RU2684813C1 - Suspension and thrust angle control unit of engine - Google Patents
Suspension and thrust angle control unit of engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2684813C1 RU2684813C1 RU2018106125A RU2018106125A RU2684813C1 RU 2684813 C1 RU2684813 C1 RU 2684813C1 RU 2018106125 A RU2018106125 A RU 2018106125A RU 2018106125 A RU2018106125 A RU 2018106125A RU 2684813 C1 RU2684813 C1 RU 2684813C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- rod
- hydraulic cylinder
- rods
- hydraulic
- Prior art date
Links
- 239000000725 suspension Substances 0.000 title abstract description 12
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 19
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 7
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims description 5
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 5
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 3
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 230000001364 causal effect Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
- B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
- B64C15/12—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets the power plant being tiltable
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к области авиастроения, а конкретно к конструкциям подвесов силовых установок летательных аппаратов тяжелее воздуха, предназначенных для короткого взлета и посадки.The group of inventions relates to the field of aircraft, and specifically to the structures of the suspensions of power plants of aircraft heavier than air, designed for short takeoff and landing.
Из уровня техники известно воздушное судно, имеющее предназначенный для создания подъемной силы фюзеляж с множеством крыльев, которые распределены относительно фюзеляжа, при этом имеется переднее крыло с левой стороны, заднее крыло с левой стороны, переднее крыло с правой стороны и заднее крыло с правой стороны. Каждое из крыльев выполнено в виде аэродинамического профиля и установлено с возможностью поворота относительно его нейтральной оси аэродинамического давления (см. RU 2160689 С2, 20.12.2000).The prior art aircraft, which is designed to create lifting fuselage with multiple wings, which are distributed relative to the fuselage, with a front wing on the left side, the rear wing on the left side, the front wing on the right side and the rear wing on the right side. Each of the wings is made in the form of an aerodynamic profile and is installed with the possibility of rotation relative to its neutral axis of the aerodynamic pressure (see RU 2160689 C2, 20.12.2000).
Также известна движительная система для летательного аппарата легче воздуха, имеющего продольную, горизонтальную и вертикальную оси, содержащая пилон с продольной осью и первым и вторым концами. Первый конец пилона прикреплен с возможностью поворота к летательному аппаратуру, а второй конец выступает наружу от него. Устройство создания усилия тяги, прикрепленное ко второму концу пилона выполнено с возможностью вращения вокруг оси вращения в плоскости, перпендикулярной продольной оси пилона. Устройство создания усилия тяги выполнено с возможностью поворота по меньшей мере на угол плюс-минус 90° в перпендикулярной продольной оси пилона плоскости (см. RU 2126341 С1, 20.02.1999).Also known propulsion system for an aircraft lighter than air, having a longitudinal, horizontal and vertical axis, containing a pylon with a longitudinal axis and the first and second ends. The first end of the pylon is attached pivotally to the aircraft, and the second end protrudes outward from it. The device for generating the thrust force attached to the second end of the pylon is made with the possibility of rotation around the axis of rotation in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the pylon. The device for generating effort is made to rotate at least an angle of plus or minus 90 ° in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the pylon (see RU 2126341 C1, 20.02.1999).
Также известна авиационная двигательная система, включающая в себя двигатель, имеющий впускной канал, секцию компрессора, секцию камеры сгорания и секцию турбины, расположенную вдоль оси центральной оси. Авиационная двигательная система также включает в себя гондолу, окружающую двигатель. Авиационная двигательная система также включает в себя первый и второй пилоны, простирающиеся от гондолы и предназначенные для установки двигателя на самолет. Первый и второй пилоны отстоят друг от друга на противоположных сторонах, по меньшей мере, одной плоскости, содержащей ось центральной оси (US 20110259996 А1, 27.10.2011). Выбрана в качестве прототипа.Also known aviation engine system, which includes an engine having an inlet channel, a compressor section, a section of the combustion chamber and a section of the turbine, located along the axis of the central axis. The aircraft propulsion system also includes the nacelle surrounding the engine. The aircraft propulsion system also includes the first and second pylons, extending from the nacelle and intended to install the engine on the aircraft. The first and second pylons are separated from each other on opposite sides of at least one plane containing the axis of the central axis (US20110259996 A1, 10/27/2011). Selected as a prototype.
