной поверхности как продолжение пилона.

Недостатком ближайшего аналога является большое количество сложных узлов, требующих дублирования (резервирования) (требование АП 25.571, CS 25.571, FAR 25.571), увеличенный вес конструкции, при этом требуется высокая точность изготовления каждого узла. Кроме того, к недостаткам можно отнести сложность точной фиксации при сборке как самого пилона двигателя, так и при сборке каркаса крыла, так как требуется соблюдение требований по навеске двигателя летательного аппарата по точности в направлении осей X, Y, Z.

Задачей, решаемой изобретением, является упрощение конструкции соединения, снижение веса, увеличение надежности работы и ресурса.

Поставленная задача решается за счет того, что соединение навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла выполнено в виде двух узлов - переднего и заднего, которые образованы креплением навесной силовой балки соответственно к переднему и заднему лонжеронам кессона отъемной части крыла. Передний узел соединения образован вертикальным шкворнем, проходящим через коробчатый силовой каркас пилона, шкворень выполнен с четырьмя посадочными поверхностями, две из которых под ответные посадочные поверхности верхней и нижней панелей навесной силовой балки и две под ответные посадочные поверхности в ухе верхней проушины и ухе нижней проушины переднего лонжерона, причем внутри шкворня установлен стяжной элемент. Задний узел соединения расположен в нижней части заднего лонжерона и образован серьгой, расположенной в плоскости XOY, связанной с задней частью навесной силовой балки. Проушины переднего лонжерона под шкворень связаны фитингом друг с другом и с внешней стенкой переднего лонжерона, а также с поясами лонжерона и обшивками кессона по силовой нервюре. Серьга заднего узла навешена на нижней панели кессона посредством кронштейна, а навесная силовая балка пилона своей задней частью крепится к серьге при помощи болтового соединения. Задний узел соединения (в преимущественном случае выполнения) может быть образован двумя серьгами, каждая из которых расположена в плоскости ХОУ и связана с задней частью навесной силовой балки, а также соединена посредством кронштейна с задним лонжероном и нижней панелью кессона ОЧК.

Согласно АП 25.571, CS 25.571, FAR 25.571 все узлы должны иметь дублирование, заявленная конструкция позволяет это сделать.

Техническим результатом, который достигается при изготовлении и использовании изобретения, является упрощение конструкции, повышение надежности и увеличение ресурса соединения, а также обеспечение работоспособности соединения при ослаблении сечения (например, вследствие появления локальной трещины в одном из элементов шкворня). Расположение внутри шкворня стяжного элемента - шпильки, создающей напряжение сжатия на шкворне, позволяет снизить растягивающие напряжения, возникающие при изгибе шкворня. Кроме того, такая конструкция узла обеспечивает восприятие усилий Px,Py, Pz, а также момент Mx, и Mz. Серьга заднего узла позволяет компенсировать деформацию конструкции по оси X (по продольной оси самолета) и воспринимает усилия Py и Pz. Восприятие момента My обеспечивается парой реакций в направлении оси Z на переднем и заднем узлах.

Конструкция соединения позволяет дополнительно увеличить ресурс и безопасность переднего и заднего узлов за счет конструктивного выполнения элементов навески. Для обеспечения безопасной эксплуатации воздушного судна и повышения ресурса конструктивные элементы выполнены следующим образом, а именно:

- Шкворень состоит из двух корпусов - внутреннего и внешнего, соединенных по посадочным поверхностям и стянутых стяжным элементом, закрепленным гайкой. Для осмотра внутреннего корпуса во внешнем корпусе выполнены смотровые окна.

- В местах навески шкворня на верхней и нижней панелях навесной силовой балки пилона могут быть установлены дополнительные накладки, соединенные с балкой механическим крепежом.

- Задний узел навески навесной силовой балки позволяет выполнить его с использованием двух серег 15 и кронштейнов, каждый из которых выполнен с двумя проушинами для соединения с каждой из серег.

- Верхняя и нижняя проушины, закрепленные на кессоне ОЧК, состоят каждая из двух элементов, соединенных между собой механическим крепежом.

Изобретение поясняется чертежами, на которых изображено:

фиг.1 - общий вид узла соединения;

фиг.2 - вид А с фиг.1;

фиг 3 - сечение Б-Б с фиг.1;

фиг.4 - выносной пункт I;

фиг.5 - сечение В-В с фиг.1;

фиг.6 - вид Г с фиг.5;

фиг.7 - сечение Д-Д с фиг.4;

фиг.8 - схема членение шкворня;

фиг.9 - расчетная схема узла.

