Узел двигатель


Разборка и сборка узлов двигателя

Шатунно-поршневая группа

РазборкаСнимите поршневые кольца. Уложите поршень в опору с цилиндрической выемкой и с помощью оправки, центрируемой в отверстии поршневого пальца, выпрессуйте палец под прессом (усилием не менее 0,8 тс).

Применение молотка для выпрессовки — запрессовки недопустимо: можно повредить поршень.Если некоторые детали шатунно-поршневой группы не повреждены и мало изношены, то они могут быть снова использованы. Поэтому при разборке помечайте их, чтобы в дальнейшем собрать группу с теми же деталями и установить в прежний цилиндр двигателя. Можно также изготовить из пенопласта поддон с ячейками и складывать в него детали по цилиндрам.

СборкаПеред сборкой подберите палец к поршню. Для правильного сопряжения необходимо, чтобы поршневой палец, смазанный моторным маслом, входил в отверстие поршня от простого нажатия большого пальца руки и не выпадал из него, если держать поршень с поршневым пальцем в вертикальном положении.

Выпадающий палец замените другим, следующей категории. Если в поршне был палец третьей (высшей) категории, то замените поршень с поршневым пальцем.

Так как палец вставляется в верхнюю головку шатуна с натягом, необходимо нагреть его для расширения верхней головки. Для этого поместите шатуны на 15 мин в электропечь или в духовку, нагретую до 240 °С. Палец заранее приготовьте к сборке, надев его на валик приспособления для запрессовки поршневого пальца (используется для всех автомобилей ВАЗ), и, установив между пальцами и рукояткой дистанционное кольцо толщиной 4 мм, наружным диаметром 22 мм и внутренним 15 мм. На конце приспособления установите направляющую и закрепите винтом. Винт затяните неплотно, чтобы не произошло заклинивания при расширении пальца от контакта с нагретым шатуном.

Для правильного соединения пальца с шатуном запрессовку необходимо выполнять как можно скорее, так как шатун быстро охлаждается и после охлаждения нельзя будет изменить положение пальца.

Поршень с шатуном должен быть собран так, чтобы стрелка на днище поршня была направлена в сторону выхода отверстия для масла на нижней головке шатуна. Извлеченный из печи шатун быстро зажмите в тисках. Наденьте поршень на шатун, следя, чтобы отверстие под палец совпадало с отверстием верхней головки шатуна. Закрепленный на приспособлении поршневой палец протолкните в отверстие поршня и в верхнюю головку шатуна до упора заплечика приспособления в поршень. Во время этой операции поршень должен прижиматься бобышкой к верхней головке шатуна в направлении запрессовки пальца. Тогда палец займет правильное положение.

После охлаждения шатуна смажьте палец моторным маслом через отверстия в бобышках поршня. Установите поршневые кольца, располагая их замки через 120° по окружности поршня. Нижнее компрессионное кольцо установите выточкой вниз.

Головка блока цилиндров

РазборкаЕсли требуется замена только какой-либо одной детали, то можно не разбирать полностью головку блока цилиндров и снять только то, что необходимо для замены.

Полностью же головку цилиндров разбирайте в следующей последовательности. Удалив крышку с прокладкой, установите головку цилиндров на подставку, отверните гайки и снимите карбюратор с про-ставкой, теплоизолирующий экран карбюратора, а затем впускной и выпускной трубопроводы (одновременно снимается заборник теплого воздуха). Снимите отводящий патрубок охлаждающей рубашки двигателя. Выкрутите датчик указателя температуры охлаждающей жидкости, масляный выключатель контрольной лампы давления масла и свечи зажигания. Открутите гайки и снимите топливный насос с прокладками, проставкой и толкателем. Отсоедините от головки цилиндров корпус вспомогательных агрегатов. Снимите крышки опор распределительного вала. Выньте распределительный вал из постелей опор и снимите с него сальник. Выньте из отверстий головки блока цилиндров толкатели клапанов с регулировочными шайбами. Освободите клапаны от сухарей, сжимая пружины клапанов приспособлением для снятия и установки клапанов. Снимите пружины с тарелками. Поверните головку цилиндров и выньте с нижней стороны клапаны. Снимите маслоотражательные колпачки с направляющих втулок и опорные шайбы пружин.

СборкаСмажьте моторным маслом клапаны и новые маслоотражательные колпачки (использование старых не допускается).

Установив опорные шайбы пружин, оправкой напрессуйте колпачки на направляющие втулки клапанов. Вставьте клапаны в направляющие втулки, установите пружины и тарелки клапанов. Сжимая пружины приспособлением для снятия и установки клапанов, установите сухари клапанов.

Вставьте в отверстия головки цилиндров толкатели клапанов с регулировочными шайбами. Проверьте, на месте ли установочные втулки опор распределительного вала, надетые на шпильки.

Очистите сопрягающиеся поверхности головки блока цилиндров и корпусов подшипников от остатков старой прокладки, грязи и масла. Смажьте моторным маслом опорные шейки и кулачки распределительного вала и уложите его в опоры головки цилиндров в таком положении, чтобы кулачки 1 -го (со стороны зубчатого ремня) цилиндра были направлены вверх. На поверхности головки цилиндров, сопрягающиеся с корпусами крайних опор распределительного вала, нанесите герметик.

Необходимо иметь в виду, что запускать двигатель разрешается не ранее чем через 1 час после нанесения герметика.

Установите крышки опор распределения и затяните гайки их крепления в два приема. Оправкой для запрессовки переднего сальника коленчатого вала и сальника распределительного вала запрессуйте новый сальник распределительного вала, предварительно смазав его моторным маслом. Установите отводящий патрубок рубашки охлаждения с прокладкой и корпус вспомогательных агрегатов с уплотнительным кольцом. Установите теплоизоляционную проставку с прокладками, толкатель и топливный насос. Наденьте на шпильки головки цилиндров прокладки и установите выпускной коллектор, закрепите его центральной гайкой, а затем установите впускной трубопровод. Закрепите их вместе с заборником теплого воздуха. Установите теплоизолирующий экран карбюратора, проставку и карбюратор. Закрепите его гайками и закройте карбюратор технологической заглушкой или тряпкой. Вкрутите свечи зажигания, датчик указателя температуры охлаждающей жидкости и масляный выключатель контрольной лампы давления масла.

Водяной насосДля разборки с помощью общеупотребительного съемника вы стянете с вала зубчатый шкив насоса. Открутите стопорный винт и выпрессуйте валик в сборе с крыльчаткой, подшипником и сальником. Снимите сальник. При необходимости стяните с вала крыльчатку. При сборке насоса с помощью оправки установите без перекосов сальник в корпус насоса. Запрессуйте валик с подшипником так, чтобы гнездо стопорного винта совпало с отверстием в корпусе насоса. Закрутите стопорный винт подшипника и зачеканьте контуры гнезда для исключения ослабления винта. Затем напрессуйте крыльчатку и зубчатый шкив, выдерживая размеры 52+0,5 мм и 49,8 мм до верхнего края стакана корпуса.

Перед напрессовкой шкива нагрейте его до 150— 200 оС. После охлаждения шкива закрепите насос за крыльчатку и проверьте надежность соединения шкива на валике, приложив к шкиву момент 2,5 кгс • м. Шкив при этом не должен провернуться.

Масляный насосДля разборки закрепите крышку насоса в тисках и выкрутите пробку редукционного клапана. Выньте пружину и клапан. Выкрутите винты крепления корпуса насоса с крышкой, отсоедините их и выньте ведущую и ведомую шестерни. Выпрессуйте с крышки самоподжимной сальник коленчатого вала.

Перед сборкой насоса смажьте моторным маслом шестерни, корпус в зоне шестерен, уплотнительное резиновое кольцо трубки маслоприемника и редукционный клапан. Смажьте сальник по наружному диаметру моторным маслом и запрессуйте его до упора (чтобы уплотняющая кромка не прилегала к старому месту). Затем осторожно закрепите крышку в тисках, в корпус установите шестерни, на поверхность корпуса, сопрягаемую с крышкой, нанесите жидкий герметик и закрепите корпус с крышкой винтами. Установите на место редукционный клапан, пружину клапана и закрутите пробку.

Перед установкой пробки следует обязательно поставить под нее уплотнительное алюминиевое кольцо толщиной 1,5±0,2мм.

После сборки маслонасоса его шестерни при проворачивании рукой должны вращаться плавно и без заеданий.

Топливный насосПри разборке насоса выверните болт крепления крышки, снимите крышку и выньте топливный фильтр насоса. Затем выверните винты крепления верхнего корпуса насоса и нижнего корпуса и разъедините их. Повернув на 90° узел диафрагм, выньте узел и пружину.

При необходимости выпрессуйте ось и выньте балансир, рычаг и пружину балансира. Отверните гайку штока и снимите диафрагмы насоса.

Сборку насоса осуществляйте в обратном порядке. При установке диафрагм обратите внимание на правильность расположения отверстий относительно отверстий нижнего корпуса насоса.

КарбюраторВыкрутите винты крепления крышки карбюратора и осторожно отсоедините ее от корпуса, чтобы не повредить прокладку, поплавок, трубки эконостата и переходной системы второй камеры.

Разбирайте верхнюю часть карбюратора в следующем порядке.

Оправкой 3x24,5 мм осторожно вытолкните ось поплавка из стоек и, не повреждая язычков поплавка, отсоедините его от крышки. Снимите прокладку, выкрутите седло игольчатого клапана. Выкрутите патрубок подачи топлива и выньте топливный фильтр.

Выкрутите корпус топливного жиклера холостого хода с электромагнитным запорным клапаном и выньте жиклер. Открутите ось, выньте шарик с пружиной, снимите рычаг управления воздушной заслонкой, отсоедините пружину рычага воздушной заслонки. При необходимости открутите винты крепления воздушной заслонки, извлеките заслонку и ось.

Разберите диафрагменное пусковое устройство, сняв крышку в сборе с регулировочным винтом. Выньте пружину и диафрагму со штоком.

Разберите корпус карбюратора. Для этого снимите крышку ускорительного насоса с рычагом и диафрагму с пружиной. Выньте распылители из ускорительного насоса и распылители первой и второй камер.

Распылители ускорительного насоса вынимайте только за корпус распылителей.

Открутите гайку оси дроссельной заслонки первой камеры, снимите кулачок привода ускорительного насоса и шайбу. Выкрутите винт крепления и снимите электрический провод с концевым выключателем экономайзера принудительного холостого хода с регулировочного винта количества смеси холостого хода.

При необходимости выкрутите винт регулировки количества. Выньте с помощью штопора или шурупа пластмассовую заглушку и открутите регулировочный винт качества (состава) смеси холостого хода. Снимите крышку экономайзера мощностных режимов, диафрагму и пружину. Выкрутите топливный жиклер экономайзера. Выкрутите главные воздушные жиклеры с эмульсионными трубками и главные топливные жиклеры главных дозирующих систем.

При необходимости выкрутите винты крепления дроссельной заслонки первой камеры, снимите заслонку и выньте ось в сборе с рычагами привода. Сняв стопорную шайбу и открутив винты крепления дроссельной заслонки второй камеры, снимите заслонку и выньте ось заслонки. Выньте подшипники осей дроссельных заслонок первой и второй камер.

Карбюратор собирайте в обратной последовательности.

При этом обратите внимание на следующее:

• поплавок должен свободно поворачиваться на своей оси, не задевая стенок камеры;

• игольчатый клапан должен свободно скользить в своем гнезде, без перекосов и заеданий. Чтобы при сборке не перепутать местами жиклеры, надо обращать внимание на их маркировку. После закручивания винтов крепления дроссельных заслонок зачеканивайте винты на специальном приспособлении, не допускающем деформации осей заслонок. При сборке ускорительного насоса наживите винты крепления крышки, нажмите на рычаг привода насоса до упора, закрути-те окончательно винты крышки и отпустите рычаг.

Добавить комментарий

tachki.md

Узел - двигатель - Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 2

Узел - двигатель

Cтраница 2

Все винтовые двигатели выпускаются в шпиндельном исполнении. Под термином шпиндель подразумевается автономный узел двигателя, состоящий из корпуса, выходного вала, осевых и радиальных подшипников. Большинство конструкций ВЗД позволяет произвести отсоединение шпинделя от силовой секции без ее демонтажа, в том числе в условиях буровой.  [17]

Все винтовые двигатели отечественного и зарубежного производства, начиная с первых образцов, выпускаются в шпиндельном исполнении. Под термином шпиндель подразумевается автономный узел двигателя с выходным валом, осевыми и радиальными подшипниками. В большинстве случаев шпиндель может быть отсоединен ( при необходимости и на буровой) без демонтажа силовой секции.  [18]

Отдельные автоматические линии этой гаммы объединяются транспортными устройствами в единую автоматическую систему, выполняющую весь комплекс механической обработки узла двигателя, включая технический контроль. Для обработки блока цилиндров, например, предусмотрена система из 9 автоматических линий, включающих 147 многошпиндельных станков. Линии связываются между собой автоматически действующими поперечными транспортерами, параллельно которым в промежутках между линиями установлены накопители деталей. Параллельные потоки станков в каждой линии управляются самостоятельно, и таким образом простои станков одного потока не вызывают простоев станков другого потока. Наличие накопителей деталей также повышает коэффициент использования станков этих линий. Управляются все механизмы линии с пультов управления участками. В системе линий имеется диспетчерский пульт, принимающий сигналы о простоях и регистрирующий их. Этот пульт связывает систему автоматических линий с различными службами завода.  [19]

В двухполюсных двигателях применены два шариковых подшипника. Под ншшиковые узлы - - всех этих двигателей имеют лабирийтные уплотнения и устройства для пополнения и частичной замены смазки без разборки машины. Вентиляционный узел двигателей состоит из центробежного вентилятора и защитного кожуха, служащего одновременно направляющим диффузором. В двигателях с Я 132 мм вентилятор и кожух изготовлены из высокопрочной и термостойкой пластмассы.  [20]

В настоящей главе рассмотрим подробно только математические модели для наиболее распространенных электрических машин - асинхронных двигателей. Среди асинхронных двигателей менее надежны двигатели со веып-ной обмоткой. В-них отказы обмоток составляют 95 - 98 % от общего количества отказов, поэтому целесообразно рассмотреть математическую модель для этого наименее надежного узла двигателей со всыпной обмоткой.  [21]

В настоящей главе рассмотрим подробно только математические модели для наиболее распространенных электрических машин - асинхронных двигателей. Среди асинхронных двигателей менее надежны двигатели со всып-ной обмоткой. В них отказы обмоток составляют 95 - 98 % от общего количества отказов, поэтому целесообразно рассмотреть математическую модель для этого наименее надежного узла двигателей со всыпной обмоткой.  [22]

На рис. 20.16 показано устройство двигателя модели ДЗ-172 в продольном и поперечном разрезах. Двигатель состоит из двух секций: силовой и шпиндельной. Конусные детали секций соединяются между собой замковыми резьбами, а валы - с помощью конусных, конусно-шлицевых или резьбовых соединений. Третий узел двигателя - переливной клапан, как правило, размещается в автономном переводнике непосредственно над двигателем или между трубами бурильной колонны.  [23]

Спектральный анализ картерного масла основан на том, что любое вещество, приведенное в раскаленное светящееся состояние, испускает свой спектр, отличный от спектра других веществ. Для анализа пробу масла выпаривают, остаток сжигают, а золу перемешивают с веществом, из которого не изготавливают детали двигателя. Таким веществом обычно служит карбонат лития. Из этой смеси изготавливают электрод, который сжигают при помощи электрической дуги. Сложное излучение в процессе анализа разлагается при помощи специальных приборов. Спектр элементов снимают на фотопластинку и затем расшифровывают. Обычно в нормально работающем дизеле примесь всех элементов находится в постоянном количестве, а резкое возрастание одного или нескольких из них указывает на повышенный износ и нарушение нормальной работы какой-либо детали или узла двигателя, который подлежит осмотру и при необходимости ремонту.  [24]

Страницы:      1    2

www.ngpedia.ru

Разборка и сборка узлов двигателя

Чем и, главное, как разбирать и собирать шатунно-поршневую группу, головку блока цилиндров, водяной насос и многое другое…

Шатунно-поршневая группа

Разборка

Снимите поршневые кольца. Уложите поршень в опору с цилиндрической выемкой и с помощью оправки, центрируемой в отверстии поршневого пальца, выпрессуйте палец под прессом (усилием не менее 0,8 тс).