К общим недостаткам известных технических решений можно отнести не эффективное регулирование угла вектора тяги двигателей, а также сложность систем подвеса и регулирования угла вектора тяги двигателей.The common drawbacks of the known technical solutions include the ineffective regulation of the thrust vector angle of the engines, as well as the complexity of the suspension systems and thrust vector angle control of the engines.
Задачей заявленной группы изобретений является повышение эффективности системы регулирование угла вектора тяги двигателей, а также упрощение системы подвеса и регулирования угла вектора тяги двигателей.The task of the claimed group of inventions is to increase the efficiency of the system for adjusting the thrust vector angle of engines, as well as simplifying the suspension system and adjusting the thrust vector angle of the engines.
Техническим результатом заявленной группы изобретений является упрощение конструкции узла поворота вектора тяги двигателя самолета. Создание эффективного способа регулирования угла вектора тяги двигателя, с сохранением исходной продольной балансировки самолета.The technical result of the claimed group of inventions is to simplify the design of the turning unit of the thrust vector of the aircraft engine. Creating an effective method of controlling the angle of the thrust vector of the engine, while maintaining the original longitudinal balancing of the aircraft.
Узел подвешивания и регулирования угла вектора тяги двигателя, надежно обеспечивает:The suspension and thrust angle control unit of the engine reliably ensures:
- поворот продольной оси двигателя на углы до 30°,- rotation of the longitudinal axis of the engine at angles up to 30 °,
- одновременно и синхронно повороту вектора тяги двигателя, перемещение двигателя вперед,- simultaneously and synchronously turning the engine thrust vector, moving the engine forward,
- возврат двигателя в исходное положение.- return the engine to its original position.
Заявленный технический результат достигается за счет использования следующей совокупности существенных признаков.The stated technical result is achieved through the use of the following set of essential features.
Узел содержит стержни и демпферы, расположенные в пилонах, а также содержит гидроцилиндр со штоком и гидрозамками фиксации штока в его крайних положениях, при этом стержни с демпферами образуют два вертикальных пояса крепления двигателя, при этом корпус гидроцилиндра, своим концом шарнирно закреплен на дополнительном стержне с демпфером, а шток гидроцилиндра шарнирно закреплен на двигателе.The node contains rods and dampers located in the pylons, and also contains a hydraulic cylinder with a rod and hydraulic locks fixing the rod in its extreme positions, while the rods with dampers form two vertical belts of the engine, with the end of the hydraulic cylinder attached to an additional rod with damper, and the hydraulic cylinder rod is hinged to the engine.
В частных случаях использования вышеуказанного узла, стержни могут быть выполнены с возможностью регулирования их длин. Один вертикальный пояс крепления может быть расположен перед центром тяжести и один за центром тяжести двигателя, относительно вектора тяги двигателя. Гидроцилиндр может быть расположен в задней части узла крепления, за центром тяжести двигателя и за поясами крепления. Пояс крепления, расположенный перед центром тяжести, также может быть расположен ближе к центру тяжести двигателя, чем пояс, расположенный за центром тяжести двигателя. Стержни с демпферами могут быть выполнены с возможность поворота на угол 0-30° в вертикальной плоскости. Стержни с демпферами могут иметь шарнирные соединения с двигателем и крылом.In private cases, the use of the above site, the rods can be made with the possibility of regulating their lengths. One vertical fastening belt can be located in front of the center of gravity and one behind the center of gravity of the engine, relative to the thrust vector of the engine. The hydraulic cylinder may be located at the rear of the mount, behind the center of gravity of the engine and behind the mount belts. The fastening belt located in front of the center of gravity can also be located closer to the engine center of gravity than the belt located behind the engine's center of gravity. The rods with dampers can be made with the possibility of rotation at an angle of 0-30 ° in the vertical plane. Rods with dampers may have articulated joints with the engine and the wing.