Соединение навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла выполнено следующим образом. Кессон отъемной части крыла (ОЧК) включает передний лонжерон 1 и задний лонжерон 2, а также нервюру 3, расположенную внутри кессона ОЧК. Навесная силовая балка 4 пилона установлена на кессоне ОЧК по двум узлам, переднему и заднему. Передний узел расположен на переднем лонжероне 1, а задний узел - на заднем лонжероне 2. Усиленная нервюра 3 расположена между передним и задним узлами.

Передний узел образован вертикальным шкворнем 5, проходящим через коробчатый силовой каркас пилона. Кроме того, передний узел включает верхнюю 7 и нижнюю 8 проушины для крепления шкворня 5, а также фитинг 9. Проушины 7 и 8 посредством фитинга 9 связаны между собой и соединены по внешней стенке переднего лонжерона 1 с его верхним и нижним поясами, а также с обшивками кессона по силовой нервюре 3 (см. вид А). Для обеспечения безопасности каждая проушина 7, 8 может быть дублирована.

Навесная силовая балка 4 пилона двигателя устанавливается снизу на шкворень 5 по двум посадочным поверхностям, выполненным на шкворне 5. Ответные посадочные поверхности 21 выполнены на верхней и на нижней панелях навесной силовой балки.

Внутри шкворня 5 установлен стяжной элемент - шпилька 12, создающая напряжение сжатия на шкворне, которое снижает растягивающие напряжения, возникающие при изгибе шкворня 5.

От вертикальных перемещений по шкворню 5 силовая балка 4 пилона зафиксирована гайкой 18 (фиг.4), навинченной на шпильку 12 со стороны верхней проушины 7 кессона, и гайкой 17 с шайбой 26, установленной на нижней панели навесной силовой балки пилона и затянутой до упора к упорному кольцу 13.

Между нижним ухом проушины 8 и верхней плоскостью навесной силовой балки пилона 4 на шкворень 5 установлена втулка-чехол 20 для защиты полостей обтекателя и пилона от пыли и влаги.

Задний узел расположен в нижней части заднего лонжерона 2 (фиг.4) и выполнен в виде навешенной на кронштейне 14 серьги 15, расположенной в вертикальной плоскости XOY. Кронштейн 14 прикреплен к заднему лонжерону и нижней панели кессона ОЧК. Задняя часть навесной силовой балки пилона выполнена в виде заднего обтекателя 23, состоящего из продольной балки 22, набора диафрагм 24 (фиг.4, 7) и кронштейна 19, на который установлена серьга 15 (сеч. Б-Б) посредством болтового соединения.

Шкворень 5 состоит из двух корпусов - внутреннего 10 и внешнего 11 (фиг.4, 5, 7), соединенных по посадочным поверхностям. Корпуса стянуты стяжным элементом (шпилькой) 12 при помощи гайки 16. Для осмотра внутреннего корпуса 10 во внешнем корпусе 11 выполнены смотровые окна 25 (фиг.5, 6, 8). В местах навески шкворня 5 на верхней и нижней панелях навесной силовой балки пилона установлены дополнительные накладки 21 (фиг.4), соединенные с балкой механическим крепежом. Задний узел навески навесной силовой балки включает, в преимущественном варианте исполнения, две серьги 15, один кронштейн 14 с двумя проушинами под две серьги, прикрепленный к заднему лонжерону 14 кессона крыла, и один кронштейн 19 с двумя проушинами под две серьги, прикрепленный к задней части навесной силовой балки пилона (фиг.4).

Каждое ухо верхней и нижней проушин 7, 8 (фиг.4), закрепленных на кессоне ОЧК, состоит из двух элементов, соединенных между собой механическим крепежом.

Обтекатели, передний 6 и задний 23 (фиг.1, 4), определяют аэродинамические обводы навесной силовой балки, а также служат для прокладки коммуникаций, обеспечивающих работу маршевой силовой установки.

На фиг.9 представлена расчетная схема восприятия нагрузок по трем направлениям.

1. В направлении оси X (Px) - направление полета самолета.

2. В направлении оси Y (Py) - в вертикальной плоскости самолета.

3. В направлении оси Z (Pz) - в поперечном направлении (вдоль размаха крыла).

Точкой приложения всех сил (точка Д) является центр тяжести маршевой силовой установки.

Расчетная схема представлена в виде балки, опертой на посадочные поверхности шкворня (точки А, В) по крылу и задний узел навески балки пилона (точка С).

Направление сил Px, Py, Pz выбрано для одного из характерных случаев нагружения, в качестве демонстрации характера действующих и воспринимаемых усилий на узлы навески.

1. Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла, содержащий передний и задний узлы крепления навесной силовой балки соответственно к переднему и заднему лонжеронам кессона крыла, между которыми установлена нервюра, отличающийся тем, что передний узел образован вертикальным шкворнем, проходящим через силовой каркас пилона, шкворень выполнен с двумя посадочными поверхностями для взаимодействия с ответными посадочными поверхностями верхней и нижней панелей навесной силовой балки и установлен по двум другим посадочным поверхностям в верхней и нижней проушинах переднего лонжерона, причем внутри шкворня установлен стяжной элемент, а задний узел крепления навесной силовой балки расположен в нижней части заднего лонжерона и образован, по крайней мере, одной серьгой, расположенной в вертикальной плоскости и шарнирно соединенной с задней частью навесной силовой балки и с задним лонжероном и нижней панелью кессона крыла.

2. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что шкворень выполнен состоящим из двух корпусов - внутреннего и внешнего, установленных один в другом по посадочным поверхностям и стянутых стяжным элементом, создающим напряжение сжатия на шкворне.

3. Узел соединения по п.2, отличающийся тем, что во внешнем корпусе шкворня выполнены смотровые окна.

4. Узел соединения по п.1 или 2, отличающийся тем, что верхняя и нижняя проушины переднего лонжерона под шкворень связаны посредством соединительного элемента друг с другом, с внешней стенкой переднего лонжерона, а также с поясами лонжерона и обшивками кессона по нервюре кессона.

5. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что нижняя панель кессона, с которой соединен кронштейн серьги заднего узла крепления навесной силовой балки, выполнена с возможностью восприятия усилия в вертикальной (XOY) и поперечной (XOZ) плоскостях и выполнена с возможностью функционирования в качестве компенсирующего элемента при деформации кессона крыла в направлении продольной оси самолета.

6. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что задний узел соединения образован двумя серьгами, каждая из которых расположена в вертикальной плоскости и связана с задней частью навесной силовой балки, а также с задним лонжероном и нижней панелью кессона крыла.

7. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что в местах навески шкворня на верхней и нижней панелях навесной силовой балки пилона установлены дополнительные накладки, соединенные с панелями балки механическим крепежом.

8. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что верхняя и нижняя проушины, закрепленные на кессоне, состоят каждая из двух элементов, соединенных между собой механическим крепежом.

9. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что от вертикальных перемещений по шкворню силовая балка пилона зафиксирована гайкой, установленной на верхней проушине кессона и гайкой с шайбой, установленной на нижней панели навесной силовой балки пилона и затянутой до упора к упорному кольцу.

10. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что на шкворень пилона установлена втулка-чехол, расположенная между нижней проушиной и верхней поверхностью навесной силовой балки пилона.

11. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что задняя часть навесной силовой балки пилона выполнена в виде обтекателя, состоящего из продольной балки, набора диафрагм и кронштейна, на который установлена серьга посредством болтового соединения.

www.findpatent.ru

Выбор силовой схемы и расчет на прочность балки пилона самолета

М.А. Гудков, Е.В. Попов

2

а

б

Рис. 1.

Исходная конструкция силовой балки (

а

) и расчетная схема (

б

)

Для решения поставленной задачи проанализированы особенно-

сти нескольких типовых конструктивно-силовых схем балок пилона,

представленных на рис. 2, 3, и условия работы каждой из них.

а

б

Рис. 2.

Подкосная схема силовой балки пилона (

а

) и расчетная схема (

б

):

1

— передний узел навески двигателя;

2

— центр масс двигателя;

3

— задний узел навески

двигателя;

4

— проушины навески пилона к переднему лонжерону;

5

— задний узел навески

пилона к крылу

а

б

Рис. 3.

Подкосное исполнение силовой балки пилона (

а

) и расчетная схема (

б

):

1

5

— см. рис. 2;

6

— центральные тяги

engjournal.ru

узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла - патент РФ 2527614

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла. Узел соединения содержит передний и задний узлы крепления навесной силовой балки к переднему и заднему лонжеронам кессона крыла, между которыми установлена нервюра. Передний узел образован вертикальным шкворнем, проходящим через силовой каркас пилона. Шкворень выполнен с двумя посадочными поверхностями для взаимодействия с ответными посадочными поверхностями верхней и нижней панелей навесной силовой балки и закреплен по двум другим посадочным поверхностям в верхней и нижней проушинах переднего лонжерона. Внутри шкворня установлен стяжной элемент. Задний узел крепления навесной силовой балки расположен в нижней части заднего лонжерона и образован, по крайней мере, одной серьгой, расположенной в вертикальной плоскости и соединенной с задней частью навесной силовой балки и с задним лонжероном кессона крыла. Достигается упрощение конструкции, повышение надежности и увеличение ресурса соединения, а также обеспечение работоспособности соединения при ослаблении сечения. 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла, используемого для крепления авиационных двигателей к крылу самолета.