Применение молотка для выпрессовки — запрессовки недопустимо: можно повредить поршень.

Если некоторые детали шатунно-поршневой группы не повреждены и мало изношены, то они могут быть снова использованы. Поэтому при разборке помечайте их, чтобы в дальнейшем собрать группу с теми же деталями и установить в прежний цилиндр двигателя. Можно также изготовить из пенопласта поддон с ячейками и складывать в него детали по цилиндрам.

Сборка

Перед сборкой подберите палец к поршню. Для правильного сопряжения необходимо, чтобы поршневой палец, смазанный моторным маслом, входил в отверстие поршня от простого нажатия большого пальца руки и не выпадал из него, если держать поршень с поршневым пальцем в вертикальном положении.

Выпадающий палец замените другим, следующей категории. Если в поршне был палец третьей (высшей) категории, то замените поршень с поршневым пальцем.

Так как палец вставляется в верхнюю головку шатуна с натягом, необходимо нагреть его для расширения верхней головки. Для этого поместите шатуны на 15 мин в электропечь или в духовку, нагретую до 240 «С. Палец заранее приготовьте к сборке, надев его на валик приспособления для запрессовки поршневого пальца (используется для всех автомобилей ВАЗ), и, установив между пальцами и рукояткой дистанционное кольцо толщиной 4 мм, наружным диаметром 22 мм и внутренним 15 мм. На конце приспособления установите направляющую и закрепите винтом. Винт затяните неплотно, чтобы не произошло заклинивания при расширении пальца от контакта с нагретым шатуном.

Для правильного соединения пальца с шатуном запрессовку необходимо выполнять как можно скорее, так как шатун быстро охлаждается и после охлаждения нельзя будет изменить положение пальца.

Поршень с шатуном должен быть собран так, чтобы стрелка на днище поршня была направлена в сторону выхода отверстия для масла на нижней головке шатуна. Извлеченный из печи шатун быстро зажмите в тисках. Наденьте поршень на шатун, следя, чтобы отверстие под палец совпадало с отверстием верхней головки шатуна. Закрепленный на приспособлении поршневой палец протолкните в отверстие поршня и в верхнюю головку шатуна до упора заплечика приспособления в поршень. Во время этой операции поршень должен прижиматься бобышкой к верхней головке шатуна в направлении запрессовки пальца. Тогда палец займет правильное положение.

После охлаждения шатуна смажьте палец моторным маслом через отверстия в бобышках поршня. Установите поршневые кольца, располагая их замки через 120° по окружности поршня. Нижнее компрессионное кольцо установите выточкой вниз.

Головка блока цилиндров

Разборка

Если требуется замена только какой-либо одной детали, то можно не разбирать полностью головку блока цилиндров и снять только то, что необходимо для замены.

Полностью же головку цилиндров разбирайте в следующей последовательности. Удалив крышку с прокладкой, установите головку цилиндров на подставку, отверните гайки и снимите карбюратор с проставкой, теплоизолирующий экран карбюратора, а затем впускной и выпускной трубопроводы (одновременно снимается заборник теплого воздуха). Снимите отводящий патрубок охлаждающей рубашки двигателя. Выкрутите датчик указателя температуры охлаждающей жидкости, масляный выключатель контрольной лампы давления масла и свечи зажигания. Открутите гайки и снимите топливный насос с прокладками, проставкой и толкателем. Отсоедините от головки цилиндров корпус вспомогательных агрегатов. Снимите крышки опор распределительного вала. Выньте распределительный вал из постелей опор и снимите с него сальник. Выньте из отверстий головки блока цилиндров толкатели клапанов с регулировочными шайбами. Освободите клапаны от сухарей, сжимая пружины клапанов приспособлением для снятия и установки клапанов. Снимите пружины с тарелками. Поверните головку цилиндров и выньте с нижней стороны клапаны. Снимите маслоотражательные колпачки с направляющих втулок и опорные шайбы пружин.

Сборка

Смажьте моторным маслом клапаны и новые маслоотражательные колпачки (использование старых не допускается).

Установив опорные шайбы пружин, оправкой напрессуйте колпачки на направляющие втулки клапанов. Вставьте клапаны в направляющие втулки, установите пружины и тарелки клапанов. Сжимая пружины приспособлением для снятия и установки клапанов, установите сухари клапанов. —-

Вставьте в отверстия головки цилиндров толкатели клапанов с регулировочными шайбами. Проверьте, на месте ли установочные втулки опор распределительного вала, надетые на шпильки.

Очистите сопрягающиеся поверхности головки блока цилиндров и корпусов подшипников от остатков старой прокладки, грязи и масла. Смажьте моторным маслом опорные шейки и кулачки распределительного вала и уложите его в опоры головки цилиндров в таком положении, чтобы кулачки 1 -го (со стороны зубчатого ремня) цилиндра были направлены вверх. На поверхности головки цилиндров, сопрягающиеся с корпусами крайних опор распределительного вала, нанесите герметик.

Необходимо иметь в виду, что запускать двигатель разрешается не ранее чем через 1 час после нанесения герметика.

Установите крышки опор распределения и затяните гайки их крепления в два приема. Оправкой для запрессовки переднего сальника коленчатого вала и сальника распределительного вала запрессуйте новый сальник распределительного вала, предварительно смазав его моторным маслом. Установите отводящий патрубок рубашки охлаждения с прокладкой и корпус вспомогательных агрегатов с уплотнительным кольцом. Установите теплоизоляционную проставку с прокладками, толкатель и топливный насос. Наденьте на шпильки головки цилиндров прокладки и установите выпускной коллектор, закрепите его центральной гайкой, а затем установите впускной трубопровод. Закрепите их вместе с заборником теплого воздуха. Установите теплоизолирующий экран карбюратора, проставку и карбюратор. Закрепите его гайками и закройте карбюратор технологической заглушкой или тряпкой. Вкрутите свечи зажигания, датчик указателя температуры охлаждающей жидкости и масляный выключатель контрольной лампы давления масла.

Водяной насос

Для разборки с помощью общеупотребительного съемника вы стянете с вала зубчатый шкив насоса. Открутите стопорный винт и выпрессуйте валик в сборе с крыльчаткой, подшипником и сальником. Снимите сальник. При необходимости стяните с вала крыльчатку. При сборке насоса с помощью оправки установите без перекосов сальник в корпус насоса. Запрессуйте валик с подшипником так, чтобы гнездо стопорного винта совпало с отверстием в корпусе насоса. Закрутите стопорный винт подшипника и зачеканьте контуры гнезда для исключения ослабления винта. Затем напрессуйте крыльчатку и зубчатый шкив, выдерживая размеры 52+0,5 мм и 49,8 мм до верхнего края стакана корпуса.

Перед напрессовкой шкива нагрейте его до 150— 200 «С. После охлаждения шкива закрепите насос за крыльчатку и проверьте надежность соединения шкива на валике, приложив к шкиву момент 2,5 кгс • м. Шкив при этом не должен провернуться.

Масляный насос

Для разборки закрепите крышку насоса в тисках и выкрутите пробку редукционного клапана. Выньте пружину и клапан. Выкрутите винты крепления корпуса насоса с крышкой; отсоедините их и выньте ведущую и ведомую шестерни. Выпрессуйте с крышки самоподжимной сальник коленчатого вала. Перед сборкой насоса смажьте моторным маслом шестерни, корпус в зоне шестерен, уплотнительное резиновое кольцо трубки маслоприемника и редукционный клапан. Смажьте сальник по наружному диаметру моторным маслом и запрессуйте его до упора (чтобы уплотняющая кромка не прилегала к старому месту). Затем осторожно закрепите крышку в тисках, в корпус установите шестерни, на поверхность корпуса, сопрягаемую с крышкой, нанесите жидкий герметик и закрепите корпус с крышкой винтами. Установите на место редукционный клапан, пружину клапана и закрутите пробку.

Перед установкой пробки следует обязательно поставить под нее уплотнительное алюминиевое кольцо толщиной 1,5+0,2 мм.

После сборки маслонасоса его шестерни при проворачивании рукой должны вращаться плавно и без заеданий.

Топливный насос

При разборке насоса выверните болт крепления крышки, снимите крышку и выньте топливный фильтр насоса. Затем выверните винты крепления верхнего корпуса насоса и нижнего корпуса и разъедините их. Повернув на 90° узел диафрагм, выньте узел и пружину.

При необходимости выпрессуйте ось и выньте балансир, рычаг и пружину балансира. Отверните гайку штока и снимите диафрагмы насоса.

Сборку насоса осуществляйте в обратном порядке. При установке диафрагм обратите внимание на правильность расположения отверстий относительно отверстий нижнего корпуса насоса.

Карбюратор

Выкрутите винты крепления крышки карбюратора и осторожно отсоедините ее от корпуса, чтобы не повредить прокладку, поплавок, трубки эконостата и переходной системы второй камеры.

Разбирайте верхнюю часть карбюратора в следующем порядке. Оправкой 3×24,5 мм осторожно вытолкните ось поплавка из стоек и, не повреждая язычков поплавка, отсоедините его от крышки. Снимите прокладку, выкрутите седло игольчатого клапана. Выкрутите патрубок подачи топлива и выньте топливный фильтр. Выкрутите корпус топливного жиклера холостого хода с электромагнитным запорным клапаном и выньте жиклер. Открутите ось, выньте шарик с пружиной, снимите рычаг управления воздушной заслонкой, отсоедините пружину рычага воздушной заслонки. При необходимости открутите винты крепления воздушной заслонки, извлеките заслонку и ось. Разберите диафрагменное пусковое устройство, сняв крышку в сборе с регулировочным винтом. Выньте пружину и диафрагму со штоком.

Разберите корпус карбюратора. Для этого снимите крышку ускорительного насоса с рычагом и диафрагму с пружиной. Выньте распылители из ускорительного насоса и распылители первой и второй камер.

Распылители ускорительного насоса вынимайте только за корпус распылителей.

Открутите гайку оси дроссельной заслонки первой камеры, снимите кулачок привода ускорительного насоса и шайбу. Выкрутите винт крепления и снимите электрический провод с концевым выключателем экономайзера принудительного холостого хода с регулировочного винта количества смеси холостого хода.

При необходимости выкрутите винт регулировки количества. Выньте с помощью штопора или шурупа пластмассовую заглушку и открутите регулировочный винт качества (состава) смеси холостого хода. Снимите крышку экономайзера мощностных режимов, диафрагму и пружину. Выкрутите топливный жиклер экономайзера. Выкрутите главные воздушные жиклеры с эмульсионными трубками и главные топливные жиклеры главных дозирующих систем.

При необходимости выкрутите винты крепления дроссельной заслонки первой камеры, снимите заслонку и выньте ось в сборе с рычагами привода. Сняв стопорную шайбу и открутив винты крепления дроссельной заслонки второй камеры, снимите заслонку и выньте ось заслонки. Выньте подшипники осей дроссельных заслонок первой и второй камер.

Карбюратор собирайте в обратной последовательности.

При этом обратите внимание на следующее:

  • поплавок должен свободно поворачиваться на своей оси, не задевая стенок камеры;
  • игольчатый клапан должен свободно скользить в своем гнезде, без перекосов и заеданий. Чтобы при сборке не перепутать местами жиклеры, надо обращать внимание на их маркировку. После закручивания винтов крепления дроссельных заслонок зачеканивайте винты на специальном приспособлении, не допускающем деформации осей заслонок. При сборке ускорительного насоса наживите винты крепления крышки, нажмите на рычаг привода насоса до упора, закрутите окончательно винты крышки и отпустите рычаг.

Amobil.ru

Поделиться:

autooboz.info

Узел двигателя для летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к узлу двигателя для летательного аппарата. Узел (1) двигателя для летательного аппарата содержит турбореактивный двигатель (2), пилон (4) крепления, а также множество (6а, 6b, 8) узлов подвески двигателя, установленных между пилоном (4) крепления и турбореактивным двигателем (2). Множество узлов подвески двигателя содержит два передних узла (6а, 6b) подвески, смещенных относительно друг друга в вертикальном направлении (Z) турбореактивного двигателя, при этом первый передний узел (6а) подвески выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном направлении (Y) турбореактивного двигателя (2). Второй передний узел (6b) выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном (Y) и вертикальном (Z) направлениях. Изобретение направлено на обеспечение правильного восприятия всех усилий, передаваемых от турбореактивного двигателя на конструкцию пилона крепления. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение в целом относится к узлу двигателя для летательного аппарата, содержащему газотурбинный двигатель, такой как турбореактивный двигатель, пилон крепления, а также множество узлов подвески двигателя, установленных между пилоном крепления и турбореактивным двигателем.

Уровень техники

Как известно, пилон крепления такого узла двигателя предусмотрен для образования соединительной промежуточной конструкции между турбореактивным двигателем и крылом летательного аппарата, оборудованного этим узлом. Он позволяет передавать на конструкцию этого летательного аппарата усилия, создаваемые его турбореактивным двигателем, и позволяет также осуществлять прокладку топливных трубопроводов, электрических, гидравлических и воздушных систем между двигателем и летательным аппаратом.

Для обеспечения передачи усилий пилон содержит жесткую конструкцию, например, «кессонного» типа, то есть образованную набором верхних и нижних лонжеронов и боковых панелей, соединенных между собой при помощи поперечных нервюр.

Между турбореактивным двигателем и жесткой конструкцией пилона выполнена монтажная система, причем эта система в основном содержит множество узлов подвески двигателя, состоящих обычно из переднего(их) узла(ов) подвески, неподвижно соединенного(ых) с корпусом компрессора двигателя, и из заднего(их) узла(ов) подвески, неподвижно соединенного(ых) с центральным корпусом этого же двигателя.

Кроме того, монтажная система содержит устройство восприятия тяговых усилий, создаваемых двигателем. В предшествующем уровне техники такое устройство выполнено, например, в виде двух боковых тяг, соединенных, с одной стороны, с задней частью корпуса компрессора двигателя и, с другой стороны, с узлом подвески, установленным на жесткой конструкции пилона, например, с задним узлом подвески.

В качестве информации уточняется, что пилон крепления связан также со второй монтажной системой, установленной между этим пилоном и крылом летательного аппарата, при этом данная вторая система обычно состоит из двух или трех узлов подвески.