Способ регулирования угла вектора тяги двигателя с использованием вышеуказанного узла, заключается в том, что выпускают шток гидроцилиндра, создают или демпфируют усилие для перемещения вперед и поворота двигателя в вертикальной плоскости на угол 30°, совпадающей с вектором тяги двигателя, через шарнирно закрепленные стержни с демпферами, фиксируют шток в крайнем выпущенном положении с помощью гидрозамка гидроцилиндра, затем разблокируют гидрозамок гидроцилиндра и перемещают шток внутрь гидроцилиндра, тем самым создают или демпфируют усилие для обратного поворота двигателя, фиксируют положение штока в крайнем убранном положении с помощью гидрозамка гидроцилиндра.The method of controlling the angle of the engine thrust using the above node consists in releasing the hydraulic cylinder rod, creating or damping the force for moving forward and turning the engine in a vertical plane at an angle of 30 °, coinciding with the thrust vector of the engine, through hinged rods with dampers , fix the rod in the extreme released position using the hydraulic cylinder hydraulic lock, then unlock the hydraulic cylinder hydraulic lock and move the rod inside the hydraulic cylinder, thereby creating or damping force for reverse engine rotation, a rod fixed position in the extreme retracted position by a hydraulic lock cylinder.
Сущность заявленной группы изобретений поясняется графическими материалами, где на Фиг. 1 изображена схема в изометрии системы подвеса и регулирования угла вектора тяги двигателя, на Фиг. 2 изображена в профиль схема поворота вектора тяги двигателя.The essence of the claimed group of inventions is illustrated with graphic materials, where in FIG. 1 is a diagram in isometric of the suspension system and regulation of the thrust vector of the engine; FIG. 2 shows the profile of the rotation vector of the engine thrust.
X, Y, Z - оси ориентации.X, Y, Z - orientation axis.
Мх, My, Mz - крутящие моменты силы осей.Mh, My, Mz - torque axle forces.
Рх - вектор тяги двигателя.Px - vector thrust engine.
Py, Pz - действующие осевые силы.Py, Pz - acting axial forces.
Узел подвешивания и регулирования угла вектора тяги двигателя содержит стержни и демпферы, расположенные в пилонах. Узел также содержит гидроцилиндр со штоком и гидрозамками фиксации штока в его крайних положениях. Стержни с демпферами образуют два вертикальных пояса крепления двигателя. Корпус гидроцилиндра своим концом шарнирно закреплен на дополнительном стержне с демпфером, а шток гидроцилиндра шарнирно закреплен на двигателе.The unit for hanging and adjusting the angle of the engine thrust vector contains rods and dampers located in the pylons. The assembly also contains a hydraulic cylinder with a stem and hydraulic locks for fixing the rod in its extreme positions. Rods with dampers form two vertical engine mount belts. The body of the hydraulic cylinder with its end is hinged on an additional rod with a damper, and the cylinder of the hydraulic cylinder is hinged on the engine.
Стержни могут быть выполнены с возможностью регулирования их длин. Один вертикальный пояс крепления может быть расположен перед центром тяжести и один за центром тяжести двигателя, относительно вектора тяги двигателя. Гидроцилиндр может быть расположен в задней части узла крепления, за центром тяжести двигателя и за поясами крепления. Пояс крепления, расположенный перед центром тяжести, также может быть расположен ближе к центру тяжести двигателя, чем пояс, расположенный за центром тяжести двигателя. Стержни с демпферами могут быть выполнены с возможность поворота на угол 0-30° в вертикальной плоскости. Стержни с демпферами могут иметь шарнирные соединения с двигателем и крылом.The rods can be made with the possibility of regulating their lengths. One vertical fastening belt can be located in front of the center of gravity and one behind the center of gravity of the engine, relative to the thrust vector of the engine. The hydraulic cylinder may be located at the rear of the mount, behind the center of gravity of the engine and behind the mount belts. The fastening belt located in front of the center of gravity can also be located closer to the engine center of gravity than the belt located behind the engine's center of gravity. The rods with dampers can be made with the possibility of rotation at an angle of 0-30 ° in the vertical plane. Rods with dampers may have articulated joints with the engine and the wing.