Известен узел соединения силового каркаса пилона двигателя с крылом самолета (см. патент США 7451947, МПК B64D 27/00, опубл. 18.11.2008), содержащий жесткий каркас пилона и средства его крепления под крылом. Средства крепления включают передний, центральный и задний узлы крепления. Передний узел крепления имеет треугольные элементы, закрепленные на крыле по обе стороны от вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось пилона, и шарнирно соединенные с каркасом пилона. При этом центральный узел крепления содержит штангу, шарнирно закрепленную на крыле и каркасе пилона и способную воспринимать силы, приложенные в направлении оси Z самолета, а задний узел крепления включает, по крайней мере, один силовой элемент, ориентированный по оси Z самолета, способный компенсировать как отклонения при сборке, так и деформации крыла, и воспринимающий нагрузки в вертикальной плоскости (ось Y).

К недостаткам этого технического решения относится следующее.

Во-первых, наличие большого количества узлов навески (8 узлов), каждый из которых должен иметь фиксацию с высокой точностью на каркасе пилона и на каркасе крыла как при сборке, так и при изготовлении.

Во-вторых, кронштейны (поз.44 и 54), закрепленные на переднем лонжероне крыла, воспринимают усилия в вертикальной плоскости (по оси Y), которые суммируются с нагрузками, действующими на лонжерон от аэродинамической нагрузки на крыло, и деформационными нагрузками, возникающими от прогиба консоли крыла, в результате, нагрузки имеют высокий уровень между кронштейнами что, как следствие, требует значительного усиления по требованиям ресурса (усталости).

В-третьих, боковая нагрузка от двигателя (вдоль размаха крыла по оси Z) воспринимается парой сил (реакциями) на кронштейнах (поз.44 и 54) и, в основном, тягой (поз.15), закрепленной на нижнем поясе переднего лонжерона крыла, что также требует к усилению нижней поверхности крыла.

Все вышеизложенное приводит к повышенному весу конструкции.

Известен узел соединения силовой балки пилона двигателя с крылом (см. патент РФ 2095292, МПК B64D 27/18, опубл. 10.11.1997). Балка пилона выполнена в форме кессона, его задний торец расположен перпендикулярно плоскости установки реактивного двигателя. Вертикальная плоскость симметрии балки размещена симметрично относительно плоскости установки реактивного двигателя. На крыле балка закреплена шарнирными соединениями, элементы которых размещены в верхних углах заднего торца балки, и наклонным подкосом. Наклонный подкос при этом соединен с задним торцом балки в его нижней части и нижней обшивкой крыла.

В данном аналоге акцент направлен на повышение эксплуатационной технологичности конструкции путем обеспечения легкосъемности переднего обтекателя пилона двигателя для доступа к коммуникациям внутри обтекателя.

Само же крепление силовой балки (пилона) на крыло имеет ограниченное количество узлов (два передних и подкос). При такой навеске разрушение одного из элементов приводит к неравномерному перераспределению нагрузок на оставшиеся элементы и в дальнейшем к разрушению остальных элементов, так как нет дополнительных узлов, способных воспринять нагрузку от разрушения узла.

Известен узел соединения силовой балки пилона двигателя с крылом самолета (см. заявку на изобретение США 2010/0193627, МПК B64D 27/26, опубл. 5.08.2010), содержащий коробчатую силовую балку пилона двигателя самолета, выполненную в виде жесткого коробчатого каркаса, состоящего из верхнего и нижнего силовых элементов и двух боковых панелей. Силовая балка пилона также включает хвостовой замыкающий силовой элемент, соединенный с верхним и нижним силовыми элементами и боковыми панелями коробчатого каркаса. Крыло самолета содержит поперечный силовой элемент, расположенный, по существу, параллельно передней кромке крыла. В соответствии с данным техническим решением хвостовой замыкающий силовой элемент жесткого коробчатого каркаса балки пилона прикрепляют к крылу так, что он жестко соединяется с поперечным силовым элементом крыла так, что частично располагается внутри него.

Крепление силовой балки пилона двигателя на крыло осуществляется фланцем к стенке переднего лонжерона и кронштейном, закрепленным на нижнем поясе лонжерона и нижней панели.

Данное соединение имеет ряд недостатков.

Во-первых, из-за стреловидности крыла (по передней кромке) силовая балка пилона пересекается со стенкой лонжерона под углом, а следовательно боковые стенки пилона имеют разную длину, и та стенка, которая ближе к фюзеляжу, более жесткая, чем противоположная, и, как следствие, более нагруженная, что невыгодно с точки зрения восприятия и передачи нагрузок, а также в деформационном отношении.

