Крепление двигателя на самолете

КРЕПЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ НА САМОЛЕТЕ [c.36]

Крепление двигателя на самолете, а также подвеска его при транспортировке производится посредством специальных узлов, устанавливаемых на силовом корпусе двигателя. [c.36]

Рассмотреть разновидности силовых схем роторов и корпусов двигателей и виды крепления двигателей на самолете, [c.50]

Детали моторной рамы (крепления). Конструкции крепления двигателей к самолету зависят от типа двигателя и его расположения на самолете. [c.280]

Перечисленные нагрузки воспринимаются силовыми элементами корпуса и ротора, частично замыкаются и уравновешиваются в пределах двигателя, а частично передаются на узлы крепления двигателя к самолету. [c.40]

В двухкаскадных компрессорах промежуточный силовой корпус 2 разделяет воздух, поступающий в двигатель, на два потока, идущие во внутренний и внешний контуры, и потому является разделительным силовым корпусом. На нем находятся узлы крепления двигателя к самолету. [c.68]

Задний корпус компрессора служит для силовой связи между компрессором и горячей частью двигателя. В нем размещается подшипник задней опоры ротора компрессора. Задний корпус состоит из силовых колец, наружного и внутреннего, радиальных связей, жестко связывающих силовые кольца, силовой диафрагмы, соединяющей внутреннее кольцо о корпусом подшипника (см. рис. 3.40, б). В качестве радиальных силовых связей используются либо лопатки спрямляющего аппарата компрессора 9 (рис. 3.40, б), либо профилированные обтекаемые стойки 9 (см. рис. 3.5). На заднем корпусе, его наружном силовом кольце, расположены основные, передающие тягу узлы крепления двигателя к самолету 7 (см. рис. 3.40, б). Помимо усилий, действующих на корпус направляющих аппаратов, задний корпус нагружается также радиальной и осевой силой значительной величины, если в нем расположена опора о радиально-упорным подшипником 13. Из всех частей корпуса компрессора задний является наиболее нагруженным узлом двигателя и поэтому к нему предъявляются повышенные требования в отношении прочности и жесткости. [c.108]

Эти затруднения разрешаются применением второго варианта,, весьма характерного для английской конструкторской школы, т. е. применяется крепление двигателя к промежуточной раме (фиг. 445). Для пропуска смесевых трубопроводов в промежуточной раме сделаны отверстия. Такое крепление удобно при замене двигателя на самолете, так как в этом случае двигатель может быть подготовлен к установке на самолет со всеми агрегатами винтомоторной группы, что значительно сокращает время, необходимое для замены в эксплоатации одного двигателя другим. [c.441]

Трещины в сварных соединениях. На современных самолетах имеется большое количество деталей и узлов со сварными соединениями. К ним относятся разъемы крепления двигателей, подкосы шасси и др. При эксплуатации на этих деталях могут появляться трещины. Особый контроль устанавливают за рамами крепления ТВД. [c.106]

Лонжеронные конструкции фюзеляжей были разработаны применительно к самолетам с одним поршневым двигателем, расположенным в передней части фюзеляжа. Применение их целесообразно для самолетов с ТРД, расположенными в фюзеляже (например, в хвостовой его части). В этом случае лонжероны, расположенные в верхнем и нижнем сводах, дают возможность надежно крепить двигатель. Узлы крепления двигателя размещаются на силовом шпангоуте и усилия с них передаются на лонжероны передней части фюзеляжа. [c.241]

На рис. 2.3 представлена схема одного из вариантов крепления двигателя. К конструкции и расположению на двигателе узлов крепления, кроме удобства замены ГТД и технического его обслуживания на самолете, предъявляются следующие основные требования [c.36]

На диффузорной части корпуса расположены фланцы крепления десяти топливных форсунок 2, двух пусковых воспламенителей 12, фланцы вывода рессоры привода коробки агрегатов, топливных и масляных трубопроводов, патрубков стравливания давления воздуха из полости трансмиссии и ряд штуцеров для отбора воздуха на нужды двигателя и самолета. [c.422]

Обычная силовая установка, состоящая из двигателя, винта, рамы для крепления двигателя и ряда проводок, требует большой затраты времени на смену ее или замену каких-нибудь агрегатов. Авиационные конструкторы давно начали разработку быстросменных силовых установок, стремясь создать стандартные установки, которые смогли бы обеспечить не только быструю замену двигателя, но и установку на одни и тот же,самолет различных двигателей бее переделок самолета. [c.422]

