ПОДШИПНИК КАЧЕНИЯ ДЛЯ АВИАЦИОННОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ, ОБОРУДОВАННЫЙ СРЕДСТВАМИ ОСЕВОГО УДЕРЖАНИЯ СВОЕГО НАРУЖНОГО КОЛЬЦА

1. Конструкция (40) для авиационного турбореактивного двигателя, содержащая:
- подшипник (12а) качения, содержащий наружное кольцо (46);
- опору (14а) подшипника, охватывающую упомянутое наружное кольцо;
- вкладыш (44), установленный между наружным кольцом подшипника и опорой подшипника;
- средства соединения наружного кольца с опорой подшипника, причем эти средства содержат:
- крепежный фланец (50), установленный на опоре подшипника; и
- гибкие соединительные средства (52), закрепленные, с одной стороны, на наружном кольце подшипника и, с другой стороны, на крепежном фланце;
при этом упомянутая конструкция дополнительно содержит средства, обеспечивающие осевое удержание наружного кольца подшипника в случае разрыва упомянутых гибких соединительных средств,
отличающаяся тем, что упомянутые средства, обеспечивающие осевое удержание наружного кольца, содержат:
- первые упорные средства (54), неподвижно соединенные с вкладышем (44) и выполненные с возможностью осевого удержания этого вкладыша относительно опоры (14а) подшипника в случае разрыва упомянутых гибких соединительных средств (52); и
- вторые упорные средства (64), неподвижно соединенные с вкладышем (44) и выполненные с возможностью осевого удержания наружного кольца (46) относительно этого вкладыша в случае разрыва упомянутых гибких соединительных средств,
при этом упомянутые вторые упорные средства выполнены в виде множества штифтов (64), отстоящих в окружном направлении друг от друга и заходящих, каждый, в гнездовое отверстие (66), выполненное в упомянутом вкладыше (44), при этом упомянутые штифты (64) содержат радиально внутренний конец, находящийся в кольцевом пазу (68), выполненном на упомянутом наружном кольце (46) подшипника и содержащем множество сквозных радиальных проходных отверстий (72), выходящих в дно упомянутого кольцевого паза (68), при этом каждый из упомянутых штифтов (64) расположен радиально напротив сплошной части (70) дна упомянутого кольцевого паза.
2. Конструкция по п. 1, отличающаяся тем, что каждый из упомянутых штифтов (64) расположен в радиальном направлении напротив крепежного фланца (50).
3. Конструкция по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что упомянутые гибкие соединительные средства выполнены в виде множества скрепок (52), отстоящих друг от друга в окружном направлении, каждая из которых имеет U-образную форму в радиальной плоскости.
4. Конструкция по любому из пп. 1 или 2, отличающаяся тем, что упомянутые первые упорные средства выполнены в виде бортика (54), расположенного в осевом направлении между опорой (14а) подшипника и упомянутым крепежным фланцем (50).
5. Конструкция по п. 4, отличающаяся тем, что на упомянутом бортике (54) выполнены вырезы (56), отстоящие в окружном направлении друг от друга и взаимодействующие с выступами (58), неподвижно соединенными с упомянутой опорой (14а) подшипника, для ограничения/предупреждения вращения вкладыша относительно упомянутой опоры подшипника.
6. Способ монтажа конструкции для авиационного турбореактивного двигателя по любому из предыдущих пунктов, содержащий следующие этапы:
- наружное кольцо (46) подшипника вставляют во вкладыш таким образом, чтобы совместить в радиальном направлении каждое из проходных отверстий (72), выполненных в кольце, с гнездовым отверстием (66) для штифта, выполненным во вкладыше (44);
- штифты (64) вставляют в гнездовые отверстия (66) через проходные отверстия (72) таким образом, чтобы радиально внутренний конец каждого штифта (64) зашел в кольцевой паз (68) упомянутого наружного кольца;
- наружное кольцо (46) подшипника поворачивают таким образом, чтобы каждый штифт (64) оказался в радиальном направлении напротив сплошной части (70) дна упомянутого кольцевого паза; и
- крепежный фланец (50) устанавливают на опору (14а) подшипника.
7. Авиационный турбореактивный двигатель, содержащий конструкцию (40) по любому из пп. 1-5.