Во-вторых, в конструкции имеются элементы для поддержания подкосов, нагрузка от которых имеет направление вдоль оси двигателя, что требует наличия элементов в каркасе крыла в данном направлении. Это усложняет каркас крыла, создает стеснение при деформации консоли, обусловливает повышенный вес конструкции и отрицательно влияет на усталостные характеристика зоны крепления силовой балки пилона.

Ближайшим аналогом изобретения является узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с крылом самолета (см. заявку на изобретение США 2009/0108127, МПК B64D 27/26, опубл. 30.04.2009), который содержит передний узел крепления, задний узел крепления и промежуточный узел крепления, которые соединяют пилон с крылом самолета. Задний узел крепления содержит нижний элемент, прикрепленный к балке пилона, верхний элемент, прикрепленный к крылу, и соединительное звено, которое посредством параллельных шарнирных звеньев соединяет нижний и верхний элементы. Нижний элемент заднего узла крепления имеет размер, по существу, аналогичный размеру задней поперечной поверхности пилона, и неподвижно расположен на указанной задней поперечной поверхности как продолжение пилона.

Недостатком ближайшего аналога является большое количество сложных узлов, требующих дублирования (резервирования) (требование АП 25.571, CS 25.571, FAR 25.571), увеличенный вес конструкции, при этом требуется высокая точность изготовления каждого узла. Кроме того, к недостаткам можно отнести сложность точной фиксации при сборке как самого пилона двигателя, так и при сборке каркаса крыла, так как требуется соблюдение требований по навеске двигателя летательного аппарата по точности в направлении осей X, Y, Z.

Задачей, решаемой изобретением, является упрощение конструкции соединения, снижение веса, увеличение надежности работы и ресурса.

Поставленная задача решается за счет того, что соединение навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла выполнено в виде двух узлов - переднего и заднего, которые образованы креплением навесной силовой балки соответственно к переднему и заднему лонжеронам кессона отъемной части крыла. Передний узел соединения образован вертикальным шкворнем, проходящим через коробчатый силовой каркас пилона, шкворень выполнен с четырьмя посадочными поверхностями, две из которых под ответные посадочные поверхности верхней и нижней панелей навесной силовой балки и две под ответные посадочные поверхности в ухе верхней проушины и ухе нижней проушины переднего лонжерона, причем внутри шкворня установлен стяжной элемент. Задний узел соединения расположен в нижней части заднего лонжерона и образован серьгой, расположенной в плоскости XOY, связанной с задней частью навесной силовой балки. Проушины переднего лонжерона под шкворень связаны фитингом друг с другом и с внешней стенкой переднего лонжерона, а также с поясами лонжерона и обшивками кессона по силовой нервюре. Серьга заднего узла навешена на нижней панели кессона посредством кронштейна, а навесная силовая балка пилона своей задней частью крепится к серьге при помощи болтового соединения. Задний узел соединения (в преимущественном случае выполнения) может быть образован двумя серьгами, каждая из которых расположена в плоскости ХОУ и связана с задней частью навесной силовой балки, а также соединена посредством кронштейна с задним лонжероном и нижней панелью кессона ОЧК.

Согласно АП 25.571, CS 25.571, FAR 25.571 все узлы должны иметь дублирование, заявленная конструкция позволяет это сделать.

Техническим результатом, который достигается при изготовлении и использовании изобретения, является упрощение конструкции, повышение надежности и увеличение ресурса соединения, а также обеспечение работоспособности соединения при ослаблении сечения (например, вследствие появления локальной трещины в одном из элементов шкворня). Расположение внутри шкворня стяжного элемента - шпильки, создающей напряжение сжатия на шкворне, позволяет снизить растягивающие напряжения, возникающие при изгибе шкворня. Кроме того, такая конструкция узла обеспечивает восприятие усилий Px,Py, Pz, а также момент M x, и Mz. Серьга заднего узла позволяет компенсировать деформацию конструкции по оси X (по продольной оси самолета) и воспринимает усилия Py и Pz. Восприятие момента My обеспечивается парой реакций в направлении оси Z на переднем и заднем узлах.

Конструкция соединения позволяет дополнительно увеличить ресурс и безопасность переднего и заднего узлов за счет конструктивного выполнения элементов навески. Для обеспечения безопасной эксплуатации воздушного судна и повышения ресурса конструктивные элементы выполнены следующим образом, а именно:

- Шкворень состоит из двух корпусов - внутреннего и внешнего, соединенных по посадочным поверхностям и стянутых стяжным элементом, закрепленным гайкой. Для осмотра внутреннего корпуса во внешнем корпусе выполнены смотровые окна.

- В местах навески шкворня на верхней и нижней панелях навесной силовой балки пилона могут быть установлены дополнительные накладки, соединенные с балкой механическим крепежом.

- Задний узел навески навесной силовой балки позволяет выполнить его с использованием двух серег 15 и кронштейнов, каждый из которых выполнен с двумя проушинами для соединения с каждой из серег.