Установками под двигатели назовем совокупность элементов, которые обеспечивают крепление двигателей к каркасу самолета. Рассмотрим вначале нагрузки, действующие на установки, а затем и порядок расчета на прочность. Ограничимся кратким разбором некоторых типичных схем. [c.386]

Как было указано выше, разрушение шпилек может приводить к распространению трещин в валах винтов. Такая ситуация в случае, представленном на рис. 13.32г, не развилась до окончательного разрушения вала в полете. После полета самолета Ил-18 перед выключением двигателей в аэропорту экипаж почувствовал сильную тряску самолета и значительный посторонний шум на выбеге ротора одного из двигате.ией. При осмотре воздушного винта был обнаружен обрыв четырех шпилек крепления вала винта к редуктору двигателя. После снятия винта были обнаружены также разрушения шлицевого фланца вала винта двигателя. [c.711]

Признаками усталостного, монтажного, статического и динамического разрушений трубопроводов являются следующие факторы повторяющиеся течи в трубопроводах по одной и той же заделке на первых часах наработки наклеп или истирание материала трубопровода в заделке ослабление затяжки отбортовочных колодок разрушенного трубопровода трубопровод отходит от колодки крепления или от штуцера на расстояние 5—10 мм и более при последовательном демонтаже крепежных мест (монтажное напряжение) вследствие усталости материала вдоль трещины наблюдаются характерное западание материала и извилистые края трещины трубопровода наклеп от касания трубопровода о детали конструкции самолета или двигателя (зазор меньше 5—10 мм) растрескивание лакокрасочного покрытия в виде сетки продольных трещин на внутренней поверхности разрезанного вдоль образующей трубопровода наблюдается характерная ступенчатая трещина с целым рядом мелких очагов усталостного разрушения (более четко трещины выделяются при использовании цветной дефектоскопии). [c.108]

Корпус компрессора, важнейшая часть статора, яв-т яется одним из основных элементов силовой схемы двигателя. Внутри корпуса на подшипниках монтируется ротор и крепятся направляющие и спрямляющие аппараты. Снаружи на корпусе устанавливаются коробка агрегатов, узлы крепления двигателя к самолету, агрегаты, обеспечивающие жизнедеятельность двигателя (топливные и масляные насосы, регуляторы и др.). В стенках корпуса могз т быть каналы для подвода и отвода масла к опорам и для воздуха, отбираемого для подогрева входного [c.101]

Развитие усталостных трещин в эксплуатации имело место в дисках III ступени турбины двигателя НК-8-2у на самолетах Ту-154Б в зонах высокой концентрации нагрузки по отверстиям крепления дисков к валу двигателя. Расчеты методом конечных элементов показали наличие сложного напряженного состояния в тех местах диска, в которых обычными традиционными методами расчета оценивали напряженное состояние как линейное [1, 2]. При применении решения на основе обобщенного представления о плосконапряженном состоянии в ряде сечений не учитывается наличие касательных напряжений и неполностью учитывается объемно-наиряженное состояние дисков в ободной части, в том числе и в местах лабиринтных уплотнений. Тем более погрешности в оценке реального напряженного состояния возникают в местах концентрации нагрузок у отверстий под болты, соединяющие диск с валом турбины. Как показала практика эксплуатации таких дисков, именно у крепежных отверстий возникают усталостные трещины, которые в последующем распространяются в направлении ступичной части диска к валу. Реализуемое напряженное состояние материала диска по сечениям отличалось от расчетного, поскольку максимальная интенсивность напряженного состояния по расчету соответствовала сечению, расположенному перпендикулярно к плоскости роста трещины [2]. [c.542]

На режиме большой тяги выявился дефект, характерный для ДТРД с высокой степенью двухконтурности, у которых передняя часть (вентилятор) имеет увеличенные габариты и массу. На двигателе наблюдалось задевание рабочими лопатками компрессора высокого давления и турбины компрессора корпусов, а также срабатывание гребешков лабиринтных уплотнений. Причиной дефектов было отклонение вниз передней части двигателя, вызывающее овализацию корпусов. Вследствие этого было применено новое крепление двигателя в мотогондоле самолета В.747 с помощью фиксирующих подвесок, имеющих форму перевернутой буквы Y с углом 60°. [c.146]