Наконец, пилон оборудован вторичной конструкцией, которая обеспечивает разделение и удержание систем и на которой установлены аэродинамические обтекатели.

В классических известных технических решениях монтажную систему, установленную между турбореактивным двигателем и жесткой конструкцией, как правило, выполняют таким образом, чтобы восприятие момента, действующего вдоль продольного направления турбореактивного двигателя, осуществлялось при помощи двух задних узлов или полуузлов подвески, отстоящих друг от друга в поперечном направлении турбореактивного двигателя, при этом каждый из них выполняют с возможностью обеспечения восприятия усилий, действующих в вертикальном направлении этого турбореактивного двигателя.

В такой конфигурации расстояние удаления между двумя задними узлами подвески, естественно, ограничено шириной жесткой конструкции пилона, которая, как правило, является небольшой, в частности, по очевидным соображениям ограничения возмущения вторичного потока.

Следовательно, небольшое удаление между задними узлами подвески означает, что усилия в вертикальном направлении, которые должны восприниматься каждым из этих двух узлов подвески для обеспечения момента в продольном направлении, являются очень большими. Таким образом, главным недостатком, вытекающим из этого обстоятельства, является то, что эти задние узлы подвески должны иметь сложную и дорогостоящую конструкцию.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение призвано предложить узел двигателя для летательного аппарата, который позволит, по меньшей мере, частично устранить вышеуказанные недостатки известных технических решений, при этом изобретение касается также летательного аппарата, содержащего, по меньшей мере, один такой узел.

Объектом настоящего изобретения является узел двигателя летательного аппарата, содержащий турбореактивный двигатель, пилон крепления, а также множество узлов подвески двигателя, установленных между пилоном крепления и турбореактивным двигателем, при этом множество узлов подвески двигателя содержит два передних узла подвески, каждый из которых выполнен с возможностью обеспечения восприятия усилий, которые действуют в поперечном направлении турбореактивного двигателя, при этом оба передних узла подвески выполнены смещенными относительно друг друга в вертикальном направлении турбореактивного двигателя. Кроме того, первый передний узел подвески выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном направлении турбореактивного двигателя, тогда как второй передний узел подвески выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном и вертикальном направлениях.

Иначе говоря, узел двигателя выполняют таким образом, чтобы восприятие момента, действующего в продольном направлении турбореактивного двигателя, в данном случае осуществлялось не при помощи задних узлов подвески, а при помощи передних узлов подвески, смещенных по высоте и выполненных с возможностью обеспечения восприятия усилий, действующих в поперечном направлении.

Однако, поскольку передние узлы подвески выполнены с возможностью соединения как с корпусом компрессора, так и с центральным корпусом турбореактивного двигателя, то, разумеется, их можно значительно удалить друг от друга в вертикальном направлении, например, установив один из них на корпусе компрессора, а другой - на центральном корпусе.

Преимуществом этого значительного удаления является то, что оно позволяет существенно упростить конструкцию узлов подвески двигателя за счет того, что усилия, воспринимаемые ими, в сочетании с моментом в продольном направлении, естественным образом ослабляются по сравнению с усилиями, которые встречаются в известных технических решениях, в которых восприятие этого же момента обеспечивается двумя задними узлами подвески, соединенными с центральным корпусом, которые, само собой разумеется, нельзя было удалить друг от друга.

Следует уточнить, что оба передних узла подвески можно выполнить на корпусе компрессора на разной высоте, не выходя при этом за рамки настоящего изобретения.

С другой стороны, отмечается, что, если оба передних узла выполнены смещенными относительно друг друга в вертикальном направлении турбореактивного двигателя, чтобы обеспечивать восприятие момента, действующего в продольном направлении, это не исключает возможности их выполнения со смещением относительно друг друга в продольном направлении и/или в поперечном направлении.

Предпочтительно оба передних узла подвески представляют собой первый передний узел подвески, соединенный с периферической кольцевой частью корпуса компрессора турбореактивного двигателя, и второй передний узел подвески, соединенный с центральным корпусом турбореактивного двигателя. В этом предпочтительном варианте выполнения можно, действительно, осуществить удаление в вертикальном направлении между двумя передними узлами подвески, которое значительно превышает удаление в известных технических решениях и ограничено лишь шириной жесткой конструкции пилона крепления.

Как уже было указано выше, первый передний узел подвески выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном направлении турбореактивного двигателя, тогда как второй передний узел выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном и вертикальном направлениях. В этом случае множество узлов подвески может также содержать задний узел подвески, выполненный с возможностью восприятия усилий, действующих в поперечном и вертикальном направлениях, а также в продольном направлении турбореактивного двигателя.

Предпочтительно каждый из множества узлов подвески двигателя пересекается плоскостью, определенной продольной осью турбореактивного двигателя и его вертикальным направлением. Таким образом, понятно, что центровка всех узлов подвески двигателя по вышеупомянутой плоскости и, следовательно, возможность отказаться от выполнения узлов подвески, удаленных друг от друга в поперечном направлении, позволяет существенно уменьшить ширину пилона крепления в этом же поперечном направлении. Таким образом, вышеуказанное уменьшение ширины предпочтительно позволяет уменьшить возмущения вторичного потока в кольцевом канале компрессора, возникающие из-за пилона крепления.

Предпочтительно пилон крепления содержит жесткую конструкцию, содержащую центральный кессон, выполненный по существу в продольном направлении турбореактивного двигателя, а также передний кессон, соединенный с центральным кессоном и выполненный по существу в вертикальном направлении.

В этом случае можно предусмотреть установку двух передних узлов подвески друг над другом на переднем кессоне.

Предпочтительно первый передний узел подвески, выполненный с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном направлении турбореактивного двигателя, содержит промежуточный металлический крепежный элемент, соединенный с первым металлическим крепежным элементом, соединенным с пилоном крепления через два шаровых пальца, направленных параллельно вертикальному направлению, при этом первый передний узел подвески содержит также штифт, направленный в продольном направлении турбореактивного двигателя и соединенный с промежуточным металлическим крепежным элементом, при этом указанный штифт установлен с зазором в продольном направлении на втором металлическом крепежном элементе, соединенном с турбореактивным двигателем.

Объектом настоящего изобретения является также летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, один описанный выше узел двигателя.

Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания, представленного в качестве не ограничительного примера.

Краткое описание чертежей

Описание представлено со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 - вид в перспективе узла двигателя летательного аппарата согласно предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения;

фиг.2 - вид сбоку узла двигателя, показанного на фиг.1;

фиг.3 - вид сверху узла двигателя, показанного на фиг.1 и 2, где пилон крепления выполнен в виде альтернативного варианта;

фиг.4 - детальный вид в перспективе первого переднего узла подвески двигателя узла двигателя, показанного на фиг.1-3, установленного между корпусом компрессора турбореактивного двигателя и жесткой конструкцией пилона крепления;

фиг.5 - вид сбоку первого переднего узла подвески двигателя, показанного на фиг.4;

фиг.6 - вид сверху первого переднего узла подвески двигателя, показанного на фиг.4 и 5.

Осуществление изобретения

На фиг.1 показан узел двигателя 1 для летательного аппарата согласно предпочтительном варианту выполнения настоящего изобретения, предназначенный для крепления под крылом этого летательного аппарата (на чертеже не показано).

В целом узел 1 двигателя состоит из газотурбинного двигателя 2, который в дальнейшем будет рассматриваться как турбореактивный двигатель, пилона 4 крепления, а также множества узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя, обеспечивающих крепление турбореактивного двигателя 2 под этим пилоном 4. В качестве информации отмечается, что узел 1 должен быть окружен гондолой (на чертеже не показана) и что пилон 4 крепления содержит другой ряд узлов подвески (на чертеже не показаны), обеспечивающих подвешивание этого узла 1 под крылом летательного аппарата.

В нижеследующем описании условно буквой Х будет обозначено продольное направление турбореактивного двигателя 2, параллельное продольной оси 5 этого турбореактивного двигателя 2, буквой Y обозначено направление, поперечное по отношению к турбореактивному двигателю 2, и буквой Z - вертикальное направление или высота, при этом эти три направления X, Y и Z образуют между собой прямые углы.

С другой стороны, термины «передний» и «задний» следует рассматривать относительно направления движения летательного аппарата, осуществляемого в результате действия тяги, создаваемой турбореактивным двигателем 2, причем это направление схематично показано стрелкой 7.

На фиг.1 показана только жесткая конструкция 10 пилона 4 крепления. Другие не показанные конструктивные элементы этого пилона 4, такие как вторичная конструкция, обеспечивающая разделение и удержание систем и поддерживающая аэродинамические обтекатели, являются классическими элементами, идентичными или аналогичными элементам технических решений из предшествующего уровня техники, известных специалистам. По этой причине их подробное описание опускается.

Узел 1 оборудован также устройством (не показано) восприятия тяговых усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2, которое идентично или аналогично известным устройствам, поэтому его описание опускается.

В передней части турбореактивный двигатель 2 содержит большеразмерный корпус 12 компрессора, ограничивающий кольцевой канал 14 компрессора, и в сторону задней части содержит центральный корпус 16 меньшего размера, содержащий центральную рабочую часть этого турбореактивного двигателя. Разумеется, что, как известно, корпусы 12 и 16 неподвижно соединены друг с другом.

Как показано на фиг.1, отличительным признаком настоящего изобретения является то, что множество узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя содержит два передних узла 6а, 6b, каждый из которых выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в поперечном направлении Y, и то, что эти два передних узла 6а, 6b смещены относительно друг друга в вертикальном направлении Z.

В частности, первый передний узел 6а подвески соединен, с одной стороны, с передней частью жесткой конструкции 10 пилона 4 и, с другой стороны, с периферической кольцевой частью 18 корпуса 12 компрессора, предпочтительно с задней частью этой части 18, как схематично показано на фиг.1.

Кроме того, этот первый передний узел 6а подвески двигателя установлен на самом верхнем участке этой периферической кольцевой части 18, то есть он пересекается воображаемой плоскостью (не показана), определенной продольной осью 5 и направлением Z. В этой связи необходимо отметить, что вышеупомянутая воображаемая плоскость является плоскостью симметрии для первого переднего узла 6а подвески.

Как будет более детально показано далее, отмечается, что этот первый передний узел подвески выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в направлении Y турбореактивного двигателя, но не в направлениях Х и Z.

Кроме того, второй передний узел 6b подвески двигателя соединен, с одной стороны, с передней частью жесткой конструкции 10 пилона 4 и, с другой стороны, с центральным корпусом 16 таким образом, что он находится под первым передним узлом 6а подвески. Кроме того, этот второй передний узел 6b подвески двигателя установлен на самом верхнем кольцевом участке центрального корпуса 16. В этой связи отмечается, что в представленном предпочтительном варианте выполнения оба передних узла 6а, 6b подвески смещены относительно друг от друга только в направлении Z, а не в направлениях Х и Y. Вместе с тем, само собой разумеется, что можно предусмотреть и такое смещение, не выходя при этом за рамки настоящего изобретения.

Кроме того, это особенное положение второго узла 6b подвески предполагает, что он также пересекается вышеупомянутой воображаемой плоскостью, определяемой продольной осью 5 и направлением Z, при этом данная воображаемая плоскость тоже образует ось симметрии для этого второго переднего узла 6b подвески.

Как схематично показано стрелками на фиг.1, второй передний узел 6b подвески выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в направлении Y и в направлении Z турбореактивного двигателя, а не усилий, действующих в направлении X.

Множество узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя дополнительно содержит единственный задний узел 8 подвески, на котором крепят, например, устройство восприятия тяговых усилий узла 1. Этот задний узел 8 подвески соединяют, с одной стороны, с задней частью центрального корпуса 16, предпочтительно на уровне заднего конца этого корпуса 16 и, с другой стороны, с жесткой конструкцией 10 пилона 4, предпочтительно на уровне ее по существу центральной части, если смотреть в направлении X.

Так же, как и второй передний узел 6b подвески, задний узел 8 подвески может иметь любую известную специалисту форму, например, соответствующую соединению при помощи бугелей и металлических крепежных элементов. Вместе с тем, этот задний узел 8 подвески выполнен с возможностью обеспечения восприятия усилий, действующих в трех направлениях X, Y и Z.

Следовательно, при наличии описанного выше множества узлов подвески двигателя восприятие усилий, действующих в направлении X, происходит при помощи заднего узла 8 подвески, восприятие усилий, действующих в направлении Y, происходит при помощи трех узлов 6а, 6b, 8 подвески и восприятие усилий, действующих в направлении Z, осуществляется через первый передний узел 6а подвески и задний узел 8 подвески.

С другой стороны, восприятие момента, действующего в направлении X, осуществляется совместно двумя передними узлами 6а, 6b подвески, восприятие момента, действующего в направлении Y, осуществляется совместно вторым передним узлом 6b подвески и задним узлом 8 подвески, и восприятие момента, действующего в направлении Z, осуществляется совместно тремя узлами 6а, 6b, 8 подвески двигателя.

Из фиг.1 и 2 видно, что в представленном предпочтительном варианте выполнения жесткая конструкция 10 пилона 4 крепления содержит центральный кессон 20, расположенный по существу вдоль направления X, а также передний кессон 22, соединенный с центральным кессоном 20 и расположенный по существу в вертикальном направлении Z.

В частности, центральный кессон 20, находящийся сзади переднего кессона 22, выполнен путем сборки нижнего 24 и верхнего 26 лонжеронов, соединенных между собой поперечными нервюрами 28, предпочтительно расположенными в плоскостях YZ. Лонжероны 24 расположены в плоскостях XY или в плоскостях, слегка наклоненных по отношению к последним. Как показано в качестве примера на фиг.2, верхний лонжерон 26 действительно находится в плоскости XY, тогда как передняя часть нижнего лонжерона 24 слегка наклонена вниз и назад, а задняя часть нижнего лонжерона 24 слегка наклонена вверх и назад. Именно на уровне сопряжения между передней и задней частями нижнего лонжерона 24, параллельными направлению Y, осуществляют соединение заднего узла 8 подвески с жесткой конструкцией 10.

При этом уточняется, что нижний лонжерон 24 и верхний лонжерон 26 могут быть выполнены, каждый, в виде единой детали или представлять собой сборку из нескольких участков лонжеронов, жестко скрепленных друг с другом.

С другой стороны, предпочтительно центральный кессон 20 закрывают с боков двумя боковыми стенками 30, 32, каждая из которых в основном находится в плоскости XZ.

Верхняя часть переднего кессона 22 находится в продолжении передней части центрального кессона 20.

Иначе говоря, передний кессон 22, выполненный по существу вдоль направления Z, содержит передний лонжерон 34 и задний лонжерон 36, расположенные параллельно направлению Y и соединенные между собой при помощи поперечных нервюр 38, предпочтительно расположенных в плоскостях XY. При этом следует отметить, что самая верхняя поперечная нервюра 38 образована передним концом верхнего лонжерона 26 центрального кессона 20, причем этот передний конец также закрывает сверху передний кессон 22. Точно так же вторая самая верхняя поперечная нервюра 38 образована передним концом нижнего лонжерона 24 центрального кессона 20.

Предпочтительно передний кессон 22 выполняют закрытым по бокам двумя боковыми стенками 30, 32, закрывающими также сбоку центральный кессон 20.

Таким образом, как и жесткая конструкция 10, рассматриваемая целиком, каждая из двух боковых стенок 30, 32 имеет общую L-образную форму, при этом основание L по существу ориентировано в направлении Z.