- Верхняя и нижняя проушины, закрепленные на кессоне ОЧК, состоят каждая из двух элементов, соединенных между собой механическим крепежом.

Изобретение поясняется чертежами, на которых изображено:

фиг.1 - общий вид узла соединения;

фиг.2 - вид А с фиг.1;

фиг 3 - сечение Б-Б с фиг.1;

фиг.4 - выносной пункт I;

фиг.5 - сечение В-В с фиг.1;

фиг.6 - вид Г с фиг.5;

фиг.7 - сечение Д-Д с фиг.4;

фиг.8 - схема членение шкворня;

фиг.9 - расчетная схема узла.

Соединение навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла выполнено следующим образом. Кессон отъемной части крыла (ОЧК) включает передний лонжерон 1 и задний лонжерон 2, а также нервюру 3, расположенную внутри кессона ОЧК. Навесная силовая балка 4 пилона установлена на кессоне ОЧК по двум узлам, переднему и заднему. Передний узел расположен на переднем лонжероне 1, а задний узел - на заднем лонжероне 2. Усиленная нервюра 3 расположена между передним и задним узлами.

Передний узел образован вертикальным шкворнем 5, проходящим через коробчатый силовой каркас пилона. Кроме того, передний узел включает верхнюю 7 и нижнюю 8 проушины для крепления шкворня 5, а также фитинг 9. Проушины 7 и 8 посредством фитинга 9 связаны между собой и соединены по внешней стенке переднего лонжерона 1 с его верхним и нижним поясами, а также с обшивками кессона по силовой нервюре 3 (см. вид А). Для обеспечения безопасности каждая проушина 7, 8 может быть дублирована.

Навесная силовая балка 4 пилона двигателя устанавливается снизу на шкворень 5 по двум посадочным поверхностям, выполненным на шкворне 5. Ответные посадочные поверхности 21 выполнены на верхней и на нижней панелях навесной силовой балки.

Внутри шкворня 5 установлен стяжной элемент - шпилька 12, создающая напряжение сжатия на шкворне, которое снижает растягивающие напряжения, возникающие при изгибе шкворня 5.

От вертикальных перемещений по шкворню 5 силовая балка 4 пилона зафиксирована гайкой 18 (фиг.4), навинченной на шпильку 12 со стороны верхней проушины 7 кессона, и гайкой 17 с шайбой 26, установленной на нижней панели навесной силовой балки пилона и затянутой до упора к упорному кольцу 13.

Между нижним ухом проушины 8 и верхней плоскостью навесной силовой балки пилона 4 на шкворень 5 установлена втулка-чехол 20 для защиты полостей обтекателя и пилона от пыли и влаги.

Задний узел расположен в нижней части заднего лонжерона 2 (фиг.4) и выполнен в виде навешенной на кронштейне 14 серьги 15, расположенной в вертикальной плоскости XOY. Кронштейн 14 прикреплен к заднему лонжерону и нижней панели кессона ОЧК. Задняя часть навесной силовой балки пилона выполнена в виде заднего обтекателя 23, состоящего из продольной балки 22, набора диафрагм 24 (фиг.4, 7) и кронштейна 19, на который установлена серьга 15 (сеч. Б-Б) посредством болтового соединения.

Шкворень 5 состоит из двух корпусов - внутреннего 10 и внешнего 11 (фиг.4, 5, 7), соединенных по посадочным поверхностям. Корпуса стянуты стяжным элементом (шпилькой) 12 при помощи гайки 16. Для осмотра внутреннего корпуса 10 во внешнем корпусе 11 выполнены смотровые окна 25 (фиг.5, 6, 8). В местах навески шкворня 5 на верхней и нижней панелях навесной силовой балки пилона установлены дополнительные накладки 21 (фиг.4), соединенные с балкой механическим крепежом. Задний узел навески навесной силовой балки включает, в преимущественном варианте исполнения, две серьги 15, один кронштейн 14 с двумя проушинами под две серьги, прикрепленный к заднему лонжерону 14 кессона крыла, и один кронштейн 19 с двумя проушинами под две серьги, прикрепленный к задней части навесной силовой балки пилона (фиг.4).

Каждое ухо верхней и нижней проушин 7, 8 (фиг.4), закрепленных на кессоне ОЧК, состоит из двух элементов, соединенных между собой механическим крепежом.

Обтекатели, передний 6 и задний 23 (фиг.1, 4), определяют аэродинамические обводы навесной силовой балки, а также служат для прокладки коммуникаций, обеспечивающих работу маршевой силовой установки.

На фиг.9 представлена расчетная схема восприятия нагрузок по трем направлениям.