Гидроупругие настроенные виброизоляторы для турбовентиляторных двигателей. Шум в кабинах и салонах самолетов, оборудованных турбовентиляторными двигателями, включает доминирующие дискретные частоты, соответствующие оборотам роторов и кратным гармоникам. Гидроупругие настроенные виброизоляторы (гидроопоры) улучшают комфорт пассажиров путем уменьшения или исключения этих гармоник. Эти опоры двигателя специально проектируются для уменьшения величины структурно порождаемых возмущений от двигателя на этих частотах. Они настраиваются для каждого самолета, чтобы оптимизировать эту характеристику, и могут быть спроектированы так, чтобы предложить широкий диапазон динамических характеристик, чаще всего без изменения размеров опор или устройств крепления. Лорд спроектировал гидроупругие настроенные виброизоляторы (гидроопоры) для двигателей FM-56, PW2037 и JT15D. Эти виброизоляторы закрыты внутри корпуса и жидкость находится в замкнутых герметичных объемах. Система не требует дополнительного обслуживания. [c.133]

Первый вариант расчетной схемы гидроподкоса показан на рис. 7.7. Гидравлический подкос расположен между точкой крепления двигателя, характеризующегося в рассматриваемом диапазоне податливостью Пдв и точкой крепления к планеру самолета, имеющего податливость Пф. На эквивалентной схеме гидроподкос представлен в виде двух параллельных ветвей. Первая ветвь представляет собой жесткость (Сг + См), соответствующую статической. Вторая ветвь состоит из параллельно соединенных эквивалентных элементов, массы инерционного трансформатора (МИТ), характеризующей инерционность на [c.135]

Наибольшая высота, достигнутая дизельмото-ром, 9 ООО м ( Феникс , 1934 г.). В табл. 7 приведены данные основных (1934 г.) типов Д. а. тяжелого топлива. На фиг. 20 и 1 изображены разрезы двигателя Паккард, первого из Д. а. тяжелого топлива, поднявшегося в воздух на самолете. Характерной особенностью конструкции является крепление цилиндров при помощи составных колец—хомутов а, стягиваемых гайками с правой и левой резьбой. Насос в и форсунка б выполнены в одном корпусе. Двигатель имеет единственный на цилиндр клапан, через который происходит и выхлоп и всасывание. Подвод к клапану воздуха организован так, что приводит последний в интенсивное движение. Очень хорошо сконструированный и выполненный двигатель не вошел в практику вследствие несовершенства сжигания топлива, вызывавшего аварии поршней. На фиг. 21 представлен поперечный разрез двигателя Даймлер-Бенц. Между цилиндрами видны топливный насос а и от него нагнетательные трубки б к форсункам в. На фиг. 22 даны цилиндры бензинового и Д. а, тяжелого топлива 2 той же фирмы. Видна форкамера а и форсунка б. Фиг. 23 и 2 изображают поперечный и продольный разрез двигателя Юнкере Юмо-4. В этом двухтактном двигателе в относительно очень длинном цилиндре ходят 2 поршня в разные стороны. Движение поршней передается на коленчатые валы, вра- [c.116]

Как указано, на самолете принята компоновка с большим разнесением двигателей. Это выбрано по соображениям размещения четырех ракет Феникс в плоском канале между мотогондолами двигателей. В результате разнесены воздухозаборники и выходные сопла. Для снижения сопротивления хвостовой части вместе с выходными соплами рассматривались различные конфигурации этой части самолета длинный межсопловой обтекатель, отходящий назад от плоскости крепления сопел на 1,4 длины сопла короткий обтекатель длиной 0,8 длины сопла в виде клина короткий обтекатель, но с дополнительным центральным уплотнителем. Исследования показали, что на дозвуковых скоростях короткий обтекатель клиновидного типа имеет наименьшее сопротивление, а на сверхзвуковых скоростях сопротивление хвостовой части с коротким обтекателем несколько превышает сопротивление с длинным обтекателем. Установка центрального удлинителя к короткому обтекателю ликвидирует это увеличение сопротивления. Поэтому на самолете Р-14А выбран в хвостовой части между двигателями короткий обтекатель с цент- [c.78]

Для управления всеми автоматами на двигателе смонтирована специальная маслосистема с баком, насосом, фильтром и редукционными клапанами. Давление в маслосистеме автоматов 8 кг см . На самолете FW-190 с двигателем BMW-801D в качестве бака использовано полое кольцо крепления двигателя. [c.416]