Если обратиться к фиг.3, где в качестве альтернативного варианта выполнения показана жесткая конструкция 10 пилона 4 крепления, то можно отметить, что передний кессон 22 может быть выполнен слегка сужающимся вперед в направлении Y. Кроме того, передний лонжерон 34 может иметь сечение общей С-образной формы, открытой в заднюю сторону, при этом обе ветви С соединяют таким образом, чтобы они входили в контакт и соответственно находились в продолжении двух краев верхнего лонжерона 26, сужающуюся форму которого можно выполнить путем обрезания каждого из этих двух краев. Кроме того, каждая из двух ветвей С также находится в продолжении одной из двух боковых стенок 30, 32, чтобы получить аэродинамическую непрерывность между передним лонжероном 34 и боковыми стенками 30, 32.

Благодаря такой сужающейся и закругленной спереди конструкции существенно уменьшаются возмущения вторичного потока, проходящего через кольцевой канал компрессора 14.

Что касается жесткой конструкции 10 пилона 4, и как показано на фиг.2, то необходимо отметить, с одной стороны, что первый передний узел 6а подвески предпочтительно соединяют с верхней частью переднего лонжерона 34, расположенной в плоскости YZ, и, с другой стороны, второй передний узел 6b подвески предпочтительно соединяют с самой нижней поперечной нервюрой 38, закрывающей снизу передний кессон 22.

Далее со ссылками на фиг.4-6 следует описание первого переднего узла 6а подвески, выполненного с возможностью восприятия только усилий, действующих в направлении Y.

Этот передний узел ба подвески прежде всего содержит первый металлический крепежный элемент 40, который, в случае необходимости, выполняют путем соединения нескольких металлических деталей и который неподвижно соединяют с передним лонжероном 34 переднего кессона 22 и в целом с жесткой конструкцией 10 пилона 4.

Первый металлический крепежный элемент 40 имеет симметрию относительно вертикальной воображаемой плоскости, проходящей через продольную ось 5 турбореактивного двигателя 2, и содержит, в частности, две пары 44 головок, расположенных соответственно по обе стороны от этой плоскости.

Каждая пара 44 головок содержит верхнюю головку 42а и нижнюю головку 42b, отстоящую от верхней головки в направлении Z, при этом каждая из этих двух головок 42а, 42b может быть двойной и располагается в плоскости XY. Кроме того, верхняя головка 42а содержит сквозное отверстие 44а, выполненное в направлении Z, и нижняя головка 42b также содержит сквозное отверстие 44b, тоже выполненное в направлении Z и напротив отверстия 44а.

С первым металлическим крепежным элементом 40 при помощи двух шаровых пальцев 48, каждый из которых имеет направление Z, соединен промежуточный металлический крепежный элемент 46, предпочтительно имеющий общую V-образную форму.

В частности, каждый из двух концов промежуточного металлического крепежного элемента 46 V-образной формы установлен на одной из двух пар 44 головок при помощи одного из двух шаровых пальцев 48, при этом шаровые пальцы расположены симметрично относительно вышеупомянутой воображаемой плоскости. В этой связи необходимо отметить, что эта воображаемая плоскость является также плоскостью симметрии для промежуточного металлического крепежного элемента 46.

Таким образом, на уровне каждой из двух пар 44 головок палец 48 проходит последовательно через отверстие 44а верхней головки 42а, сквозное отверстие 50, выполненное в соответствующем конце промежуточного металлического крепежного элемента 46, и, наконец, через отверстие 44b нижней головки 42b. Кроме того, вышеуказанное сквозное отверстие 50 выполняют с возможностью взаимодействия с шаровой опорой 52 пальца 48, как показано на фиг.5.

Таким образом, понятно, что наличие этих двух пальцев 48 позволяет получить два шаровых соединения, имеющих направление Z и расположенных симметрично относительно вышеуказанной вертикальной воображаемой плоскости.

На уровне сопряжения двух ветвей V, образующих промежуточный металлический крепежный элемент 46, передний узел 6а подвески содержит штифт 56, имеющий направление Х и соединенный с этим же промежуточным металлическим крепежным элементом 46, при этом через штифт 56 в диаметральном направлении проходит вертикальная воображаемая плоскость. Узел, образованный штифтом 56 и промежуточным металлическим крепежным элементом 46, имеет, таким образом, форму Y, нижняя ветвь которой направлена вперед в направлении X.

Штифт 56 установлен с зазором в направлении Х на втором металлическом крепежном элементе 58, соединенном с турбореактивным двигателем 2, и, в частности, с верхним участком периферической кольцевой части 18 корпуса 12 компрессора.

Иначе говоря, механическое соединение между штифтом 56 и вторым металлическим крепежным элементом 58 является соединением типа «monoball», то есть оно самостоятельно обеспечивает восприятие усилий, действующих в направлениях Y и Z, в то время как в направлении Х существует зазор. Следовательно, в случае необходимости, штифт 56 может очень ограниченно перемещаться скольжением в направлении Х относительно отверстия (не показано), через которое он проходит и которое выполнено в головке 60 второго металлического крепежного элемента 58, расположенной в плоскости YZ и, в случае необходимости, выполненной двойной.

Сочетание соединения типа «monoball» с зазором в направлении Х и двух шаровых опор, имеющих направление Z, позволяет первому переднему узлу 6а подвески вместе с другими узлами подвески воспринимать только усилия, действующие в направлении Y турбореактивного двигателя 2.

Разумеется, что специалист может вносить различные изменения в узел 1 двигателя для летательного аппарата, описанный выше исключительно в качестве не ограничительного примера. В этой связи необходимо, в частности, указать, что, хотя узел 1 двигателя был представлен в конфигурации, предназначенной для его подвески под крылом летательного аппарата, этот узел 1 можно представить и в другой конфигурации, которая позволяет производить его подвеску над этим крылом.

С другой стороны, можно также, естественно, предусмотреть и другую конфигурацию для узлов 6а, 6b, 8 подвески при условии, что каждый из передних узлов 6а, 6b подвески выполнен с возможностью, по меньшей мере, восприятия усилий, действующих в направлении Y турбореактивного двигателя 2. Например, второй передний узел 6b подвески может быть выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в трех направлениях X, Y и Z, при этом задний узел 8 подвески выполняют с возможностью восприятия только усилий, действующих в направлении Y и в направлении Z турбореактивного двигателя, но не усилий, действующих в направлении X.

1. Узел (1) двигателя для летательного аппарата, содержащий турбореактивный двигатель (2), пилон (4) крепления, а также множество узлов (6а, 6b, 8) подвески двигателя, установленных между указанным пилоном (4) крепления и турбореактивным двигателем (2), при этом указанное множество узлов (6а, 6b, 8) подвески двигателя содержит два передних узла (6а, 6b) подвески, каждый из которых выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в поперечном направлении (Y) турбореактивного двигателя (2), при этом два передних узла (6а, 6b) выполнены со смещением относительно друг друга в вертикальном направлении (Z) турбореактивного двигателя (2), отличающийся тем, что первый передний узел (6а) подвески выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном направлении (Y) турбореактивного двигателя (2), тогда как второй передний узел (6b) выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном (Y) и вертикальном (Z) направлениях.

2. Узел по п.1, отличающийся тем, что два передних узла (6а, 6b) подвески представляют собой первый передний узел (6а) подвески, соединенный с периферической кольцевой частью (18) корпуса (12) компрессора турбореактивного двигателя (2), и второй передний узел (6b) подвески, соединенный с центральным корпусом (16) турбореактивного двигателя (2).

3. Узел по п.1, отличающийся тем, что множество (6а, 6b, 8) узлов подвески содержит также задний узел (8) подвески, выполненный с возможностью восприятия усилий, действующих в поперечном (Y) и вертикальном (Z) направлениях, а также в продольном направлении (X) турбореактивного двигателя (2).

4. Узел по п.3, отличающийся тем, что каждый из множества (6а, 6b, 8) узлов подвески двигателя пересекается плоскостью, определенной продольной осью (5) турбореактивного двигателя (2) и его вертикальным направлением (Z).

5. Узел по п.1, отличающийся тем, что пилон (4) крепления содержит жесткую конструкцию (10), содержащую центральный кессон (20), выполненный, по существу, в продольном направлении (X) турбореактивного двигателя (2), а также передний кессон (22), соединенный с центральным кессоном (20) и выполненный, по существу, в вертикальном направлении (Z).

6. Узел по п.5, отличающийся тем, что два передних узла (6а, 6b) соединены друг с другом и установлены друг над другом на переднем кессоне (22).

7. Узел по любому из пп.1-6, отличающийся тем, что первый передний узел (6а) подвески, выполненный с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном направлении (Y) турбореактивного двигателя (2), содержит промежуточный металлический крепежный элемент (46), соединенный с первым металлическим крепежным элементом (40), соединенным с пилоном (4) крепления при помощи двух шаровых пальцев (48), направленных параллельно вертикальному направлению (Z), а также штифт (56), направленный в продольном направлении (X) турбореактивного двигателя (2) и соединенный с промежуточным металлическим крепежным элементом (46), при этом указанный штифт (56) установлен с зазором в продольном направлении (X) на втором металлическом крепежном элементе (58), соединенном с турбореактивным двигателем (2).

8. Летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один узел (1) двигателя по любому из пп.1-7.