1. В направлении оси X (P x) - направление полета самолета.

2. В направлении оси Y (Py) - в вертикальной плоскости самолета.

3. В направлении оси Z (Pz) - в поперечном направлении (вдоль размаха крыла).

Точкой приложения всех сил (точка Д) является центр тяжести маршевой силовой установки.

Расчетная схема представлена в виде балки, опертой на посадочные поверхности шкворня (точки А, В) по крылу и задний узел навески балки пилона (точка С).

Направление сил Px, Py, Pz выбрано для одного из характерных случаев нагружения, в качестве демонстрации характера действующих и воспринимаемых усилий на узлы навески.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Узел соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла, содержащий передний и задний узлы крепления навесной силовой балки соответственно к переднему и заднему лонжеронам кессона крыла, между которыми установлена нервюра, отличающийся тем, что передний узел образован вертикальным шкворнем, проходящим через силовой каркас пилона, шкворень выполнен с двумя посадочными поверхностями для взаимодействия с ответными посадочными поверхностями верхней и нижней панелей навесной силовой балки и установлен по двум другим посадочным поверхностям в верхней и нижней проушинах переднего лонжерона, причем внутри шкворня установлен стяжной элемент, а задний узел крепления навесной силовой балки расположен в нижней части заднего лонжерона и образован, по крайней мере, одной серьгой, расположенной в вертикальной плоскости и шарнирно соединенной с задней частью навесной силовой балки и с задним лонжероном и нижней панелью кессона крыла.

2. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что шкворень выполнен состоящим из двух корпусов - внутреннего и внешнего, установленных один в другом по посадочным поверхностям и стянутых стяжным элементом, создающим напряжение сжатия на шкворне.

3. Узел соединения по п.2, отличающийся тем, что во внешнем корпусе шкворня выполнены смотровые окна.

4. Узел соединения по п.1 или 2, отличающийся тем, что верхняя и нижняя проушины переднего лонжерона под шкворень связаны посредством соединительного элемента друг с другом, с внешней стенкой переднего лонжерона, а также с поясами лонжерона и обшивками кессона по нервюре кессона.

5. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что нижняя панель кессона, с которой соединен кронштейн серьги заднего узла крепления навесной силовой балки, выполнена с возможностью восприятия усилия в вертикальной (XOY) и поперечной (XOZ) плоскостях и выполнена с возможностью функционирования в качестве компенсирующего элемента при деформации кессона крыла в направлении продольной оси самолета.

6. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что задний узел соединения образован двумя серьгами, каждая из которых расположена в вертикальной плоскости и связана с задней частью навесной силовой балки, а также с задним лонжероном и нижней панелью кессона крыла.

7. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что в местах навески шкворня на верхней и нижней панелях навесной силовой балки пилона установлены дополнительные накладки, соединенные с панелями балки механическим крепежом.

8. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что верхняя и нижняя проушины, закрепленные на кессоне, состоят каждая из двух элементов, соединенных между собой механическим крепежом.

9. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что от вертикальных перемещений по шкворню силовая балка пилона зафиксирована гайкой, установленной на верхней проушине кессона и гайкой с шайбой, установленной на нижней панели навесной силовой балки пилона и затянутой до упора к упорному кольцу.

10. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что на шкворень пилона установлена втулка-чехол, расположенная между нижней проушиной и верхней поверхностью навесной силовой балки пилона.

11. Узел соединения по п.1, отличающийся тем, что задняя часть навесной силовой балки пилона выполнена в виде обтекателя, состоящего из продольной балки, набора диафрагм и кронштейна, на который установлена серьга посредством болтового соединения.

www.freepatent.ru

Силовой отсек кессона крыла в зоне крепления пилона двигателя

 