Способ регулирования угла вектора тяги двигателя с использованием вышеуказанного узла заключается в том, что выпускают шток гидроцилиндра, создают или демпфируют усилие для поворота двигателя в вертикальной плоскости на угол 30°, совпадающей с вектором тяги двигателя. Через шарнирно закрепленные стержни с демпферами, фиксируют шток в крайнем выпущенном положении с помощью гидрозамка гидроцилиндра. Разблокируют гидрозамок гидроцилиндра и перемещают шток внутрь гидроцилиндра. Создают или демпфируют усилие для обратного поворота двигателя. Фиксируют положение штока в крайнем убранном положении с помощью гидрозамка гидроцилиндра.The method of adjusting the angle of the thrust vector of the engine using the above node consists in releasing the hydraulic cylinder rod, creating or damping the force to rotate the engine in a vertical plane at an angle of 30 °, which coincides with the thrust vector of the engine. Through hinged rods with dampers, fix the rod in the extreme released position using the hydraulic cylinder lock. Unlock the hydraulic cylinder lock and move the rod inside the cylinder. Create or dampen the force to reverse the engine. Fix the position of the rod in the retracted position using the hydraulic cylinder hydraulic lock.
Двигатели заключены в мотогондолы. Двигатели подвешены на пилонах под крылом самолета с помощью стержней с демпферами, конструктивно аналогичным применяемых на современных самолетах. Длина стержней может регулироваться.Engines are enclosed in engine nacelles. The engines are suspended on pylons under the wing of the aircraft with the help of rods with dampers, structurally similar to those used on modern aircraft. The length of the rods can be adjusted.
Каждый двигатель крепится в 2-х поясах, расположенных впереди и позади его центра тяжести (ЦТ). Передний пояс, находящийся ближе к ЦТ двигателя и является основным.Each engine is mounted in 2 belts located in front of and behind its center of gravity (CG). The front belt, which is closer to the engine CT and is the main one.
Узлы крепления двигателя обеспечивают возможность поворота его продольной оси на угол до 30° к горизонту (поперечной оси самолета Z).The attachment points of the engine provide the ability to rotate its longitudinal axis at an angle of up to 30 ° to the horizon (transverse to the axis of the aircraft Z).
Самолетные узлы крепятся к лонжеронам крыла.Aircraft assemblies are attached to the wing spars.
К заднему поясу подвески двигателя крепится гидропривод, который представляет собой гидроцилиндр, создающий необходимые усилия при повороте двигателя и фиксирующий его в крайних положениях с помощью специальных замков - гидрозамков. При выпускании штока гидроцилиндра, двигатель поворачивается на угол до 30° и одновременно несколько смещается вперед. При втягивании штока, двигатель становится в маршевое положение (в плоть до продольной оси самолета).The hydraulic drive is attached to the rear belt of the engine mount, which is a hydraulic cylinder that creates the necessary forces when the engine turns and locks it in extreme positions with the help of special locks - hydraulic locks. When releasing the rod of the hydraulic cylinder, the engine rotates by an angle of up to 30 ° and at the same time shifts slightly forward. When the rod is pulled in, the engine becomes in a marching position (in the flesh to the longitudinal axis of the aircraft).
Пилоны крепятся к конструкции крыла и служат обтекателями системы подвески и регулирования двигателей. Передние части пилонов срезаны на угол и прикреплены к гондолам двигателей. При повороте двигателей, они перемещаются вместе с гондолами вперед и вверх.The pylons are attached to the wing structure and serve as fairings for the suspension system and engine control. The front parts of the pylons are cut at an angle and attached to the engine nacelles. When turning the engines, they move forward and up with the gondolas.