www.findpatent.ru

узел двигателя внутреннего сгорания - патент РФ 2082025

Использование: в двигателестроении, преимущественно в шатунно-поршневых группах двигателей внутреннего сгорания. Сущность изобретения: поршневая головка шатуна выполнена с приливом в верхней части, на торце которого установлен струйный разбрызгиватель охлаждающего масла реактивного действия. Разбрызгиватель содержит ступицу со сферическими форсунками, размещенными в диаметральной плоскости ступицы. Каждая из форсунок выполнена со сферическими аккумулирующими полостями и по меньшей мере двумя дополнительными отверстиями, помимо отверстий, служащих для вытекания струй охлаждающего масла с образованием момента вращения ступицы. Дополнительные отверстия ориентированы в направлении днища поршня, расположены под углом по отношению друг к другу, связаны через полости форсунок с радиальными каналами ступицы и направлены на охлаждаемые поверхности головки поршни над бобышками поршневого пальца. Ступица разбрызгивателя закреплена к приливу посредством пальца, стержень которого выполнен полым. В зоне посадочного участка стержня выполнены радиальные отверстия, соединяющие полость пальца с кольцевой полостью ступицы, а в приливе головки шатуна выполнено резьбовое отверстие для закрепления резьбового участка пальца, соединенное с системой подводящих каналов шатуна. Между торцевыми поверхностями ступицы и обращенными к ней опорными поверхностями головки пальца и прилива головки шатуна установлены подшипники скольжения или качения, 2 з.п. ф-лы, 3 ил. Изобретение относится к области машиностроения, в частности к двигателестроению, и может быть использовано преимущественно в шатунно-поршневых группах двигателей внутреннего сгорания. Известны методы охлаждения огневого днища поршней и зоны в районе верхнего компрессионного кольца /1/. К одной из конструктивных групп охлаждаемых поршней относится поршень по патенту фирмы "Deimeer-Benz", защищенный патентом ФРГ N 2539470 и аналогами (Франция N 2323022, США N 4142484 и Великобритания N 1512191). Поршень с тронком, имеющим внутреннюю аркообразную поверхность, в нижней части имеет желобковое устройство, предназначенное для сбора стекающего масла и повторного использования его за счет сил инерции. Охлаждающее масло подается как через сверления в шатуне и в его поршневой головке, так и через форсунку, жестко закрепленную в картере двигателя. Однако в этом поршне наблюдается ограниченная качанием поршневой головки шатуна направленность струй масла, вытекающих из сверлений, а дополнительная установка в картере двигателя форсунки существенно усложняет подвод охлаждающего масла в полость поршня. Также известен шатун, присоединенный шаровой головкой к поршню по заявке N 4854565, СССР, принятый за прототип, в котором охлаждение внутренней поверхности поршня в зоне размещения компрессионных колец достигается разбрызгиванием охлаждающего масла с помощью струйного разбрызгивателя реактивного действия. Струйный разбрызгиватель выполнен в виде ступицы с закрепленными на ней диаметрально противоположно посредством осей с каналами, по меньшей мере, двумя форсунками, выходной канал каждой из которых направлен в сторону поршня и расположен в тангенциальной, по отношению к траектории вращения форсунок, плоскости вращения, причем каналы противоположных форсунок направлены в разные стороны. Ступица выполнена с кольцевой полостью, соединенной с радиальными каналами для охлаждающей жидкости, связанными с осевыми каналами шатуна и выходными каналами форсунок, и установлена с возможностью вращения на шатуне ниже его поршневой шаровой головки. Принципиальное отличие этого узла двигателя внутреннего сгорания состоит в том, что струйный разбрызгиватель охлаждающей жидкости (моторного масла) не связан с картером двигателя и охлаждающее масло разбрызгивается вращающимися одноструйными форсунками в верхней и средней зонах полости поршня. Однако применение такого шатуна в обычной конструкции оказывается недостаточно эффективным из-за перекрытия бобышками поршневого пальца и поршневой головкой шатуна части огневого днища на пути струй масла, вытекающих из вращающихся форсунок. Целью изобретения является снижение уровня тепловой и механической нагрузок на поршень при повышении агрегатной мощности двигателя путем форсирования по среднему эффективному давлению и при использовании узлов с соединением кривошипной головки шатуна с поршнем посредством поршневого пальца. Эта цель достигается тем, что поршневая головка шатуна выполнена с приливом в верхней части, а ступица струйного разбрызгивателя охлаждающего масла установлена на указанном приливе, форсунки выполнены в виде полых сферических элементов, в каждом из которых выполнена сферическая аккумулирующая полость и по меньшей мере два дополнительных сквозных отверстия, ориентированных в направлении днища поршня и расположенных под углом по отношению к выходным каналам форсунок прототипа и связанных через полость форсунок с радиальными каналами ступицы. Ступица струйного разбрызгивателя закреплена с возможностью вращения на приливе поршневой головки шатуна посредством пальца, выполненного с головкой, стержень которого выполнен полым. На наружной поверхности пальца выполнены резьбовой и посадочный участки и в зоне посадочного участка выполнены радиальные отверстия, соединяющие полость пальца с кольцевой полостью ступицы, а в приливе головки шатуна выполнено резьбовое отверстие для закрепления резьбового участка пальцев, соединенное с системой подводящих каналов шатуна. Для снижения механических потерь на трение между торцовыми поверхностями ступицы и обращенными к ней опорными поверхностями головки пальца и прилива головки шатуна установлены подшипники скольжения или качения. Такое выполнение струйного разбрызгивателя охлаждающего масла и присоединение его к приливу в верхней части поршневой головки шатуна позволяет обеспечить работу разбрызгивателя в свободной зоне поршня над бобышками поршневого пальца, а выполнение нескольких отверстий в каждой из форсунок - эффективное разбрызгивание охлаждающего масла на внутреннюю поверхность огневого днища и полную поверхность головки поршня в зоне размещения компрессионных колец. Изобретение поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен главный вид узла; на фиг. 2 вид струйного разбрызгивателя в плане; на фиг. 3- вид по стрелкам А-А (повернуто) на фиг. 2. Шатун содержит стержень 1 с осевыми каналами 2, 3, сообщаемыми между собой кольцевой выточкой 4, выполненной в поршневой головке 5. В верхней части поршневой головки выполнен прилив 6 с резьбовым отверстием 7, сообщаемым с каналом 3. На торце прилива с кольцевыми подшипниками скольжения 8, 9 установлена ступица 10 струйного разбрызгивателя охлаждающего масла, выполненная как одно целое с двумя полыми сферическими форсунками 11, 12, расположенными диаметрально противоположно. В осевом отверстии ступицы выполнена кольцевая полость 13, соединенная с радиальными каналами 14 и сферическими аккумулирующими полостями 15 форсунок. В каждом сферическом элементе форсунки выполнены по меньшей мере три сквозных отверстия, соединенных с аккумулирующей полостью: отверстие 16, направленное под углом к плоскости вращения ступицы, фиг. 6; вид по стрелкам А-А, и отверстия 17, 18, выполненные, в качестве одного из примеров, в вертикальной диаметральной плоскости ступицы с наклоном по отношению друг к другу, причем отверстие 17 вертикально направлено в сторону днища поршня. Ступица струйного разбрызгивателя закреплена на приливе с возможностью вращения посредством пальца 19, выполненного с головкой. Стержень пальца выполнен полым и в зоне его посадочного участка выполнены радиальные отверстия 20, соединяющие полость 21 пальца с кольцевой полостью ступицы. На наружной поверхности стержня пальца выполнен резьбовой участок для закрепления его в резьбовом отверстии прилива головки шатуна. Для предотвращения развинчивания палец фиксирован штифтом 22, а для удобства установки пальца в его головке выполнен шлиц 23. В качестве примера, иллюстрирующего выполнение узла двигателя внутреннего сгорания, на фиг. а изображен тонкостенный цельнолитой поршень 24 с огневым днищем 25, зоной размещения 26 компрессионных колец и карманом 27, к бобышкам 28 которого поршневым пальцем 29 присоединен шатун обычной конструкции с вышеописанным струйным разбрызгивателем охлаждающего масла. Наряду с применением подшипников скольжения (поз. 8, 9) в двигателях, форсированных по оборотам, возможно применение подшипников качения. Работает узел следующим образом. При пуске двигателя моторное масло по каналам 2, 3 стержня 1 шатуна поступает в полость 21 пальца 19 ступицы 10 струйного разбрызгивателя и через радиальные отверстия 20 поступает под давлением в кольцевую полость 13 ступицы. После заполнения маслом каналов 14 и аккумулирующих полостей 15 форсунок 12 масло в виде ориентированных струй (показаны стрелками) вытекает через отверстия 16, 17 и 18. При этом давление масла в отверстиях 16 форсунок обеспечивает истечение струй масла с давлением Q (Вид по стрелкам А-А), наклоненных к плоскости вращения ступицы на угол a и образующих реактивные силы давления T = Qcos. Направленная диаметрально противоположно, пара сил T T" образует реактивный момент вращения ступицы. Наклоны шатуна на углы b, фиг. а и одновременное вращение ступицы вызывают сложный характер движения струй масла в подпоршневом пространстве над бобышками 28 поршневого пальца 29, носящий сложный характер, обеспечивающий набрызг масла на поверхность огневого днища 25, зону размещения 26 компрессионных колец и кармана 27 по всему периметру поршня. Применение узла двигателя внутреннего сгорания устраняет необходимость выполнения в полости поршня каких-либо дополнительных конструктивных элементов, которые способствуют теплосъему в других известных поршнях, и применение для их охлаждения форсунок, присоединенных к картеру двигателя. В связи с этим в предлагаемом узле конструкция поршня может быть выполнена предельно упрощенной, тем самым способствующей снижению уровня тепловой и механической нагрузок.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Узел двигателя внутреннего сгорания, содержащий шатун с кривошипной и поршневой головками, присоединенный пальцем к поршню, причем в головках шатуна выполнены кольцевые полости, сообщаемые между собой выполненным в стержне шатуна каналом, а в части поршневой головки, обращенной к днищу поршня, выполнен канал, сообщаемый с полостью головки, в котором охлаждение поршня достигается разбрызгиванием охлаждающей жидкости под давлением, отличающийся тем, что, с целью снижения уровня тепловой и механической нагрузок на поршень при повышении агрегатной мощности двигателя путем форсирования по среднему эффективному давлению, в поршневой головке шатуна выполнен прилив и в последнем выполнен осевой канал, причем соосно с каналом выполнено резьбовое отверстие, на торце прилива с возможностью вращения в плоскости, нормальной к оси шатуна, установлена ступица струйного разбрызгивателя охлаждающего масла, снабженная по меньшей мере двумя форсунками, выполненными по сторонам ступицы в виде сферических элементов с аккумулирующими полостями и выходными отверстиями, служащими для образования реактивного момента вращения ступицы, и сообщенными с упомянутыми полостями, причем с этой целью выходные отверстия форсунок направлены противоположно, а каждое отверстие направлено под углом к плоскости вращения форсунок и к поверхности днища наряду с выходными отверстиями, в каждой из форсунок выполнено по меньшей мере два дополнительных отверстия, расположенных под углами к выходному отверстию и сообщаемых с аккумулирующей полостью, ступица струйного разбрызгивателя выполнена с центральным осевым отверстием и кольцевой полостью, выполненной в стенке отверстия, причем для сообщения кольцевой полости с аккумулирующими полостями форсунок в ступице и форсунках выполнены радиальные каналы, для установки ступицы струйного разбрызгивателя служит палец, выполненный в виде полого стержня с головкой и резьбовым и посадочными участками на наружной поверхности, причем в пальце в зоне его цилиндрического посадочного участка выполнены радиальные отверстия, сообщающие его полость с кольцевой полостью ступицы и резьбовым участком палец, установлен в резьбовом отверстии вышеупомянутого прилива с возможностью сообщения его полости с осевым каналом, выполненным в приливе. 2. Узел по п. 1, отличающийся тем, что между опорными поверхностями ступицы струйного разбрызгивателя и обращенными к ним опорными поверхностями головки пальца и прилива головки шатуна установлены подшипники скольжения или качения. 3. Узел по п. 1, отличающийся тем, что для предотвращения самоотвинчивания палец ступицы струйного разбрызгивателя фиксирован штифтом, установленным в соосных отверстиях, выполненных в пальце на резьбовом участке и в приливе поршневой головки шатунов.

www.freepatent.ru

Узел авиационного двигателя и авиационный двигатель

Узел авиационного двигателя для забора воздуха и выпуска центральной струи и струи обводного контура содержит цилиндрический центральный обтекатель, цилиндрическую гондолу, множество распорных элементов, основной и вспомогательный пилоны и множество направляющих лопаток на стороне выхода вентилятора. На внутренней периферийной поверхности стенки гондолы или на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя образована выступающая часть. Выступающая часть выступает внутрь или наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности боковой поверхности по меньшей мере одного из элементов, включающих в себя вспомогательный пилон, распорные элементы и направляющие лопатки на стороне выхода вентилятора, к стороне выпуска. Форма выступающей части, если смотреть с внутренней или наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, проходящую в направлении вала двигателя, и вершина выступающей части расположена на поверхности указанного по меньшей мере одного элемента. Другое изобретение относится к авиационному двигателю, содержащему указанный выше узел авиационного двигателя. Группа изобретений позволяет уменьшить зону срыва потока в канале обводного контура авиационного двигателя и уменьшить потери тяги. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Настоящее изобретение относится к узлу двигателя, который обеспечивает забор воздуха и выпуск центральной струи и струи обводного контура, а также к авиационному двигателю, который обеспечивает выпуск центральной струи и струи обводного контура для создания тяги двигателя.

В последние годы были выполнены различные усовершенствования для узла двигателя, который представляет собой существенный элемент конструкции авиационного двигателя. Обычный узел двигателя в соответствии с предшествующим уровнем техники будет кратко разъяснен в связи с его конструкцией и тому подобным.

Обычный узел двигателя имеет цилиндрический центральный обтекатель (внутренний цилиндр двигателя). Внутри (с внутренней стороны) центрального обтекателя образован кольцевой центральный канал, который обеспечивает забор воздуха и выпуск центральной струи. Снаружи центрального обтекателя расположена цилиндрическая гондола (наружный цилиндр двигателя), которая окружает центральный обтекатель. Между внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы и наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя образован кольцевой канал трубчатого контура, который обеспечивает забор воздуха и выпуск струи обводного контура. Кроме того, между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы расположено множество распорных элементов, которые расположены с интервалами в направлении вдоль окружности для функционирования в качестве конструктивных элементов, предназначенных для обеспечения опоры для гондолы относительно центрального обтекателя.

От верхней части центрального обтекателя до верхней части гондолы проходит верхний пилон, который присоединен с образованием одного целого с ними и служит в качестве основного пилона, который проходит параллельно направлению вала двигателя в авиационном двигателе. Верхний пилон выступает вверх (в диаметральном направлении наружу) из гондолы и используется для крепления авиационного двигателя к воздушному судну и для передачи ему тяги двигателя. Между нижней частью наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя и нижней частью внутренней периферийной поверхности стенки гондолы установлен нижний пилон, служащий в качестве вспомогательного пилона, при этом нижний пилон и верхний пилон установлены симметрично относительно центра вала двигателя. Нижний пилон расположен между распорными элементами, которые являются соседними друг с другом в направлении вдоль окружности, и его функциональное назначение состоит в том, что он служит в качестве конструктивного элемента, предназначенного для обеспечения опоры для гондолы относительно центрального обтекателя, и, кроме того, в том, чтобы обеспечить размещение трубопроводов и тому подобного. Между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы впереди по потоку от распорных элементов расположено множество направляющих лопаток на стороне выхода вентилятора, которые расположены с интервалами в направлении вдоль окружности для спрямления потока воздуха, поступающего в канал обводного контура, в осевой поток.

При запуске авиационного двигателя, воздух, поступивший в центральный канал, выпускается в виде центральной струи, и воздух, поступивший в канал обводного контура, направляется в осевой поток и выпускается в виде струи обводного контура. Это приводит к образованию тяги двигателя, создаваемой авиационным двигателем.

К документам предшествующего уровня техники, относящимся к настоящему изобретению, относятся публикация нерассмотренной заявки на патент Японии № 2008-151033, публикация нерассмотренной заявки на патент Японии № Н05-202768, публикация заявки на патент США № 2010/0254797, публикация заявки на патент США № 2010/0232954 и патент США № 6669445.

Анализ пространственных неустойчивых течений на основе методов вычислительной динамики жидкостей и газов с учетом вязкости, выполненный для поля течения в канале обводного контура во время работы авиационного двигателя, сделал ясным то, что, как проиллюстрировано на фиг.6(а), большая зона срыва потока создается вокруг соединительной части внутренней периферийной поверхности стенки гондолы и нижнего пилона. Фиг.6(а) представляет собой вид, иллюстрирующий зону срыва потока в поле течения в канале обводного контура узла двигателя в соответствии с предшествующим уровнем техники. Если зона срыва потока увеличивается в поле течения в канале обводного контура во время работы авиационного двигателя, потери тяги в канале обводного контура будут соответственно увеличиваться, что вряд ли позволит повысить характеристики двигателя, представляющего собой авиационный двигатель, до более высоких уровней.

В поле течения в канале обводного контура во время работы авиационного двигателя большие зоны срыва потока спонтанно создаются не только вокруг соединительной части внутренней периферийной поверхности стенки гондолы и нижнего пилона, но также вокруг соединительной части наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя и нижнего пилона, соединительных частей внутренней периферийной поверхности стенки гондолы и распорных элементов и в тому подобных зонах. Если подобное происходит, будут возникать проблемы, аналогичные вышеупомянутой проблеме.

Настоящее изобретение обеспечивает возможность создания авиационного двигателя, который позволяет уменьшить зону срыва потока в поле течения в канале обводного контура, уменьшить потери тяги и достичь высокой эффективности.

Авторы настоящего изобретения неоднократно выполняли разработки методом проб и ошибок для решения вышеупомянутых проблем и получили новые знания, заключающиеся в том, что, как проиллюстрировано на фиг.5(a), 5(b) и 6(b), образование заданной выступающей части на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы так, чтобы эта выступающая часть выступала внутрь в диаметральном направлении и проходила от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности (от переднего края каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности) нижнего пилона, служащего в качестве вспомогательного пилона, к стороне выпуска приводит к достаточному уменьшению зоны срыва потока вокруг соединительной части внутренней периферийной поверхности стенки гондолы и нижнего пилона в поле течения в канале обводного контура во время работы авиационного двигателя. Таким образом авторы изобретения создали настоящее изобретение.

Заданная выступающая часть представляет собой выступающую часть, которая имеет обтекаемую форму, проходящую в направлении вала двигателя, если смотреть с внутренней стороны по отношению к диаметральному направлению, и выполнена с вершинной частью, расположенной на поверхности (включающей в себя задний край) нижнего пилона. Фиг.5(а) представляет собой вид в перспективе, иллюстрирующий зону вокруг выступающей части согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения, фиг.5(b) представляет собой вид, иллюстрирующий зону вокруг выступающей части согласно данному варианту осуществления, если смотреть с внутренней стороны в диаметральном направлении, и фиг.6(b) представляет собой вид, иллюстрирующий зону срыва потока в поле течения в канале обводного контура узла двигателя в соответствии с данным вариантом осуществления. Зона срыва потока по фиг.6(b) получена в соответствии с анализом пространственных неустойчивых течений на основе методов вычислительной динамики жидкостей и газов с учетом вязкости. На всех чертежах указано направление вперед (направление против потока) и указано направление назад (направление по потоку).

Каждый из случая образования выступающей части на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя так, что выступающая часть выступает наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности нижнего пилона по направлению к стороне выпуска, случая образования выступающей части на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы или на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя так, что выступающая часть выступает внутрь или наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности распорного элемента по направлению к стороне выпуска, или случая образования выступающей части на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы или на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя так, что выступающая часть выступает внутрь или наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности направляющей лопатки на стороне выхода вентилятора по направлению к стороне выпуска, может рассматриваться как аналогичный вышеупомянутому варианту осуществления.

В соответствии с первым техническим аспектом настоящего изобретения узел двигателя представляет собой конструктивный элемент авиационного двигателя и предназначен для забора воздуха и выпуска центральной струи и струи обводного контура и характеризуется тем, что узел двигателя включает в себя цилиндрический центральный обтекатель (внутренний цилиндр двигателя), внутри которого образован кольцевой центральный канал, предназначенный для забора воздуха и выпуска центральной струи, цилиндрическую гондолу (наружный цилиндр двигателя), которая расположена снаружи центрального обтекателя так, что она окружает центральный обтекатель, и образует кольцевой канал обводного контура между внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы и наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя, предназначенный для забора воздуха и выпуска струи обводного контура, множество распорных элементов, которые расположены с интервалами в направлении вдоль окружности между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы и предназначены для обеспечения опоры для гондолы относительно центрального обтекателя, основной пилон, который проходит от центрального обтекателя до гондолы, присоединен к ним с образованием одного целого с ними, проходит параллельно направлению вала двигателя в авиационном двигателе и выступает наружу (вбок) в диаметральном направлении из гондолы, вспомогательный пилон, который установлен между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы симметрично основному пилону относительно центра вала двигателя и расположен между распорными элементами, которые являются соседними друг с другом в направлении вдоль окружности, и множество направляющих лопаток на стороне выхода вентилятора, которые расположены с интервалами в направлении вдоль окружности впереди по потоку относительно распорных элементов между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы для спрямления потока воздуха, поступившего в канал обводного контура, в осевой поток. Кроме того, в узле двигателя выступающая часть образована на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы или на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя так, что выступающая часть выступает внутрь или наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности, по меньшей мере, одного из элементов, включающих в себя вспомогательный пилон, распорные элементы и направляющие лопатки на стороне выхода вентилятора, к стороне выпуска, при этом форма выступающей части, если смотреть с внутренней или наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, «проходящую» в направлении вала двигателя, при этом вершина выступающей части расположена на поверхности указанного, по меньшей мере, одного элемента.