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к силовым отсекам кессона крыла в зоне крепления пилона двигателя. Цель изобретения повышение надежности конструкции в эксплуатации путем облегчения подхода для предварительной дефектации узлов крепления пилона и силового отсека крыла и обеспечения ремонта этой зоны. Для этого в одной из нервюр 4 поперечного набора выполнен негерметичный люк лаз 3 со съемной стенкой 14 с образованием двух смотровых окон на противоположных сторонах проема этого люка лаза, при этом съемная стенка 4 представляет собой панель 16 со стойками, а в последующей негерметичной нервюре выполнен проем лаз, размещенный между силовым узлом для навески пилона двигателя и другим герметичным люком лазом на нижней панели отсека, при этом на одной из негерметичных нервюр, размещенных по диагонали отсека, закреплен узел навески двигателя. 6 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а более конкретно к силовым отсекам кессона крыла в зоне крепления пилона двигателя. Целью изобретения является повышение надежности конструкции в эксплуатации путем облегчения подхода для предварительной дефектации узлов крепления пилона и силового отсека крыла и обеспечения ремонта этой зоны. На фиг. 1 дан общий вид; на фиг. 2 разрез А-А на фиг. 1; на фиг. 3 разрез Б-Б на фиг. 2; на фиг. 4 разрез В-В на фиг. 2; на фиг. 5 разрез Г-Г на фиг. 3; на фиг. 6 разрез Д-Д на фиг. 3. Силовой отсек кессона крыла 1 в зоне крепления пилона двигателя летательного аппарата 2 содержит негерметичный люклаз 3 в одной из нервюр поперечного набора 4, подкрепляющей панели 5 со стрингерным набором 6 в отсеке 7, имеющем герметичные нервюры 8 и диагональную нервюру 9 с узлами 10 навески двигателя. Нервюра 4 имеет секции 11, 12 и 13, при этом средняя секция 12 имеет съемную стенку 14 и негерметичный люк-лаз 3 во фланце 15, в виде которого выполнена средняя секция 12. Съемная стенка 14 выполнена в виде панели 16 с накладками 17 и стоек 18. Накладки 17 попарно смонтированы на панели 16 со стороны люка-лаза 3 во фланце 15 и размещены соосно узлами крепления 19, которые закреплены на стойках 18. Негерметичный люк-лаз 3 перекрыт съемной стенкой 14 (А) с образованием по обеим ее сторонам двух смотровых окон величиной , где А размер съемной стенки, В размер люка-лаза на противоположных сторонах проема этого люка-лаза. В отсеке смонтированы топливотрубопроводы 20, механизм управления предкрылками 21 и крепеж 22 (типа заклепок, болт-заклепок и т.п.). Для проникновения в кессон крыла 1 имеются герметичные люки 23, а между кромками люка-лаза 3 и съемной стенкой 14 образованы смотровые окна 24. Края панели 16 подкреплены профилями 25 от действия сил сдвига. В отсеке имеются негерметичные нервюры 26, в одной из которых выполнен проем-лаз 27, а также стремянка 28 для удобства проведения осмотра на стоянке летательного аппарата. В процессе эксплуатации кессон крыла 1 летательного аппарата 2 подвержен действию сжимающей силы и изгибающего момента от воздушных нагрузок. Все это парируется продольным стрингерным набором 6 на панелях 5 и поперечным набором, выполненным в виде нервюр поперечных силовых элементов 4, герметичных нервюр 8 и диагональной нервюры, имеющей узлы 10 закрепления навески пилона двигателя. Осмотр отсека 7 и внутренней поверхности кессона крыла 1 с узлами 10 и 21 осуществляется после вскрытия в крыле 1 герметичных люков 23 только через смотровые окна 24, В случае проведения ремонтных работ открывают узлы крепления 19 на стойках 18 и снимают панель 16 с люка-лаза 3, чтобы обслуживающий персонал проник в отсек 7 между диагональной нервюрой 9 и нервюрой поперечного набора 4 (секции 11, 12, 13), а также через дополнительный проем-лаз 27 в нервюре 26. Установка съемной стенки 14 осуществляется в обратной последовательности, при этом накладки 17 обеспечивают плотное прилегание панели 16 к фланцу 15 (средняя секция 12), а также узлов крепления 1 стоек 18 к силовым поясам поперечного элемента 4, чтобы свести на нет эксцентриситет при действии сжимающей силы на поперечный силовой элемент кессона крыла 1, т.е. исключить возникновение дополнительных изгибающих моментов, которые снижают надежность крыла в целом.

Формула изобретения

СИЛОВОЙ ОТСЕК КЕССОНА КРЫЛА В ЗОНЕ КРЕПЛЕНИЯ ПИЛОНА ДВИГАТЕЛЯ, содержащий передний и задний лонжероны, продольный набор, на нижних панелях которого размещены герметичные люки-лазы и поперечный набор в виде герметичных и негерметичных нервюр, одна из которых снабжена съемной стенкой в виде панели со стойками, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности конструкции в эксплуатации путем облегчения подхода для предварительной дефектации узлов крепления пилона и силового отсека крыла и обеспечения ремонта этой зоны, в нем в нервюре со съемной стенкой выполнен негерметичный люк-лаз, перекрываемый съемной стенкой с образованием по обеим ее сторонам двух смотровых окон величиной (B A) / 2, где A размер объемной стенки, B размер люка-лаза на противоположных сторонах проема этого люка-лаза, а в последующей негерметичной нервюре выполнен проем-лаз, размещенный между силовым узлом для навески пилона двигателя и другим герметичным люком-лазом на нижней панели, при этом одна из герметичных нервюр размещена по диагонали отсека и на ней закреплен узел навески пилона двигателя.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5

www.findpatent.ru