DE2300125A1

DE2300125A1 - ENGINE SUSPENSION FOR AIRCRAFT

Info

Publication number: DE2300125A1
Application number: DE2300125A
Authority: DE
Inventors: Andrej Emeljanowitsch Dolgij
Original assignee: DOLGIJ
Current assignee: DOLGIJ
Priority date: 1973-01-03
Filing date: 1973-01-03
Publication date: 1974-07-04

Description

TRIEBWERKSAUFHÄNGUNG FÜR FLUGZEUGE Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf das Gebiet des Flugzeugbaus, insbesondere auf Einrichtungen zur Befestigung des Triebwerks in der vorderen und hinteren Aufhängeebene am Triebwerksträger. ENGINE SUSPENSION FOR AIRCRAFT The present invention relates in the field of aircraft construction, in particular fastening devices of the engine in the front and rear suspension level on the engine carrier.

Die bevorzugte Anwendung findet die Erfindung bei der einseitigen Befestigung von Zweikrei 5-Gasturbinentriebwerken am Flugzeug mit der Anordnung der Triebwerke in der freien Strömung seitlich der Zelle. The preferred application of the invention is found in the unilateral Attachment of dual 5 gas turbine engines to the aircraft with the arrangement the thrusters in the free flow to the side of the airframe.

Die meisten Flugzeugtriebwerke werden an Rahmen befestigt oder an im Rumpf eingebauten Trägern aufgehängt, k eidung wobei die Ilrofilumrisse der Triebwerkver- v größer werden und Stirnfläche folglich der Widerstand entsprechend der großen zunimmt sowie beträchtlich sich die Massendaten der Triebwerkanlage verschlechtern. Außerdem wird die Wartung der Triebwerke wegen erschwerten Zugangs zu deren Aggregaten und zum Triebwerk selbst schlechter. Most aircraft engines are attached to or on frames girders built into the fuselage, cladding where the ilrofile outlines of the engine v get bigger and The end face consequently corresponds to the resistance the large increases and the mass data of the power plant deteriorate considerably. In addition, the maintenance of the engines is due to difficult access to their aggregates and worse to the engine itself.

Es ist bereits eine Einrichtung zur Befestigung des Triebwerks in der vorderen und der hinteren Aufhängeebene an d Trägern bekannt. In der in bezug auf die Flugrichtung vorderen Aufhängeebene sind zwei Zugstangen sowie ein zwischen diesen befindlicher Zapfen angeordnet. Jede Zugstange ist mit dem einen Ende am Träger gelenkig befestigt und mit dem anderen Ende am Triebwerk angelenkt. Der Zapfen ist mit seinem einen Ende am Träger zur Aufnahme der Schubkraft des Triebwerks starr befestigt und mit dem anderen Ende mit dem Triebwerk gelenkig verbunden. In der in bezug auf die Flugrichtung hinteren Aufhängeebene befindet sich eine Zugstange, die mit dem einen Ende mit dem Träger und mit dem anderen Ende mit dem triebwerk verbwLen i. Die Flansche zur Befestigung des Triebwerks an den Zugstangen und dem Zapfen sind über dem Vektor der Schubkraft angeordnet, der längs der Achse der Flugrichtung verläuft. Somit gewährleistet die oben beschriebene Einrichtung eine vertikale Aufhängung des Triebwerks. There is already a device for mounting the engine in the front and the rear suspension level on the beams known. In the related on the front suspension level are two tie rods and one between arranged this located pin. Each pull rod is at one end The carrier is hinged and the other end is hinged to the engine. The cone is rigid with its one end on the carrier to absorb the thrust of the engine attached and hinged at the other end to the engine. In the in relation to the direction of flight there is a pull rod at the rear suspension level, the one end to the carrier and the other end to the engine verbwLen i. The flanges for attaching the engine to the tie rods and the Cones are located above the vector of thrust, which is along the axis of the direction of flight runs. Thus, the device described above ensures a vertical suspension of the engine.