В описании и формуле изобретения термин «расположенный» означает, что рассматриваемый элемент расположен непосредственно на чем-либо или расположен на чем-либо непрямым образом посредством другого элемента, термин «установленный» означает, что рассматриваемый элемент установлен непосредственно на чем- либо или установлен на чем-либо непрямым образом посредством другого элемента, термин «выше по потоку, против потока» означает выше в направлении течения основного потока в центральном канале или канале обводного контура, и термин «ниже по потоку, по потоку» означает ниже в направлении течения основного потока в центральном канале или канале обводного контура.

В соответствии с первым аспектом авиационный двигатель запускают для забора воздуха в центральный канал, выпуска воздуха в виде центральной струи, забора воздуха в канал обводного контура, направления воздуха в осевой поток и выпуска воздуха в виде струи обводного контура, в результате чего создается тяга двигателя в авиационном двигателе.

Помимо вышеуказанного эффекта выступающая часть образована на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы или на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя так, что выступающая часть выступает внутрь или наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности любого из элементов, при этом форма выступающей части, если смотреть с внутренней или наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, проходящую в направлении вала двигателя, при этом вершина выступающей части расположена на поверхности данного любого элемента. В соответствии с новыми знаниями, упомянутыми выше, или в соответствии с аналогией по отношению к ним решение в соответствии с первым аспектом настоящего изобретения обеспечивает возможность достаточного уменьшения зоны срыва потока в поле течения в канале обводного контура во время работы авиационного двигателя.

В соответствии со вторым техническим аспектом настоящего изобретения авиационный двигатель, предназначенный для выпуска центральной струи и струи обводного контура для создания тяги двигателя, предусмотрен с узлом двигателя согласно первому техническому аспекту.

Далее настоящее изобретение будет описано более подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 - боковое сечение, иллюстрирующее авиационный двигатель в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения.

Фиг.2(а) - увеличенный вид, если смотреть в направлении стрелки IIА с фиг.1.

Фиг.2(b) - вид, выполненный вдоль линии IIB-IIB с фиг.2(а).

Фиг.3 - увеличенный вид, выполненный по линии III-III с фиг.1.

Фиг.4 - вид, иллюстрирующий зависимость между местоположением в направлении вала двигателя в канале обводного контура узла двигателя и потерями тяги в соответствии с вариантом осуществления и потерями тяги в соответствии со сравнительным примером.

Фиг.5(а) - вид в перспективе, иллюстрирующий зону вокруг выступающей части в соответствии с вариантом осуществления.

Фиг.5(b) - вид, иллюстрирующий выступающую часть в соответствии с вариантом осуществления, если смотреть с внутренней стороны в диаметральном направлении.

Фиг.6(а) - вид, иллюстрирующий зону срыва потока в поле течения в канале обводного контура узла двигателя в соответствии с предшествующим уровнем техники.

Фиг.6(b) - вид, иллюстрирующий зону срыва потока в поле течения в канале обводного контура узла двигателя в соответствии с вариантом осуществления.

Детали одного варианта осуществления настоящего изобретения будут разъяснены со ссылкой на фиг.1-4. На чертежах показано направление вперед (направление против потока), направление назад (направление по потоку), направление влево и направление вправо.

Как проиллюстрировано на фиг.1-3, авиационный двигатель 1 в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения прикреплен к воздушному судну (непроиллюстрированному) и выпускает центральную струю CJ и струю BJ обводного контура для создания тяги двигателя. Будет разъяснена общая конструкция авиационного двигателя 1 в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.

Авиационный двигатель 1 имеет в качестве существенного конструктивного элемента узел 3 двигателя, предназначенный для забора воздуха и выпуска центральной струи CJ и струи BJ обводного контура. Узел 3 двигателя имеет цилиндрический центральный обтекатель (внутренний цилиндр двигателя) 5. Внутри (с внутренней стороны) центрального обтекателя 5 образован кольцевой центральный канал 7, предназначенный для забора воздуха и выпуска центральной струи CJ в направлении назад (направлении по потоку). С наружной стороны центрального обтекателя 5 установлена цилиндрическая гондола (наружный цилиндр двигателя) 9, окружающая центральный обтекатель 5. Между внутренней периферийной поверхностью 9р стенки гондолы 9 и наружной периферийной поверхностью 5р стенки (наружной периферийной поверхностью) центрального обтекателя 5 образован кольцевой канал 11 обводного контура, предназначенный для забора воздуха и выпуска струи BJ обводного контура в направлении назад. Кроме того, множество распорных элементов 13 расположены между наружной периферийной поверхностью 5р стенки центрального обтекателя 5 и внутренней периферийной поверхностью 9р стенки гондолы 9 с интервалами в направлении вдоль окружности так, что они служат в качестве конструктивных элементов для обеспечения опоры для гондолы 9 относительно центрального обтекателя 5. Направление хорды (направление, соединяющее передний край с задним краем) каждого распорного элемента 13 параллельно направлению вала двигателя (направлению спереди назад или направлению центра SC вала двигателя).

Верхний пилон 15 проходит от верхней части центрального обтекателя 5 до верхней части гондолы 9 и присоединен к ним с образованием одного целого с ними, при этом верхний пилон 15 проходит параллельно направлению вала двигателя и служит в качестве основного пилона. Верхний пилон 15 выступает от гондолы 9 в направлении вверх (в диаметральном направлении наружу) и используется для крепления к воздушному судну и для передачи тяги двигателя воздушному судну. Верхний пилон 15 предназначен для размещения трубопроводов, таких как трубопровод подачи топлива (непроиллюстрированный), трубопровод подачи смазочного материала (непроиллюстрированный), трубопровод отбора воздуха для наддува гермокабины (непроиллюстрированный) и трубопровод отбора охлаждающего воздуха (непроиллюстрированный).

Между нижней частью (частью нижней стороны) наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 и нижней частью (частью нижней стороны) внутренней периферийной поверхности 9р стенки гондолы 9 установлен нижний пилон 17, служащий в качестве вспомогательного пилона, который симметричен верхнему пилону 17 относительно центра SC вала двигателя (осевого центра центрального обтекателя 5). Нижний пилон 17 расположен между распорными элементами 13, которые являются соседними друг с другом в направлении вдоль окружности. Аксиальное направление центра нижнего пилона 17 параллельно направлению вала двигателя. Нижний пилон 17 предназначен для функционирования в качестве конструктивного элемента, обеспечивающего опору для гондолы 9 относительно центрального обтекателя 5, и для размещения трубопроводов, таких как трубопровод подачи топлива (непроиллюстрированный).

Множество направляющих лопаток 19 на стороне выхода вентилятора расположены с передней по потоку стороны распорных элементов 13 между наружной периферийной поверхностью 5р стенки центрального обтекателя 5 и внутренней периферийной поверхностью 9р стенки гондолы 9, с интервалами в направлении вдоль окружности для спрямления воздуха, поступившего в канал 11 обводного контура, в осевой поток.

Будет кратко разъяснена конструкция компонентов авиационного двигателя 1 помимо узла 3 двигателя.

Как проиллюстрировано на фиг.1, вентилятор (вентиляторный ротор) 21 установлен спереди от центрального обтекателя 5 с возможностью вращения вокруг центральной оси SC вала двигателя для сжатия и забора воздуха в центральный канал 7 и канал 11 обводного контура. Со стороны выпуска (с задней стороны) вентилятора 21 в центральном обтекателе 5 установлен компрессор 23 низкого давления для сжатия сжатого воздуха (воздуха, сжатого и поступившего в центральный канал 7) до низкого давления. Кроме того, со стороны выпуска компрессора 23 низкого давления в центральном обтекателе 5 установлен компрессор 25 высокого давления для сжатия воздуха, сжатого до низкого давления, до высокого давления. Со стороны выпуска компрессора 2 5 высокого давления в центральном обтекателе 5 установлена камера 27 сгорания, предназначенная для сжигания топлива в сжатом воздухе.

Со стороны выпуска камеры 27 сгорания в центральном обтекателе 5 установлена турбина 29 высокого давления. Турбина 29 высокого давления приводится в действие за счет расширения газообразных продуктов сгорания из камеры 27 сгорания и соединена с компрессором 25 высокого давления для обеспечения приведения его в действие. Со стороны выпуска турбины 2 9 высокого давления в центральном обтекателе 5 установлена турбина 31 низкого давления. Турбина 31 низкого давления приводится в действие за счет расширения газообразных продуктов сгорания и соединена с вентилятором 21 и компрессором 23 низкого давления для обеспечения приведения их в действия.

Вентилятор 21, компрессор 2 3 низкого давления, компрессор 25 высокого давления, турбина 2 9 высокого давления и турбина 31 низкого давления имеют множества лопаток роторов (лопаток ротора вентилятора, лопаток ротора компрессора низкого давления, лопаток ротора компрессора высокого давления, лопаток ротора турбины высокого давления и лопаток ротора турбины низкого давления). Компрессор 23 низкого давления, компрессор 25 высокого давления, турбина 2 9 высокого давления и турбина 31 низкого давления имеют множества неподвижных лопаток (неподвижных лопаток компрессора низкого давления, неподвижных лопаток компрессора высокого давления, неподвижных лопаток турбины высокого давления и неподвижных лопаток турбины низкого давления). На чертежах вращающиеся лопатки вентилятора 21, компрессора 23 низкого давления, компрессора 25 высокого давления, турбины 29 высокого давления и турбины 31 низкого давления заштрихованы.

Будет разъяснена отличающаяся часть узла 3 двигателя в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.

Как проиллюстрировано на фиг.1-3, выступающая часть 33 образована на внутренней периферийной поверхности 9р стенки гондолы 9 так, что выступающая часть 33 выступает внутрь в диаметральном направлении и проходит от переднего края 17а каждой из ориентированных в направлении вдоль окружности, боковых поверхностей 17f и 17s нижнего пилона 17 к стороне выпуска. Выступающая часть 33, если смотреть с внутренней стороны в диаметральном направлении, имеет обтекаемую форму, «проходящую» параллельно направлению вала двигателя. Вершинная часть 33h в центре выступающей части 33 расположена на заднем крае 17t нижнего пилона 17.

Вместо размещения вершинной части 33h центра выступающей части 33 на заднем крае 17t нижнего пилона 17 вершинная часть 33h может быть расположена на любой из двух ориентированных в направлении вдоль окружности, боковых поверхностей 17f и 17s нижнего пилона 17. Не всегда необходимо, чтобы выступающая часть 33 имела симметричную форму с лево-правой симметрией. Если смотреть в боковом направлении, как проиллюстрировано на фиг.2(а), видно, что вершинная часть 33h выступающей части 33 линейно соединена с внутренней периферийной поверхностью 9р стенки гондолы 9. Вместо этого вершинная часть 33h может быть соединена с внутренней периферийной поверхностью 9р стенки с обеспечением обтекаемой формы.

Другая выступающая часть 35 может быть образована на наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 так, что выступающая часть 35 будет выступать наружу в диаметральном направлении и проходить от переднего края 17а каждой из ориентированных в направлении вдоль окружности, боковых поверхностей 17f и 17s нижнего пилона 17 по направлению к стороне выпуска. В этом случае форма выступающей части 35, если смотреть с наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, «проходящую» параллельно направлению вала двигателя. Вершина 35h в центре данной выступающей части 35 расположена на поверхности (включающей в себя задний край 17t) нижнего пилона 17.

Будут разъяснены функционирование и эффект от варианта осуществления настоящего изобретения. Надлежащее пусковое устройство (непроиллюстрированное) приводится в действие для приведения в действие компрессора 25 высокого давления. Камера 27 сгорания обеспечивает сжигание топлива в сжатом воздухе так, что расширение газообразных продуктов сгорания вызывает приведение в действие турбины 29 высокого давления и турбины 31 низкого давления. Кроме того, турбина 29 высокого давления соединена с компрессором 25 высокого давления для приведения его в действие, и турбина 31 низкого давления соединена с вентилятором 21 и компрессором 23 низкого давления для приведения их в действие.

Продолжается выполнение ряда вышеупомянутых операций, включая приведение в действие вентилятора 21, приведение в действие компрессора 23 низкого давления, приведение в действие компрессора 2 5 высокого давления, сжигание посредством камеры 27 сгорания, приведение в действие турбины 2 9 высокого давления и приведение в действие турбины 31 низкого давления. В результате авиационный двигатель 1 приводится в действие надлежащим образом, и центральный канал 7 и канал 11 обводного контура обеспечивают выпуск соответственно центральной струи CJ и струи BJ обводного контура, тем самым создавая тягу двигателя в авиационном двигателе 1.

Помимо вышеупомянутой работы авиационного двигателя 1 в целом, выступающая часть 33 образована на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы 9 так, что выступающая часть 33 выступает внутрь в диаметральном направлении и проходит от переднего края 17а каждой из ориентированных в направлении вдоль окружности, боковых поверхностей 17f и 17s нижнего пилона 17 по направлению к стороне выпуска. Выступающая часть 33, если смотреть с внутренней стороны в диаметральном направлении, имеет обтекаемую форму, «проходящую» параллельно направлению вала двигателя. Вершинная часть 33h в центре выступающей части 33 расположена на заднем крае 17t нижнего пилона 17. В соответствии с новыми знаниями, упомянутыми выше, данная конструкция обеспечивает возможность уменьшения в достаточной степени зоны срыва потока, образуемой в поле течения в канале 11 обводного контура во время работы авиационного двигателя 1. В частности, если другая выступающая часть 35 будет образована на наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 так, что выступающая часть 35 будет выступать наружу в диаметральном направлении и будет проходить от переднего края 17а каждой из ориентированных в направлении вдоль окружности, боковых поверхностей 17f и 17s нижнего пилона 17 по направлению к стороне выпуска, зона срыва потока в поле течения в канале 11 обводного контура будет уменьшаться в более достаточной степени.

В соответствии с данным вариантом осуществления настоящего изобретения зона срыва потока, образуемая в поле течения в канале 11 обводного контура, может быть уменьшена в достаточной степени во время работы авиационного двигателя 1. Это приводит к уменьшению потерь тяги в канале 11 обводного контура и улучшению характеристик двигателя, которые имеет авиационный двигатель 1, до более высоких уровней. В частности, как проиллюстрировано на фиг.4, зависимость между положением в направлении вала двигателя в канале обводного контура и потерями тяги, полученная в результате анализа пространственных неустойчивых течений на основе методов вычислительной динамики жидкостей и газов с учетом вязкости, подтверждает то, что по сравнению с узлом двигателя в соответствии с предшествующим уровнем техники узел двигателя в соответствии с вариантом осуществления (узел 3 двигателя в соответствии с вариантом осуществления) обеспечивает возможность в более достаточной степени уменьшить потери тяги в месте расположения выходной части канала обводного контура. При анализе пространственных неустойчивых течений на основе методов вычислительной динамики жидкостей и газов с учетом вязкости каждые из потерь тяги в месте расположения переднего края нижнего пилона в канале обводного контура узла двигателя по данному варианту осуществления и потерь тяги в соответствующем месте узла двигателя по предшествующему уровню техники заданы равными нулю.

