УСТРОЙСТВО ДЛЯ СОЧЛЕНЕНИЯ НАРУЖНОЙ ПОВЕРХНОСТИ ПОВОРОТНОГО РЕАКТИВНОГО СОПЛА ДВИГАТЕЛЯ И МОТОГОНДОЛЫ САМОЛЁТА
DEVICE FOR ARTICULATING THE OUTER SURFACE OF THE ENGINE VECTORABLE JET NOZZLE AND THE AIRCRAFT ENGINE NACELLE

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции поворотных реактивных сопел авиационных турбореактивных двигателей в месте их сочленения с мотогондолой самолета.
Известно устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета, содержащее кольцевой короб, на задней обечайке которого шарнирно закреплены створки, контактирующие с подвижным корпусом поворотного устройства и с торцевой поверхностью кольцевого короба, а передняя через съемный конус заведена под внутренний контур стенки мотогондолы (см. Свидетельство на полезную модель №33614 класса F02K 1/52, опубл. в 2003 г.).
Недостаток известного устройства состоит в том, что при стыковке двигателя с мотогондолой самолета из-за несоосности торцевого кольцевого участка мотогондолы относительно оси сферы подвижного корпуса реактивного сопла трудно добиться герметичности сочленения наружной поверхности реактивного сопла с мотогондолой. Применение сложных в изготовлении упругих элементов увеличивает массу конструкции. Необходимость крепления кольцевого короба на неподвижном корпусе поворотного устройства также увеличивает массу и сложность конструкции.
Задачей изобретения является обеспечение герметичности сочленения наружной поверхности реактивного сопла с мотогондолой, упрощение конструкции устройства и уменьшение ее массы.
Указанная задача решается тем, что в известном устройстве для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета, содержащем кольцевой короб, к задней обечайке которого шарнирно прикреплены створки, контактирующие с подвижным корпусом поворотного устройства и с торцевой поверхностью кольцевого короба, а передняя через съемный конус заведена под внутренний контур стенки мотогондолы, согласно изобретению съемный конус прикреплен к мотогондоле самолета и выполнен в виде замкнутой конической обечайки с продольными прорезями со стороны переднего фланца, разделяющими боковую поверхность конуса на сектора, причем на внутренней поверхности каждого сектора с одной стороны прорезей жестко прикреплены пластины, перекрывающие прорези.
Технический результат, достигаемый изобретением, - обеспечение герметичного сочленения наружной поверхности реактивного сопла с мотогондолой самолета, упрощение конструкции и снижение ее массы. Кроме того, обеспечивается осмотр элементов поворотного устройства во время эксплуатации без съема изделия с самолета.
На фиг. 1 показан продольный разрез устройства;
на фиг. 2 - элемент А - крепление съемного конуса к кольцевому коробу;
на фиг. 3 - элемент Б - крепление съемного конуса к внутренней поверхности мотогондолы самолета;
на фиг. 4 - поперечное сечение Г-Г съемного конуса с пластинами;
на фиг. 5 - продольное сечение Ж-Ж съемного конуса с пластиной.
Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета содержит кольцевой короб 1, на задней обечайке 2 которого закреплены шарнирные створки 3, контактирующие с подвижным корпусом 4 поворотного устройства и торцевой поверхностью 5 кольцевого короба 1. Съемный конус 6 выполнен в виде замкнутой конической обечайки с продольными прорезями 7 со стороны переднего фланца 8 в направлении оси 9 двигателя.
Прорези 7 разделяют боковую поверхность съемного конуса 6 на сектора 10. Передний фланец 8 съемного конуса 6 заведен под внутреннюю поверхность 11 мотогондолы и прикреплен к ней винтами 12 с потайной головкой в самоконтрящиеся гайки 13 с прямоугольными головками 14.
Задний фланец 15 съемного конуса 6 прикреплен к фланцу 16 кольцевого короба 1 с помощью таких же винтов 12.
Для обеспечения герметичного сочленения наружной поверхности реактивного сопла с мотогондолой самолета между секторами 10 на внутренней поверхности 17 съемного конуса 6 установлены пластины 18. Каждая пластина 18 одной стороной 19 жестко прикреплена к одному сектору 10, а другой стороной 20 перекрывает прорезь 7 и контактирует с внутренней поверхностью 17 другого сектора.
Для обеспечения заданной упругости без возникновения деформации секторов 10 прорези 7 на переднем фланце 8 и на боковой поверхности конической обечайки съемного конуса 6 выполнены на длине не более 0,6…0,65 длины образующей конической обечайки.
Сборка предложенного устройства осуществляется при установленном в самолет двигателе. Отдельно съемный конус 6 в сборе с кольцевым коробом 1 и с прикрепленными на нем шарнирными створками 3 надвигают (протаскивают) через наружные поверхности реактивного сопла 21, подвижного корпуса 4 и неподвижного корпуса 22 поворотного устройства двигателя, затем приспособлением стягивают переднюю часть в пределах ширины прорезей 7 съемного конуса 6, заводят под внутреннюю поверхность 11 мотогондолы самолета и закрепляют съемный конус 6 винтами 12 в самоконтрящиеся гайки 13. Также возможна вначале стыковка к мотогондоле самолета съемного конуса 6, а затем крепление к съемному конусу 6 кольцевого короба 1 с шарнирными створками 3.
Осуществление изобретения обеспечивает герметичное сочленение наружной поверхности реактивного сопла с мотогондолой самолета, а отсутствие крепления съемного конуса с кольцевым коробом с закрепленными на нем шарнирными створками к наружной поверхности поворотного устройства облегчает сборку, улучшает обзор и доступ к элементам поворотного устройства двигателя непосредственно на самолете, что облегчает сборку и повышает надежность устройства.