Была разработана также конструктивно простая, обеспечивающая легкую замену мотора силовая схема крепления двигателя, которая исполь-зс алась затем на всех без исключения бронированных самолетах, соз-даннж конструкторх ким бюро под руководством С. В. Ильюшина. [c.213]

Оперение самолета АНТ-6 вьшолнялось регулируемым. Двухлонже-ронный стабилизатор горизонтального оперения имел на заднем лонжероне подъемный механизм, который позволял изменять угол установки стабилизатора в пределах от —4,5° до -)-4,5°. Применение такого мощного средства продольной балансировки самолета, как управляемый в полете стабилизатор, позволяло значительно уменьшить площадь горизонтального оперения, которая составляла всего 11,7% от площади крыла. Конструкция крепления однолонжеронного киля к фюзеляжу предусматривала возможность его установки под различными углами к оси самолета при помощи перемещения вправо и влево носка киля, как на самолете ТБ-1. В случае остановки одного из двигателей в полете у левого летчика имелась возможность устанавливать руль направления под необходимым для балансировки само- лета углом с помощью специального штурвала. [c.306]

М-18. Аналогичная доработка серийного М-15, но с более мощным двигателем Испано-Сюиза в 200 л.с. Модернизация заключалась, в основном, в усилении моторамы и креплении бензобака на коробке крыльев. Самолет не был достроен. [c.60]

В качестве летающих лабораторий используют обычно тяжелые самолеты, с которых снимают все оборудование, не нужное для летных испытаний. Основная сила тяги создается серийными двигателями. Опытный - же д игатель укрепляют так, чтобы компоновка максимально соответствовала компоновке на самолете, для которого он предназначен. Узлы крепления и коммуникаций имеют уетройства, позволяющие в случае аварии бистро отделить двигатель от самолета. [c.21]

На с. 88. Рис. 2.4. Рельеф (а) излома (реплика, просвечивающий микроскоп) буксы шасси самолета Ту-134 в зоне роста трещины по границам наследственного аустенитного зерна (сталь ЗОХГСА) в результате разогрева поверхности детали из-за неправильного контакта буксы с бронзовой втулкой ( ) межзеренный рельеф излома (2) в результате замедленного хрупкого разрушения материала (сталь ЗОХГСНА) рельсы тележки (система выпуска закрылка) самолета Ту-154 из-за наводороживания материалу цо границам зерен при хромировании (зона 1) (в) межзеренное растрескивание наводороженного материала (сталь 38ХА) болта крепления переходной муфты к шлицевой обойме муфты двигателя [c.89]

Двигатели [для подъемных кранов В 66 С 23/00 пружинные ведущих колесах транспортных средств В 60 К 7/00 распределительные механизмы F 01 L ротативные (роторнопоршневые) F 01 В 13/00 рулевые на судах В 63 Н 25/26-25/32 самолетов, установка и крепление В 64 С (1/16 в крыльях 3/32) свободнопоршневые F 01 В 11/00-11/08 судов подвесные, размещение и применение В 63 FI 21/26-21/28 В 65 тара и упаковочные элементы для хранения и транспортировки D 85/68 упаковка В (33/04 запасных частей 33/02)) трак- [c.72]

Концепция проектирования виброизоляции крепления авиационных двигателей российских гражданских самолетов на основе исполъ-зования инерционности и диссипации реологических сред. В этих задачах, как правило, авиационный двигатель рассматривается как твердое тело, закрепленное в местах связи (часто это подкосы, в которые встраиваются устройства виброизоляции). Этот подход справедлив для узкого диапазона частот. Современный двигатель представляет собой динамическую систему, которая имеет широкий спектр собственных частот. Экспериментальные исследования показывают, что собственные частоты СЧ могут лежать в диапазоне частот возбуждения. [c.134]

Рассмотрим возможные схемы многоповодковых креплений без избыточных связей (рис. 3.6). При креплении, симметричном относительно оси двигателя (рис. 3.6, а и б), можно взять все поводки одинаковыми и совместить попарно пары 11Г4, которыми они присоединяются к двигателю и к самолету (рис. 3.6, а). Это будет общий случай расположения поводков, аналогичный на схеме располо- [c.118]