Настоящее изобретение не ограничено вышеупомянутым вариантом осуществления, но может быть реализовано в различных вариантах, подобных упомянутым ниже.

Расположенная на стороне распорного элемента, выступающая часть (непроиллюстрированная) может быть образована на внутренней периферийной поверхности 9р стенки гондолы 9 или на наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 так, что расположенная на стороне распорного элемента, выступающая часть будет выступать внутрь или наружу в диаметральном направлении и будет проходить от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности каждого распорного элемента 13 по направлению к стороне выпуска. В этом случае форма каждой расположенной на стороне распорного элемента, выступающей части, если смотреть с внутренней или наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, «проходящую» в направлении вала двигателя. Вершинная часть каждой расположенной на стороне распорного элемента, выступающей части расположена на поверхности (включающей в себя задний край) распорного элемента.

Расположенная на стороне направляющей лопатки, выступающая часть (непроиллюстрированная) может быть образована на внутренней периферийной поверхности 9р стенки гондолы 9 или на наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 так, что расположенная на стороне направляющей лопатки, выступающая часть будет выступать внутрь или наружу в диаметральном направлении и будет проходить от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности каждой направляющей лопатки 19 на стороне выхода вентилятора по направлению к стороне выпуска. В этом случае форма каждой расположенной на стороне направляющей лопатки, выступающей части, если смотреть с внутренней или наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, «проходящую» в направлении вала двигателя. Вершинная часть каждой расположенной на стороне направляющей лопатки выступающей части расположена на поверхности (включающей в себя задний край) направляющей лопатки на стороне выхода вентилятора.

Вместо выполнения верхнего пилона 15, проходящего от верхней части центрального обтекателя 5 до верхней части гондолы 9 и соединенного с ними с образованием одного целого, основной боковой пилон (непроиллюстрированный), служащий в качестве основного пилона, может проходить от левой части (или правой части) центрального обтекателя 5 до левой части (или правой части) гондолы 9 и может быть присоединен к ним с образованием одного целого. В этом случае вместо установки нижнего пилона 17 между нижней частью наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 и нижней частью внутренней периферийной поверхности 9р стенки гондолы 9 вспомогательный боковой пилон (непроиллюстрированный), служащий в качестве вспомогательного пилона, будет установлен между правой частью (или левой частью) наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 и правой частью (или левой частью) внутренней периферийной поверхности 9р стенки гондолы 9 симметрично основному боковому пилону относительно центра SC вала двигателя.

Объем прав по настоящему изобретению не ограничен данными вариантами осуществления.

Настоящее изобретение обеспечивает возможность достаточного уменьшения зоны срыва потока в поле течения в канале обводного контура во время работы авиационного двигателя и, следовательно, создает возможность уменьшения потерь тяги в канале обводного контура и улучшения характеристик двигателя, которые имеет авиационный двигатель, до более высоких уровней.

1. Узел авиационного двигателя для забора воздуха и выпуска центральной струи и струи обводного контура, содержащий:цилиндрический центральный обтекатель, имеющий кольцевой центральный канал для забора воздуха и выпуска центральной струи;цилиндрическую гондолу, расположенную снаружи центрального обтекателя так, что она окружает центральный обтекатель, и имеющую кольцевой канал обводного контура между внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы и наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя, предназначенный для забора воздуха и выпуска струи обводного контура;множество распорных элементов, расположенных с интервалами в направлении вдоль окружности между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы и обеспечивающих опору для гондолы относительно центрального обтекателя;основной пилон, проходящий от центрального обтекателя до гондолы, присоединенный к ним с образованием одного целого с ними, проходящий параллельно направлению вала двигателя в авиационном двигателе и выступающий наружу в диаметральном направлении от гондолы;вспомогательный пилон, установленный между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы симметрично основному пилону относительно центра вала двигателя и расположенный между распорными элементами, которые являются соседними друг с другом в направлении вдоль окружности; имножество направляющих лопаток на стороне выхода вентилятора, расположенных с интервалами в направлении вдоль окружности впереди по потоку относительно распорных элементов между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы и спрямляющих поток воздуха, поступивший в канал обводного контура, в осевой поток, при этом:выступающая часть образована на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы или на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя так, что выступающая часть выступает внутрь или наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности боковой поверхности по меньшей мере одного из элементов, включающих в себя вспомогательный пилон, распорные элементы и направляющие лопатки на стороне выхода вентилятора, к стороне выпуска; иформа выступающей части, если смотреть с внутренней или наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, проходящую в направлении вала двигателя, и вершина выступающей части расположена на поверхности указанного по меньшей мере одного элемента.

2. Узел авиационного двигателя по п.1, в котором вершина выступающей части расположена на заднем краю указанного по меньшей мере одного элемента.

3. Авиационный двигатель, предназначенный для создания тяги двигателя посредством выпуска центральной струи и струи обводного контура и содержащий узел авиационного двигателя по п.1 или 2.

www.findpatent.ru

Узел двигателя для летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к узлу двигателя для летательного аппарата. Узел содержит турбореактивный двигатель, пилон крепления, а также множество узлов подвески двигателя, установленных между пилоном крепления и турбореактивным двигателем. В соответствии с изобретением множество узлов подвески двигателя содержит узел (6а) подвески, выполненный с возможностью восприятия только тех усилий, которые действуют в поперечном направлении (Y) турбореактивного двигателя. При этом данный узел (6а) подвески содержит промежуточный металлический крепежный элемент (46), соединенный с первым металлическим крепежным элементом (40), соединенным с пилоном при помощи двух шаровых пальцев (48), направленных параллельно вертикальному направлению (Z), а также штифт (56), направленный в продольном направлении (X) и соединенный с промежуточным металлическим крепежным элементом. Штифт установлен с зазором в продольном направлении (X) на втором металлическом крепежном элементе (58), соединенном с турбореактивным двигателем. Изобретение направлено на обеспечение правильного восприятия всех усилий, передаваемых от турбореактивного двигателя на конструкцию пилона крепления. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение в целом относится к узлу двигателя для летательного аппарата, содержащему газотурбинный двигатель, такой как турбореактивный двигатель, пилон крепления, а также множество узлов подвески двигателя, установленных между пилоном крепления и турбореактивным двигателем.

Уровень техники

Как известно, пилон крепления такого узла двигателя предусмотрен для образования соединительной промежуточной конструкции между турбореактивным двигателем и крылом летательного аппарата, оборудованного этим узлом. Он позволяет передавать на конструкцию этого летательного аппарата усилия, создаваемые его турбореактивным двигателем, и позволяет также осуществлять прокладку топливных трубопроводов, электрических, гидравлических и воздушных систем между двигателем и летательным аппаратом.

Для обеспечения передачи усилий пилон содержит жесткую конструкцию, например, «кессонного» типа, то есть образованную набором верхних и нижних лонжеронов и боковых панелей, соединенных между собой при помощи поперечных нервюр.

Между турбореактивным двигателем и жесткой конструкцией пилона выполнена монтажная система, причем эта система в основном содержит множество узлов подвески двигателя, состоящих обычно из переднего(их) узла(ов) подвески, неподвижно соединенного(ых) с корпусом компрессора двигателя, и из заднего(их) узла(ов) подвески, неподвижно соединенного(ых) с центральным корпусом этого же двигателя.

Кроме того, монтажная система содержит устройство восприятия тяговых усилий, создаваемых двигателем. В предшествующем уровне техники такое устройство выполнено, например, в виде двух боковых тяг, соединенных, с одной стороны, с задней частью корпуса компрессора двигателя и, с другой стороны, с узлом подвески, установленным на жесткой конструкции пилона, например с задним узлом подвески.

В качестве информации уточняется, что пилон крепления связан также со второй монтажной системой, установленной между этим пилоном и крылом летательного аппарата, при этом данная вторая система обычно состоит из двух или трех узлов подвески.

Наконец, пилон оборудован вторичной конструкцией, которая обеспечивает разделение и удержание систем и на которой установлены аэродинамические обтекатели.

В классических известных технических решениях для обеспечения правильного восприятия всех усилий и моментов, передаваемых от турбореактивного двигателя на жесткую конструкцию пилона крепления, как правило, используют узлы подвески двигателя, имеющие сложную и дорогостоящую конструкцию.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение призвано предложить узел двигателя для летательного аппарата, который позволит, по меньшей мере, частично устранить вышеуказанные недостатки известных технических решений, при этом изобретение касается также летательного аппарата, содержащего, по меньшей мере, один такой узел.

В связи с этим объектом настоящего изобретения является узел двигателя летательного аппарата, содержащий турбореактивный двигатель, пилон крепления, а также множество узлов подвески двигателя, установленных между пилоном крепления и турбореактивным двигателем. Согласно изобретению множество узлов подвески двигателя содержит один узел подвески, выполненный с возможностью восприятия только тех усилий, которые действуют в поперечном направлении турбореактивного двигателя, при этом данный узел подвески содержит промежуточный металлический крепежный элемент, соединенный с первым металлическим крепежным элементом, соединенным с пилоном крепления через два шаровых пальца, направленных параллельно вертикальному направлению турбореактивного двигателя, а также штифт, направленный в продольном направлении турбореактивного двигателя и соединенный с промежуточным металлическим крепежным элементом, при этом указанный штифт установлен с зазором в продольном направлении на втором металлическом крепежном элементе, соединенном с турбореактивным двигателем.

Предпочтительно узел двигателя в соответствии с настоящим изобретением содержит узел подвески, предпочтительно передний узел подвески, имеющий простую и недорогую конструкцию и позволяющий обеспечивать восприятие только усилий, действующих в поперечном направлении.

Действительно, сочетание соединения с зазором в поперечном направлении типа соединения «monoball» и двух шаровых соединений, направленных вертикально и выполненных соответственно при помощи двух шаровых пальцев, приводит к тому, что этот узел подвески упрощенной конструкции воспринимает только усилия, действующие в поперечном направлении турбореактивного двигателя. Как будет показано подробнее ниже, возможность восприятия усилий в поперечном направлении при помощи передних узлов подвески позволяет значительно упростить конструкцию и размерность всех узлов подвески двигателя.

Узел подвески, выполненный с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном направлении, предпочтительно соединяют, с одной стороны, с передней частью жесткой конструкции пилона крепления и, с другой стороны, с периферической кольцевой частью корпуса компрессора турбореактивного двигателя.

Кроме того, плоскость, ограниченная продольной осью турбореактивного двигателя и его вертикальным направлением, является плоскостью симметрии для этого узла подвески, выполненного с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном направлении.

Предпочтительно узел, выполненный с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном направлении, образует первый передний узел подвески, и множество узлов подвески двигателя дополнительно содержит второй передний узел подвески, выполненный с возможностью восприятия усилий, действующих в поперечном направлении. В этом случае оба узла подвески располагают со смещением относительно друг друга в вертикальном направлении турбореактивного двигателя.

Иначе говоря, узел двигателя выполняют таким образом, чтобы восприятие момента, действующего в продольном направлении турбореактивного двигателя, осуществлялось при помощи передних узлов подвески, смещенных по высоте и выполненных с возможностью обеспечения восприятия усилий, действующих в поперечном направлении.

Однако, поскольку передние узлы подвески выполнены с возможностью соединения как с корпусом компрессора, так и с центральным корпусом турбореактивного двигателя, то, разумеется, их можно значительно удалить друг от друга в вертикальном направлении, например, установив один из них на корпусе компрессора, а другой - на центральном корпусе.

Как уже было указано выше, преимуществом этого значительного удаления является то, что оно позволяет существенно упростить конструкцию узлов подвески двигателя за счет того, что усилия, воспринимаемые ими, в сочетании с моментом в продольном направлении естественным образом ослабляются по сравнению с усилиями, которые встречаются в известных технических решениях, в которых восприятие этого же момента обеспечивается двумя задними узлами подвески, соединенными с центральным корпусом, которые, само собой разумеется, нельзя было удалить друг от друга.

Следует уточнить, что оба передних узла подвески можно выполнить на корпусе компрессора на разной высоте, не выходя при этом за рамки настоящего изобретения.

С другой стороны, отмечается, что, если оба передних узла выполнены смещенными относительно друг друга в вертикальном направлении турбореактивного двигателя, чтобы обеспечивать восприятие момента, действующего в продольном направлении, это не исключает возможности их выполнения со смещением относительно друг друга в продольном направлении и/или в поперечном направлении.

Предпочтительно второй передний узел подвески соединяют с центральным корпусом турбореактивного двигателя и выполняют таким образом, чтобы он обеспечивал только восприятие усилий, действующих в поперечном и вертикальном направлениях. В этом предпочтительном варианте выполнения, согласно которому первый передний узел подвески упрощенной конструкции соединяют с периферической кольцевой частью компрессора, а второй передний узел подвески соединяют с центральным корпусом, можно действительно легко осуществить удаление в вертикальном направлении между двумя передними узлами подвески, гораздо большее по высоте по сравнению с известными техническими решениями и ограниченное только шириной жесткой конструкции пилона крепления.

Кроме того, множество узлов подвески может также содержать задний узел подвески, выполненный с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном, поперечном и вертикальном направлениях.

Предпочтительно каждый из множества узлов подвески двигателя пересекается плоскостью, определенной продольной осью турбореактивного двигателя и его вертикальным направлением. Таким образом, понятно, что центровка всех узлов подвески двигателя по вышеупомянутой плоскости и, следовательно, возможность отказаться от выполнения узлов подвески, удаленных друг от друга в поперечном направлении, позволяет существенно уменьшить ширину пилона крепления в этом же поперечном направлении. Таким образом, вышеуказанное уменьшение ширины предпочтительно позволяет уменьшить возмущения вторичного потока в кольцевом канале компрессора, возникающие из-за пилона крепления.

Объектом настоящего изобретения является также летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, один описанный выше узел двигателя.

Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания, представленного в качестве не ограничительного примера.

Перечень чертежей

Описание представлено со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 - вид в перспективе узла двигателя летательного аппарата согласно предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения;

фиг.2 - детальный вид в перспективе первого переднего узла подвески для узла двигателя, показанного на фиг.1, установленного между корпусом компрессора турбореактивного двигателя и жесткой конструкцией пилона крепления;

фиг.3 - вид сбоку первого переднего узла подвески двигателя, показанного на фиг.2;

фиг.4 - вид сверху первого переднего узла подвески двигателя, показанного на фиг.2 и 3.

Осуществление изобретения

На фиг.1 показан узел двигателя 1 для летательного аппарата согласно предпочтительном варианту выполнения настоящего изобретения, предназначенный для крепления под крылом этого летательного аппарата (не показано).

В целом узел 1 двигателя состоит из газотурбинного двигателя 2, который в дальнейшем будет рассматриваться как турбореактивный двигатель, пилона 4 крепления, а также множества узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя, обеспечивающих крепление турбореактивного двигателя 2 под этим пилоном 4. В качестве информации отмечается, что узел 1 должен быть окружен гондолой (не показана) и что пилон 4 крепления содержит другой ряд узлов подвески (не показаны), обеспечивающих подвешивание этого узла 1 под крылом летательного аппарата.