Die vertikale Aufhängung des Triebwerks, welches mit Hilfe der Träger am Rumpf befestigt ist, hat erhebliche Abmessungen der Triebwerkanlage und somit eine Vergrößerung des Stirnwiderstandes und eine Verschlechterung der Gewichtsdaten zur Folge. Darüber hinaus erschwert die oben beschriebene Einrichtung zur Befestigung des Triebwerks am Flugzeug den Zugang zu den Befestigungsflanschen zum Anschluß des Triebwerks an die Träger für die Wartung; 80 z.B. ist es notwendig, bei der Auswechselung des Triebwerks die die Triebwerkanlage ver-Verkleidung deckende v abzunehmen.The vertical suspension of the engine, which with the help of the carrier is attached to the fuselage, has considerable dimensions of the power plant and thus an enlargement of the Forehead resistance and deterioration of the weight data. In addition, the setup described above makes it difficult To attach the engine to the aircraft, access to the mounting flanges to connect the engine to the support for maintenance; 80 E.g. it is necessary When replacing the engine, the cowling covering the engine system to decrease v.

Der Erfindung ist die Aufgabe zugrundegelegt, eine solche Einrichtung zur Befestigung des Triebwerks am Flugzeug zu schaffen, die eine freitragenb Aufhängung des Triebwerks an den Trägern sicherstellen wurde. The invention is based on the object of such a device To attach the engine to the aircraft to create a cantilever suspension of the engine on the carriers.

Diese Aufgabe wird dadurch gelost, daß in der Einrichtung zur Befestigung des Triebwerks am Flugzeug, wobei in der in bezug aul die Flugrichtung vorderen Aufhängeebene zwei Sugstangen, von denen jede mit dem einen Ende am Träger gelenkig befestigt und mit dem anderen Ende am Triebwerk angelenkt ist, und ein zwischen diesen Zugstangen befindlicher Zapfen angeordnet sind, der mit seinem einen Ende starr am Träger befestigt und mit dem anderen Ende mit dem Triebwerk gelenkig verbunden ist, erfindungegemäß in der in bezug auf die Flugrichtung hinteren Aufhängeebene mindestens drei Zugstaneu angeordnet sind, von denen jede mit dem einen Ende am Träger gelenkig befestigt und mit dem anderen Sunde am Triebwerk angelenkt ist, wobei die Elemente der Befestigung des Triebwerks an den Zugstangen und dem Zapfen auf dessen Seitenfläche derart an-(freitragende) gebracht sind, daß sie seine fliegende v Aufhängung an der Flugzeugpylone gewahrlesten. This task is achieved in that in the device for attachment of the engine on the aircraft, with the front in relation to the flight direction Suspension level two pull rods, each of which is articulated with one end on the support attached and hinged at the other end to the engine, and an between These tie rods located pin are arranged, which with its one end rigidly attached to the carrier and articulated to the engine at the other end is, according to the invention in the rear suspension plane with respect to the direction of flight at least three pull rods are arranged, each of which with one end at the Articulated carrier and with the other Sunde on the engine is articulated, the elements of the attachment of the engine to the tie rods and the pin on its side surface are brought on (cantilever) that they noticed its flying suspension on the aircraft pylons.

Es ist zweckmäßig, die Elemente zur Befestigung des Triebwerks an den Zugstangen und dem Zapfen auf dessen Seitenfläche symmetrisch in bezug auf eine Vertikalebene anzubringen, die durch die Längsachse des Triebwerks geht. It is advisable to attach the elements for attaching the engine the tie rods and the pin on its side surface symmetrically with respect to a Attach vertical plane that goes through the longitudinal axis of the engine.