На Фиг. 1, тяга двигателя Рх полностью воспринимается гидроцилиндром в точке 3 и через ферму точек 7-8-9 передается на крыло.FIG. 1, the engine Px is completely perceived by the hydraulic cylinder at point 3 and through the truss of points 7-8-9 is transmitted to the wing.
Сила Pz распределяется по правилу рычага между точками 3 и 6, нагружая стержни точек 2-6, 2.1-6.1, 3-5, 3.1-5.1.The force Pz is distributed according to the lever rule between points 3 and 6, loading the rods of points 2-6, 2.1-6.1, 3-5, 3.1-5.1.
Сила Py распределяется по правилу рычага между стержнями точек 1-2, 1.1-2.1 и стержнями точек 4-5, 4.1-5.1.The force Py is distributed according to the rule of the lever between the terminals of points 1-2, 1.1-2.1 and the terminals of points 4-5, 4.1-5.1.
Момент силы Мх, действующий относительно оси X, полностью воспринимается стержнями точек 1-2, 1.1-2.1.The moment of force Mx, acting relative to the axis X, is completely perceived by the rods of points 1-2, 1.1-2.1.
Момент My, действующий относительно оси Y, полностью воспринимается боковыми силами в точках 3 и 6.My moment, acting on the Y axis, is completely perceived by lateral forces at points 3 and 6.
Момент Mz, действующий относительно оси Z, воспринимается парой сил, создаваемой усилиями стержней точек 1-2, 1.1-2.1, 4-5, 4.1-5.1.The moment Mz, acting on the Z axis, is perceived by a pair of forces created by the efforts of the rods of points 1-2, 1.1-2.1, 4-5, 4.1-5.1.
Как видно на Фиг. 2, поворот двигателя вверх на угол ϕ0 дв=30° происходит за счет тяги самого двигателя. При этом на гидроцилиндр действует отрицательная нагрузка и он демпфирует систему, обеспечивает ее поворот с заданной скоростью и фиксирует, с помощью гидрозамков, двигатель в заданном, взлетном положении.As seen in FIG. 2, turning the engine upward at an angle ϕ 0 bits = 30 ° is due to the thrust of the engine itself. At the same time, the hydraulic cylinder is affected by a negative load and it damps the system, ensures its rotation at a given speed and fixes, with the help of hydraulic locks, the engine in a given, take-off position.
Поворот двигателя в маршевое положение, ϕ0 дв=0°, осуществляется при подаче рабочей жидкости в левую полость гидроцилиндра и перемещении его штока вправо. В этом положении двигатель фиксируется также с помощью гидрозамка.The rotation of the engine in the marching position, ϕ 0 bits = 0 °, is carried out when the working fluid is fed into the left cavity of the hydraulic cylinder and its rod moves to the right. In this position, the engine is also fixed by means of a hydraulic lock.
Стержни подвески двигателя и гидроцилиндр работают на растяжение, а ферма точек А-Б-Д крепления гидроцилиндра, на сжатие.The engine mount rods and the hydraulic cylinder work in tension, and the truss points ABD of the hydraulic cylinder mounting, in compression.
Так как в крайнем верхнем положении и в процессе поворота двигателя вертикальная составляющая его тяги частично уравновешивается весом самого двигателя, то максимальная нагрузка на систему будет действовать при маршевом положении двигателя и его работе во взлетном режиме.Since in the extreme upper position and in the process of turning the engine, the vertical component of its thrust is partially balanced by the weight of the engine itself, the maximum load on the system will operate when the engine is in a cruising position and operating in takeoff mode.
Поскольку стержни подвески воспринимают только действие веса и массовых сил, тяга двигателя, здесь, полностью воспринимается гидроцилиндром и передается от него, через ферму и узлы ее крепления, на конструкцию крыла. При этом, очевидно, оказываются наиболее нагруженными стержень точек А-Д фермы и точка А.Since the suspension rods perceive only the effect of weight and mass forces, the engine thrust is completely perceived by the hydraulic cylinder and transmitted from it, through the truss and its attachment points, to the wing structure. In this case, it is obvious that the rod of points A – D of the truss and the point A are the most loaded.