В процессе эксплуатации в некоторых узлах конструкций прн микроперемещениях двух поверхностей относительно друг друга и наличии коррозионно-активной среды наблюдается коррозия, называемая фреттинг-коррозией. Например, в замке крепления лопаток компрессора турбореактивного двигателя вследствие постоянного микроперемещения возникает трение основания лопатки в замке ее крепления и может возникнуть фреттинг-коррозия. Предкрылок и лобовик крыла самолета, изготовленные из алюминиевых сплавов, в местах соприкосновения с сопрягаемыми деталями в результате систематических перемещений вызывают нарушение анодной пленки и коррозию металла. Для предохранения металла от фреттинг-коррозии в первом случае применяют специальные антифрикционные составы на основе эпоксидных смол со специальным наполнителем, которые закладывают в замок крепления лопатки, во втором случае — также эпоксидное покрытие, наполненное мелкодисперсным алюминием. Такое покрытие толщиной 100—150 мкм обладает высокой адгезией, хорошими защитными и антикоррозионными свойствами и предохраняет поверхность от трения. [c.73]

На многих самолетах применяются индивидуальные выхлопные патрубки. Чтобы уменьшить лобовое сопротивление патрубков, вокруг них устанавливается кожух, в который направляется встречный поток воздуха. Для лучшего использования силы реакции следовало бы направить выхлопные газы по потоку, но это привело бы к тому, что патрубки пришлось бы разносить далеко от мест крепления при таком располо кении выхлопных коллекторов увеличивается лобовое сопротивление, что значительно снижает обший выигрыш в реактивной мощности. Для уменьшения лобового сопротивления в некоторых конструкциях (рнс. 281) выхлопные газы направляют под некоторым углом к на-празленьчо полета. При этом используется не вся энергия отработанных газов, так как часть силы направлена перпендикулярно потоку. Б данном пример направление выхлопных коллекторов с линией полета составляет 20°. Для обдувки выхлопных патрубков они заключены в кожух с общим окном для выхода газов. Переходы в коллекторах должны выполняться плавными для уменьшения потерь энергии в самом патрубке. В патрубках, показанных на рис. 281, площадь для выхода газов составляет 56% от площади входа. Индивидуальный патрубок выполняется из двух частей, сваренных между собой рис. 282) к патрубку приваривается фланец для крепления к двигателю. Несколько меньшие потери в выхлопном патрубке получаются при более плавно.м очертании его. [c.347]

B. К. Коккинаки [6, д. б]. Военные не рекомендовали самолет на вооружение и в серию, поскольку он показал низкие летные данные (скорость у земли 266 км/ч, потолок 6440 м, время виража 15 с. время набора высоты 5 км — 17 мин.). Кроме того, ДИ-4 нельзя было без полной переделки конструкции модифицировать под другой двигатель, так как Кон-кверрор> с ийно в СССР не выпускался. Основными причинами, из-за которых ДИ-4 не смог достичь лучших характеристик, являлись пере-тяжеленность конструкции (взлетный вес 1949 кгс) низкое качество производственного выполнения неудовлетворительные аэродинамические формы (крепления шасси, толстый 16%-й профиль крыла по всему размаху) несовершенство силовой схемы (крепление подкосов крыльев к шасси). В результате ДИ-4 заметно уступал одноместным истребителям. Так, воздушные бои с истребителем И-4, созданным намного раньше, выявили его полное превосходство над ДИ-4 [6, д. 6]. [c.127]

ОКБ МС в 1937 г. выпустило на летные испытания первый советский катапультный корабельный самолет-разведчик КОР-1 с одним двигателем, установленным в капоте типа, примененного на истребителе И-16. Само- лет предназначался для ведения морской разведки, корректировки артиллерийского огня, бомбометания с пикирования, связи и воздушного боя. Он выполнялся по схеме двухместного однопоплавкового биплана с поплавками поперечной остойчивости на концах нижнего крыла. Конструкция — цельнометаллическая с полотняной обшивкой крыльев, фюзеляжа и оперения. На поплавке самолета имелись силовые узлы, обеспечивавшие его крепление к разгонной тележке катапульты. Управление машиной — двойное, как из кабины летчика, так и из кабины летчика-наблюдателя. Бипланная коробка консолей крыльев складывалась назад для удобства хранения на корабле. В неподвижной части центроплана верхнего крыла устанавливались два стреляющих вперед пулемета ШКАС. Еще один, но уже подвижный оборонительный пулемет ШКАС имелся в кабине летчика-наблюдателя. В состав оборудования самолета входили радиостанция [c.284]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...