Eine solche Befestigung des Triebwerks gewährleistet dessenfteitragendeAufhängung an dem Träger . Diese Aufhängung des Triebwerks verringert bedeutend die Stirnfläche der Triebwerkanlage sowie deren Gewicht. Die vorstehend geschilderte Einrichtung zur Befestigung des Triebwerks ist universell verwendbar, was die Austauschbarkeit des Triebwerks für die rechte, linke und mittlere Triebwerkanlage des Flugzeugs ermöglicht. Die einseitige Befestigung des Triebwerks an dem Träger gewährleistet einen guten Zugang zu den Aggregaten des Triebwerks bei der Wartung, weil die die Träger verdeckende Verkleidung aus zwei Hälften ausgeführt werden kann, welche in Längsrichtung des Triebwerks geöffnet wird, d. h. eine längsverlaufende Teilfuge besitzt. Such attachment of the engine ensures its supporting suspension on the carrier. This suspension of the engine significantly reduces the frontal area the engine and its weight. The facility described above for fastening the engine is universally applicable, which means that it is interchangeable of the engine for the right, left and center engine systems of the aircraft enables. The one-sided attachment of the engine to the carrier ensured good access to the engine units during maintenance because the the Carrier-concealing cladding can be made of two halves, which are in The longitudinal direction of the engine is opened, d. H. a longitudinal parting line owns.

Andere iíerkmale und Vorteile der Erfindung werden aus der im folgenden betrachteten Beschreibung eines Ausführungs beispiels und den beigefügten Zeichnungen verständlicher, es zeigen Fig.1 in schematischer Darstellung das Zweikreis-Triebwerk mit der vorderen 1-1 und der hinteren II-TI der Ebene der Aufhängung am Flugzeug. Other features and advantages of the invention will be apparent from the following considered description of an execution example and the attached Drawings are more understandable, FIG. 1 shows a schematic representation of the two-circuit engine with the front 1-1 and the rear II-TI the plane of the suspension on the aircraft.

Fig.2 die erfindungsgemäße Einrichtung zur Befestigung des Triebwerks in der vorderen I-I und der hinteren TI-lI Aufhängeebene am Träger, in der Isometrie; Fig.3 die erfindungsgemäße Einrichtung zur Befestigung des seitlichen (rechten) Triebwerks am Träger in der vorderen Aufhängeebene I-I; Fig.4 die erfindungsgemäße Einrichtung zur Befestigung des seitlichen (rechtan) Triebwerks am Träger in- der hinteren Aufhängeebene 11-11; Fig.5 Ansicht in Richtung des Pfeils A von Fig.4. 2 shows the device according to the invention for fastening the engine in the front I-I and the rear TI-lI suspension level on the carrier, in isometry; 3 shows the device according to the invention for fastening the lateral (right) Engine on the carrier in the front suspension level I-I; 4 the invention Device for fastening the side (right) engine to the carrier in the rear suspension level 11-11; Fig.5 view in the direction of arrow A of Fig.4.

Die Befestigung des Triebwerks in der vorderen Aufhängeebene I-I und der hinteren Aufhängeebene II-II ist in Fig.1 gezeigt. The attachment of the engine in the front suspension level I-I and the rear suspension level II-II is shown in Fig.1.

In der in bezug auf die Flugrichtung des Flugzeuges vorueren Aufhängeebene I-I sind zwei Zugstangen 1 (Fig.2) und ein zwischen diesen befindlicher Zapfen 2 angeordnet. In the suspension plane that is forward in relation to the aircraft's flight direction I-I are two tie rods 1 (Fig. 2) and a pin 2 located between them arranged.