Гидравлическая система, в частности гидроцилиндр, питается от общей гидросистемы самолета с рабочим давление 220 кг/см2.The hydraulic system, in particular the hydraulic cylinder, is powered by the general hydraulic system of the aircraft with an operating pressure of 220 kg / cm 2 .
В нее входят: электромагнитный кран ГА-142, который в зависимости от положения электропереключателя в кабине пилотов ППН-42, сообщает ту, или иную полость гидроцилиндров с магистралями давления или слива системы. Это приводит к повороту двигателей во взлетное, или маршевое положение. Для обеспечения синхронности движения, служит гидравлический синхронизатор (порционер) ГА-142/1.It includes: the electromagnetic crane GA-142, which, depending on the position of the electric switch in the cockpit of the PPN-42, informs one or another cavity of the hydraulic cylinders with pressure or drain lines of the system. This causes the engines to turn into take-off or mid-flight position. To ensure the synchronism of movement, serves as a hydraulic synchronizer (portioner) GA-142/1.
Работа ГА-142/1 основана на принципе изменения потерь давления, в зависимости от изменения расхода через дроссель (диафрагму). При изменении в синхронности поворота двигателей, происходит изменение расходов жидкости в соответствующих гидроцилиндрах двигателей. Это вызывает смещение золотника порционера, который, перекрывая соответствующие отверстия, восстанавливает равенство расходов и синхронность поворота двигателей.The work of GA-142/1 is based on the principle of changing pressure losses, depending on the change in flow rate through the throttle (diaphragm). With a change in the synchronism of the rotation of the engines, there is a change in the flow rates of the fluid in the respective cylinders of the engines. This causes a displacement of the spool valve, which, by blocking the corresponding holes, restores the equality of costs and the synchronism of the rotation of the engines.
Как для повышения надежности системы, так и при ее отказе, предусмотрено включение в работу аварийной системы, через отдельный кран ГА-142.Both to improve the reliability of the system, and in case of its failure, it is planned to include the emergency system into operation, through a separate GA-142 crane.
Для перемещения вперед и поворота двигателей во взлетное положение, переключатель ППН-45 ставится в положение «Вып». При этом подается электрическое напряжение на обмотку электромагнитного крана ГА-141/1, включающее его на подачу жидкости в гидроцилиндр, в полость поворота двигателей во взлетное положение.To move forward and turn the engines into the take-off position, the PPN-45 switch is placed in the “Ex” position. When this is applied, the electric voltage on the winding of the electromagnetic crane GA-141/1, including it to supply fluid to the hydraulic cylinder, into the cavity of rotation of the engines in the take-off position.
При достижении двигателями заданного положения, срабатывают соответствующие концевые выключатели, от чего срабатывает реле ТКД-12ПД и обесточивает кран ГА-142/1. Подача жидкости прекращается. С прекращением циркуляции жидкости, гидрозамки запирают ее в полостях гидроцилиндров, тем самым фиксируя двигатели во взлетном положении.When the engines reach a predetermined position, the corresponding limit switches are triggered, from which the TKD-12PD relay operates and de-energizes the GA-142/1 crane. Fluid delivery is stopped. With the termination of the circulation of fluid, the hydraulic locks lock it in the cavities of the hydraulic cylinders, thereby locking the engines in the take-off position.
Описанный выше узел подвешивания и регулирования имеет простую конструкцию. Описанный выше способ регулирования угла вектора тяги является наиболее эффективным в сравнении с известными из уровня техники способами подвеса и регулирования.The suspension and adjustment unit described above has a simple construction. The method for controlling the angle of the thrust vector described above is the most effective in comparison with the methods of suspension and regulation known from the prior art.
Вся совокупность существенных признаков находится в причинно-следственной связи с заявленным техническим результатом.The entire set of essential features is in causal connection with the stated technical result.