В нижеследующем описании условно буквой Х будет обозначено продольное направление турбореактивного двигателя 2, параллельное продольной оси 5 этого турбореактивного двигателя 2, буквой Y обозначено направление, поперечное по отношению к турбореактивному двигателю 2, и буквой Z - вертикальное направление или высота, при этом три направления X, Y и Z образуют между собой прямые углы.

С другой стороны, термины «передний» и «задний» следует рассматривать относительно направления движения летательного аппарата, осуществляемого в результате действия тяги, создаваемой турбореактивным двигателем 2, причем это направление схематично показано стрелкой 7.

На фиг.1 показана только жесткая конструкция 10 пилона 4 крепления. Другие не показанные конструктивные элементы этого пилона 4, такие как вторичная конструкция, обеспечивающая разделение и удержание систем и поддерживающая аэродинамические обтекатели, являются классическими элементами, идентичными или аналогичными элементам технических решений из предшествующего уровня техники, известных специалистам. По этой причине их подробное описание опускается.

Узел 1 оборудован также устройством (не показано) восприятия тяговых усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2, которое идентично или аналогично известным устройствам, поэтому его описание опускается.

В передней части турбореактивный двигатель 2 содержит большеразмерный корпус 12 компрессора, ограничивающий кольцевой канал 14 компрессора, и в сторону задней части содержит центральный корпус 16 меньшего размера, содержащий центральную рабочую часть этого турбореактивного двигателя. Разумеется, что, как известно, корпусы 12 и 16 неподвижно соединены друг с другом.

Как показано на фиг.1, множество узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя содержит два передних узла 6а, 6b, каждый из которых выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в поперечном направлении Y и которые смещены относительно друг друга в вертикальном направлении Z.

В частности, первый передний узел 6а подвески соединен, с одной стороны, с передней частью жесткой конструкции 10 пилона 4 и, с другой стороны, с периферической кольцевой частью 18 корпуса 12 компрессора, предпочтительно с задней частью этой части 18, как схематично показано на фиг.1.

Кроме того, этот первый передний узел 6а подвески двигателя установлен на самом высоком участке этой периферической кольцевой части 18, то есть он пересекается воображаемой плоскостью (не показана), определенной продольной осью 5 и направлением Z. В этой связи необходимо отметить, что вышеупомянутая воображаемая плоскость является плоскостью симметрии для первого переднего узла 6а подвески.

Как будет более детально показано далее, отмечается, что одним из отличительных признаков настоящего изобретения является то, что этот первый передний узел 6а подвески выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в направлении Y турбореактивного двигателя, но не в направлениях Х и Z.

Кроме того, второй передний узел 6b подвески двигателя соединен, с одной стороны, с передней частью жесткой конструкции 10 пилона 4 и, с другой стороны, с центральным корпусом 16 таким образом, что он находится под первым передним узлом 6а подвески. Кроме того, этот второй передний узел 6b установлен на самом верхнем кольцевом участке центрального корпуса 16. В этой связи отмечается, что в представленном предпочтительном варианте выполнения оба передних узла 6а, 6b подвески смещены относительно друг друга в направлении Z, а не в направлениях Х и Y. Вместе с тем, само собой разумеется, что можно предусмотреть и такое смещение, не выходя при этом за рамки настоящего изобретения.

Кроме того, это особенное положение второго узла 6b подвески предполагает, что он также пересекается воображаемой плоскостью, определяемой продольной осью 5 и направлением Z, при этом данная воображаемая плоскость тоже образует ось симметрии для этого второго переднего узла 6b подвески.

Как схематично показано стрелками на фиг.1, второй передний узел 6b подвески выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в направлении Z турбореактивного двигателя, но не усилий, действующих в направлении X.

Множество узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя дополнительно содержит единственный задний узел 8 подвески, на котором крепят, например, устройство восприятия тяговых усилий узла 1. Этот задний узел 8 подвески соединяют, с одной стороны, с задней частью центрального корпуса 16, предпочтительно на уровне заднего конца этого корпуса 16 и, с другой стороны, с жесткой конструкцией 10 пилона 4, предпочтительно на уровне ее, по существу, центральной части, если смотреть в направлении X.

Так же, как и второй передний узел 6b подвески, задний узел 8 подвески может иметь любую известную специалисту форму, например, соответствующую соединению при помощи бугелей и металлических крепежных элементов. Вместе с тем, этот задний узел 8 подвески выполнен с возможностью обеспечения восприятия усилий, действующих в трех направлениях X, Y и Z.

Следовательно, при наличии описанного выше множества узлов подвески двигателя восприятие усилий, действующих в направлении X, происходит при помощи заднего узла 8 подвески, восприятие усилий, действующих в направлении Y, происходит при помощи трех узлов 6а, 6b, 8 подвески, и восприятие усилий, действующих в направлении Z, осуществляется через первый передний узел 6а подвески и задний узел 8 подвески.

С другой стороны, восприятие момента, действующего в направлении X, осуществляется совместно двумя передними узлами 6а, 6b подвески, восприятие момента, действующего в направлении Y, осуществляется совместно вторым передним узлом 6b подвески и задним узлом 8 подвески, и восприятие момента, действующего в направлении Z, осуществляется совместно тремя узлами 6а, 6b, 8 подвески двигателя.

Из фиг.1 видно, что в представленном предпочтительном варианте выполнения жесткая конструкция 10 пилона 4 крепления содержит центральный кессон 20, расположенный, по существу, вдоль направления X, а также передний кессон 22, соединенный с центральным кессоном 20 и расположенный, по существу, в вертикальном направлении Z.

В частности, центральный кессон 20, находящийся сзади переднего кессона 22, выполнен путем сборки нижнего 24 и верхнего 26 лонжеронов, соединенных между собой поперечными нервюрами 28, предпочтительно расположенными в плоскостях YZ. Лонжероны 24 расположены в плоскостях XY или в плоскостях, слегка наклоненных по отношению к последним.

При этом уточняется, что нижний лонжерон 24 и верхний лонжерон 26 могут быть выполнены, каждый, в виде единой детали или представлять собой сборку из нескольких участков лонжеронов, жестко скрепленных друг с другом.

С другой стороны, предпочтительно центральный кессон 20 закрывают с боков двумя боковыми стенками 30, 32, каждая из которых в основном находится в плоскости XZ.

Верхняя часть переднего кессона 22 находится в переднем продолжении центрального кессона 20.

Иначе говоря, передний кессон 22, выполненный, по существу, вдоль направления Z, содержит передний лонжерон 34 и задний лонжерон 36, расположенные параллельно направлению Y и соединенные между собой при помощи поперечных нервюр 38, предпочтительно расположенных в плоскостях XY. При этом следует отметить, что самая верхняя поперечная нервюра 38 образована передним концом верхнего лонжерона 26 центрального кессона 20, причем этот передний конец также закрывает сверху передний кессон 22. Точно так же вторая самая верхняя поперечная нервюра 38 образована передним концом нижнего лонжерона 24 центрального кессона 20.

Предпочтительно передний кессон 22 выполняют закрытым по бокам двумя боковыми стенками 30, 32, закрывающими также сбоку центральный кессон 20.

Таким образом, как и жесткая конструкция 10, взятая целиком, каждая из двух боковых стенок 30, 32 имеет общую L-образную форму, при этом основание L, по существу, ориентировано в направлении Z.

Что касается жесткой конструкции 10 пилона 4, необходимо отметить, с одной стороны, что первый передний узел 6а подвески предпочтительно соединяют с верхней частью переднего лонжерона 34, расположенной в плоскости YZ, и, с другой стороны, второй передний узел 6b подвески предпочтительно соединяют с самой нижней поперечной нервюрой 38, закрывающей снизу передний кессон 22.

Далее со ссылками на фиг.2-4 следует описание первого переднего узла 6а подвески, выполненного с возможностью восприятия только усилий, действующих в направлении Y.

Этот передний узел 6а подвески упрощенной конструкции прежде всего содержит первый металлический крепежный элемент 40, который, в случае необходимости, выполняют путем соединения нескольких металлических деталей и который неподвижно соединяют с передним лонжероном 34 переднего кессона 22 и в целом с жесткой конструкцией 10 пилона 4.

Первый металлический крепежный элемент 40 имеет симметрию относительно вертикальной воображаемой плоскости, проходящей через продольную ось 5 турбореактивного двигателя 2, и содержит, в частности, две пары 44 головок, расположенных соответственно по обе стороны от этой плоскости.

Каждая пара 44 головок содержит верхнюю головку 42а и нижнюю головку 42b, отстоящие друг от друга в направлении Z, при этом каждая из этих двух головок 42а, 42b может быть двойной и располагается в плоскости XY. Кроме того, верхняя головка 42а содержит сквозное отверстие 44а, выполненное в направлении Z, и нижняя головка 42b также содержит сквозное отверстие 44b, тоже выполненное в направлении Z и напротив отверстия 44а.

С первым металлическим крепежным элементом 40 при помощи двух шаровых пальцев 48, каждый из которых имеет направление Z, соединен промежуточный металлический крепежный элемент 46, предпочтительно имеющий общую V-образную форму.

В частности, каждый из двух концов промежуточного металлического крепежного элемента 46 V-образной формы установлен на одной из двух пар 44 головок при помощи одного из двух шаровых пальцев 48, при этом шаровые пальцы расположены симметрично относительно вышеупомянутой воображаемой плоскости. В этой связи необходимо отметить, что эта воображаемая плоскость является также плоскостью симметрии для промежуточного металлического крепежного элемента 46.

Таким образом, на уровне каждой из двух пар 44 головок палец 48 проходит последовательно через отверстие 44а верхней головки 42а, сквозное отверстие 50, выполненное в соответствующем конце промежуточного металлического крепежного элемента 46, и, наконец, через отверстие 44b нижней головки 42b. Кроме того, вышеуказанное сквозное отверстие 50 выполняют с возможностью взаимодействия с шаровой опорой 52 пальца 48, как показано на фиг.3.

Таким образом, понятно, что наличие этих двух пальцев 48 позволяет получить два шаровых соединения, имеющих направление Z и расположенных симметрично относительно вышеуказанной вертикальной воображаемой плоскости.

На уровне сопряжения двух ветвей V, образующих промежуточный металлический крепежный элемент 46, передний узел 6а подвески содержит штифт 56, имеющий направление Х и соединенный с этим же промежуточным металлическим крепежным элементом 46, при этом через штифт 56 в диаметральном направлении проходит вертикальная воображаемая плоскость. Узел, образованный штифтом 56 и промежуточным металлическим крепежным элементом 46, имеет, таким образом, форму «Y», нижняя ветвь которой направлена вперед в направлении X.

Штифт установлен с зазором в направлении Х на втором металлическом крепежном элементе 58, соединенном с турбореактивным двигателем 2, и, в частности, с верхним участком периферической кольцевой части 18 корпуса 12 компрессора.

Иначе говоря, механическое соединение между штифтом 56 и вторым металлическим крепежным элементом 58 является соединением типа «monoball», то есть оно самостоятельно обеспечивает восприятие усилий, действующих в направлениях Y и Z, в то время как в направлении Х существует зазор. Следовательно, в случае необходимости, штифт 56 может очень ограниченно перемещаться скольжением в направлении Х относительно отверстия (не показано), через которое он проходит и которое выполнено в головке 60 второго металлического крепежного элемента 58, расположенной в плоскости YZ и, в случае необходимости, выполненной двойной.

Сочетание соединения типа «monoball» с зазором в направлении Х и двух шаровых опор, имеющих направление Z, позволяет первому переднему узлу 6а подвески вместе с другими узлами подвески воспринимать только усилия, действующие в направлении Y турбореактивного двигателя 2.

Разумеется, что специалист может вносить различные изменения в узел 1 двигателя для летательного аппарата, описанный выше исключительно в качестве не ограничительного примера. В этой связи необходимо, в частности, указать, что, хотя узел 1 двигателя был представлен в конфигурации, предназначенной для его подвески под крылом летательного аппарата, его можно представить и в другой конфигурации, которая позволяет производить его подвеску над этим крылом.

С другой стороны, можно также, естественно, предусмотреть и другую конфигурацию для узлов 6b, 8 подвески. Например, второй передний узел 6b подвески может быть выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в трех направлениях X, Y и Z, при этом задний узел 8 подвески выполняют с возможностью восприятия только усилий, действующих в направлении Y и в направлении Z турбореактивного двигателя, но не усилий, действующих в направлении X.

1. Узел (1) двигателя для летательного аппарата, содержащий турбореактивный двигатель (2), пилон (4) крепления, а также множество узлов (6а, 6b, 8) подвески двигателя, установленных между указанным пилоном (4) крепления и турбореактивным двигателем (2), отличающийся тем, что множество узлов (6а, 6b, 8) подвески двигателя содержит узел (6а) подвески, выполненный с возможностью восприятия только тех усилий, которые действуют в поперечном направлении (Y) турбореактивного двигателя (2), при этом данный узел (6а) подвески содержит промежуточный металлический крепежный элемент (46), соединенный с первым металлическим крепежным элементом (40), соединенным с пилоном (4) крепления при помощи двух шаровых пальцев (48), направленных параллельно вертикальному направлению (Z) турбореактивного двигателя (2), а также штифт (56), направленный в продольном направлении (X) турбореактивного двигателя (2) и соединенный с указанным промежуточным металлическим крепежным элементом (56), при этом штифт (56) установлен с зазором в продольном направлении (X) на втором металлическом крепежном элементе (58), соединенном с турбореактивным двигателем (2).

2. Узел по п.1, отличающийся тем, что узел (6а) подвески, выполненный с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном направлении (Y), соединяют, с одной стороны, с передней частью жесткой конструкции (10) пилона (4) крепления и, с другой стороны, с периферической кольцевой частью (18) корпуса (12) компрессора турбореактивного двигателя (2).

3. Узел по п.1, отличающийся тем, что плоскость, ограниченная продольной осью (5) турбореактивного двигателя (2) и его вертикальным направлением (Z), является плоскостью симметрии для узла (6а) подвески, выполненного с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном направлении (Y).

4. Узел по п.1, отличающийся тем, что узел (6а) подвески, выполненный с возможностью восприятия усилий, действующих в поперечном направлении (Y), образует первый передний узел подвески, и тем, что множество узлов (6а, 6b, 8) подвески двигателя содержит второй передний узел (6b) подвески, также выполненный с возможностью восприятия усилий, действующих в поперечном направлении (Y), при этом оба узла (6а, 6b) подвески располагают со смещением относительно друг от друга в вертикальном направлении (Z) турбореактивного двигателя (2).

5. Узел по п.4, отличающийся тем, что второй передний узел (6b) подвески соединяют с центральным корпусом (16) турбореактивного двигателя (2) и выполняют таким образом, чтобы он обеспечивал только восприятие усилий, действующих в поперечном (Y) и вертикальном (Z) направлениях.

6. Узел по п.1, отличающийся тем, что множество (6а, 6b, 8) узлов подвески содержит также задний узел (8) подвески, выполненный с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном (X), поперечном (Y) и вертикальном (Z) направлениях.

7. Летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один узел (1) двигателя по любому из пп.1-6.

www.findpatent.ru


Смотрите также