Die Zugstangen 1 sind zur Ausrichtung des Triebwerks in der ausgeführt Art eines Spannschlossees#. Jede Zugstange 1 ist mit dem einen Ende an einem Kragarm 4 des Trägers gelenkig befestigt, während sie mit dem anderen Ende an einem Kragstück 5 angelenkt ist, der an einem Flansch 6 (Fig.3) des Triebwerks 3 starr angebracht ist. Der Zapfen 2 ist mit seinem einen Ende am Kragarm 4 des Trägers starr befestigt und mit dem anderen Ende mit einem Flansch 7 des Triebwerks 3 gelenkig verbunden. In dem Flansch 7 befindet sich ein Kugelstützlager 8. Der Zapfen 2 ist in dem Kugelstützlager 8 mit Möglichkeit einer axialen Verschiebung zurn Ausgleich der radialen Ausdehnung des Triebwerks 3 bei der Wärmeverformung angeordnet. In der in bezug auf die Flugrichtung des Flugzeugs hinteren Aufhängeebene II-II sind vier Zugstangen 9 (Fig.2) vom Spannschloßtyp angebracht.The tie rods 1 are designed to align the engine in FIG Type of turnbuckle lake #. Each tie rod 1 is with the one end hinged to a cantilever arm 4 of the beam, while at the other end is articulated on a cantilever 5, which is attached to a flange 6 (Fig.3) of the engine 3 is rigidly attached. The pin 2 is at one end on the cantilever arm 4 of the Support rigidly attached and with the other end to a flange 7 of the engine 3 articulated. In the flange 7 there is a ball support bearing 8. The Pin 2 is in the ball support bearing 8 with the possibility of axial displacement to compensate for the radial expansion of the engine 3 during thermal deformation arranged. In the rear suspension plane in relation to the aircraft's flight direction II-II four tie rods 9 (Fig.2) of the turnbuckle type are attached.

Zwei Zugstangen 9 sind Jeweils mit dem einen Ende mit einem Kragarm 10 des hinteren Trägerßgelenkig verbunden und mit dem anderen Ende an einem Kragstück 11 angelenkt, welches an einem Flansch 12 (Fig .4) des Triebwerks 3 starr angebracht ist. Die zwei anderen Zugstangen 9 (Fig.2, 5) sind jeweils mit ihrem einen ib;se mit dem Tragarm 10 gelenkig verbunden und mit dem anderen Ende an einer Traverse 13 angelenkt. Die Traverse 13 ist an einem Kragstück 14 gelenkig; angebracht, das am Flansche 12 (Fig.4) des Triebwerks 3 starr befestigt ist. Two tie rods 9 are each with one end with a cantilever arm 10 of the rear carrier ankle joint and at the other end to a cantilever 11 articulated, which is rigidly attached to a flange 12 (Fig. 4) of the engine 3 is. The two other tie rods 9 (Fig. 2, 5) are each with their one ib; se articulated to the support arm 10 and at the other end to a traverse 13 hinged. The traverse 13 is articulated on a cantilever 14; appropriate that is rigidly attached to the flange 12 (Fig. 4) of the engine 3.

Zur Austauschbarkeit des Triebwerks 3 der rechten, linken und der zentralen Triebwerkanlage sind die Flansche 6, 7, 12 symmetrisch in bezug auf eine Vertikalebene angeordnet, welche durch die Längsachse des Triebwerks 3 geht. For the interchangeability of the engine 3 of the right, left and the the central engine are the flanges 6, 7, 12 symmetrical arranged with respect to a vertical plane passing through the longitudinal axis of the engine 3 goes.

Claims

PATENT CLAIMS

+ lchtuag for attaching the engine to the engine mounts of an aircraft, with the suspension plane in the front with respect to the direction of flight two tie rods, each of which is hinged at one end to the beam and is hinged at the other end to the engine, and one in between these Tie rods located pin are arranged, which is rigid with its one end attached to the carrier and articulated to the engine at the other end is that it is not stated that in relation to the direction of flight rear suspension level at least three tie rods (9) are arranged, of which each hinged at one end to the bracket and at the other end to the Engine (3) is articulated, and that the elements of the attachment of the engine attached to the tie rods (1, 9) and the pin (2) on the side surface thereof are that they ensure its self-supporting attachment on the carrier.

2. Means for fastening the engine according to claim 1, d a dii r c h g e k e n n z e i c h -n e t that the elements for fastening the Engine (3) on the tie rods (1, 9) and the pin (2) on the side surfaces of which are attached symmetrically with respect to a vertical plane, which goes through the longitudinal axis of the engine (3).