Claims (8)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018106125A RU2684813C1 (en) | 2018-02-19 | 2018-02-19 | Suspension and thrust angle control unit of engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018106125A RU2684813C1 (en) | 2018-02-19 | 2018-02-19 | Suspension and thrust angle control unit of engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2684813C1 true RU2684813C1 (en) | 2019-04-15 |
Family
ID=66168216
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018106125A RU2684813C1 (en) | 2018-02-19 | 2018-02-19 | Suspension and thrust angle control unit of engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2684813C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4030687A (en) * | 1976-02-23 | 1977-06-21 | The Boeing Company | Articulated nozzle for upper surface blown aircraft |
| US5167383A (en) * | 1990-08-18 | 1992-12-01 | Yoshio Nozaki | STOL aircraft |
| RU2196703C2 (en) * | 1997-01-04 | 2003-01-20 | Херманн КЮНКЛЕР | Flying vehicle with fuselage made in form of aerostatic lifting body, engine plant and method of control of flying vehicle |
| US20110259996A1 (en) * | 2010-04-27 | 2011-10-27 | Daniel Kent Vetters | Aircraft propulsion system |
| RU2629482C1 (en) * | 2016-03-29 | 2017-08-29 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned combined helicopter |
-
2018
- 2018-02-19 RU RU2018106125A patent/RU2684813C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4030687A (en) * | 1976-02-23 | 1977-06-21 | The Boeing Company | Articulated nozzle for upper surface blown aircraft |
| US5167383A (en) * | 1990-08-18 | 1992-12-01 | Yoshio Nozaki | STOL aircraft |
| RU2196703C2 (en) * | 1997-01-04 | 2003-01-20 | Херманн КЮНКЛЕР | Flying vehicle with fuselage made in form of aerostatic lifting body, engine plant and method of control of flying vehicle |
| US20110259996A1 (en) * | 2010-04-27 | 2011-10-27 | Daniel Kent Vetters | Aircraft propulsion system |
| RU2629482C1 (en) * | 2016-03-29 | 2017-08-29 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned combined helicopter |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3497017B1 (en) | Mounting systems for aircraft engines | |
| KR102421773B1 (en) | Multi-rotor aerial vehicle | |
| US5280863A (en) | Lockable free wing aircraft | |
| CA2710065C (en) | Optimized configuration of engines for aircraft | |
| US6546716B2 (en) | Jet engine nozzle with variable thrust vectoring and exhaust area | |
| JP6954575B2 (en) | plane | |
| US10207790B2 (en) | Changeable wing profile | |
| US9738392B2 (en) | Suspension structure with variable geometry of a turboprop engine on a structural element of an aircraft | |
| CN104176245A (en) | Active Semi-Levered Landing Gear | |
| US3076623A (en) | Variable shaped airfoil | |
| US4917331A (en) | Apparatus and methods for reducing aircraft lifting surface flutter | |
| CN110015443A (en) | Aircraft with active supports | |
| RU2684813C1 (en) | Suspension and thrust angle control unit of engine | |
| EP3546349A1 (en) | Multi-function strut | |
| US20100001121A1 (en) | System for tilting a power unit | |
| JP2016514647A (en) | Device for controlling the speed of an airplane during the transition from the space flight phase to the air flight phase and its transition method | |
| EP3786056A1 (en) | Methods and apparatus for mitigating aerodynamic flutter of aircraft wing flaps | |
| US2031177A (en) | Aircraft speed control | |
| RU2243131C1 (en) | Aircraft with fore horizontal plane | |
| RU2814557C1 (en) | Flying laboratory for flight tests of aircraft engines and other objects of aviation equipment suspended from engine pylon of aircraft | |
| US20220274697A1 (en) | Aerodynamic techniques and methods for quieter supersonic flight | |
| RU2577824C1 (en) | Aircraft | |
| RU2307049C1 (en) | Device for azimuthal orientation and stabilization of load on external hanger of flying vehicle | |
| RU2128132C1 (en) | Flying vehicle with flapping wings | |
| Zhang et al. | High-power turboprop engine mounting system forward design technology review and a case study |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210220 |