CN101267986A - 包括发动机和用于该发动机的悬挂架的航空器发动机组件 - Google Patents

包括发动机和用于该发动机的悬挂架的航空器发动机组件 Download PDF

Info

Publication number
CN101267986A
CN101267986A CNA2006800343217A CN200680034321A CN101267986A CN 101267986 A CN101267986 A CN 101267986A CN A2006800343217 A CNA2006800343217 A CN A2006800343217A CN 200680034321 A CN200680034321 A CN 200680034321A CN 101267986 A CN101267986 A CN 101267986A
Authority
CN
China
Prior art keywords
engine
outlet
rectifying device
chest
suspension
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CNA2006800343217A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101267986B (zh
Inventor
弗雷德里克·茹尔纳德
罗伯特·布吕内
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of CN101267986A publication Critical patent/CN101267986A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101267986B publication Critical patent/CN101267986B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • B64D27/406—Suspension arrangements specially adapted for supporting thrust loads, e.g. thrust links
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/024—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising cooling means
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
  • Motor Or Generator Frames (AREA)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
  • Exhaust Silencers (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
  • Arrangement Or Mounting Of Propulsion Units For Vehicles (AREA)

Abstract

本发明涉及一种包括发动机(2)和发动机悬挂架(4)的航空器发动机组件(1)，该组件还包括热交换器系统(104)，该热交换器系统具有位于箱子与发动机之间、在后发动机悬架(8)之后的第二出口(122a)。此外，热交换器系统(104)中的交换器(114)至少部分地设置在悬挂架(4)的后气动整流装置(66)内，该后气动整流装置(66)完全位于所述后发动机悬架(8)之后。

Description

包括发动机和用于该发动机的悬挂架的航空器发动机组件
技术领域
本发明通常涉及被设计为插入到航空器机翼与发动机之间的悬挂架领域，且更具体地，涉及包括这种悬挂架的发动机组件。
本发明可用在任何类型的航空器上，例如可用在配备有涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的航空器上。
这种类型的悬挂架也被称为EMS(发动机安装结构)，例如其可用于将涡轮发动机悬挂在航空器机翼下方，或可用于将该涡轮发动机安装在该机翼上方。
背景技术
这种悬挂架被设计为形成诸如涡轮喷气发动机的发动机与航空器机翼之间的连接接口。该悬挂架将由与其关联的涡轮喷气发动机产生的力传递到该航空器的结构，并且该悬挂架还能够实现发动机与航空器之间的燃料、电力、液力以及空气系统的通路。
为了传递力，该外挂架包括通常为“箱子”型的刚性结构(也被称为主结构)，换句话说，该结构由通过横翼肋彼此连接的上翼梁和下翼梁以及两个侧板的组装构成。
该挂架还配备有插入到涡轮喷气发动机与挂架的刚性结构之间的安装系统，该系统整体包括至少两个发动机悬架，通常为一个前悬架和一个后悬架。
此外，该安装系统包括用于承受由发动机产生的推力的装置。例如，在现有技术中，该装置例如为以下形式的，即，两个侧连接杆首先连接至涡轮喷气发动机风扇壳体，其次连接至附于涡轮喷气发动机壳体的后发动机悬架。
类似地，该悬挂架还包括插入到该挂架的刚性结构与航空器机翼之间的第二安装系统，该第二安装系统通常包括两个或三个悬架。
最后，该挂架设置有用于在支撑气动整流装置的同时隔离并保持系统的副结构，其中，下部后气动整流装置通常从机翼的后缘朝向后方向突出。
此外，该发动机组件还装备有热交换器系统。当该热交换器为常规类型时，换句话说，当该热交换器为空气/空气型时，其包括这样的一个交换器，即，热空气入口、冷空气入口、将要连接至航空器机翼件的第一出口、以及将通向位于后发动机悬架上游侧上的挂架的刚性结构上方的第二出口连接至该交换器。第二出口的这种特殊设置具有多个缺点，例如，必需设置垂直穿过挂架的刚性结构的出口管以将第二出口带到该刚性结构上方，这会造成明显的安全问题，以及有关难于接近形成刚性结构的盒子的布局困难。
此外，通过这种设置，使得较热的空气从靠近航空器机翼的第二出口逸出，这可显著地干扰机翼处的空气动力流动。因此，这些干扰可降低航空器性能。
现有技术还包括文献EP-A-0743434中所述的另一类型的发动机组件，其中，第二交换器出口通向发动机壳体与靠近压缩机组的冷空气流的内整流装置之间。然而，该第二出口的靠近发动机前端(该发动机前端与交换器冷空气入口相连通)的特定布置使得不可能最优化地使用从该第二出口输出的流体。此外，副环形管中交换器的存在占据大量的空间。
发明内容
因此，本发明的目的是，提出一种至少部分地克服与根据现有技术的实施例相关的上述缺点的航空器发动机组件，并且还提出了具有至少一个这种发动机组件的航空器。
本发明实现了该目的，其目的是一种包括发动机和发动机悬挂架的航空器发动机组件，该挂架首要包括刚性结构，也被称为主结构，其包括设置有下结构件(诸如下翼梁)的箱子，其次包括插入到发动机与刚性结构之间的安装系统，该安装系统具体包括后发动机悬架，该发动机组件还设置有包括交换器的热交换器系统，热流体入口、冷空气入口、当该热交换器为空气/空气型时例如将被连接至航空器机翼件的第一出口、以及至少一个第二出口连接至该交换器。该第一出口与热流体入口相连通，并且所述至少一个第二出口与冷空气入口相连通。根据本发明，当发动机被悬挂在航空器机翼之下时，热交换器系统的每个第二出口均位于箱子与发动机之间，且由此，优选地，每个第二出口均位于下翼梁型下结构件的下方，每个第二出口均被设置在后发动机悬架后。此外，热交换器系统中的交换器至少部分地被设置在悬挂架的后气动整流装置内，该后气动整流装置完全位于后发动机悬架后。
因此，根据本发明的该设置的优点在于，不需要穿过外挂架的刚性结构箱子的第二出口管，这是因为第二空气出口位于该箱子的下结构件的下方，而对于当发动机被设计为悬挂在机翼之下时的交换器也同样如此。因而，增进了发动机组件的安全性以及热交换器系统的装配简易性。此外，本发明中特殊的第二出口的位置有利地意味着从该出口输出的空气不再干扰机翼处的流动。因此，与根据现有技术的实施例中的航空器性能相比，本发明能够改进航空器性能。
因此，还应该理解的是，第二出口在一个水平面下通向后发动机悬架之外，在该水平面下，压力明显大于该发动机悬架上游侧上的压力。因而，由于在该第二出口处出现的明显增大了穿过交换器系统的气流的强大空吸，使得交换器系统的冷空气入口与第二出口之间获得的压差明显大于以前遇到的压差，且由此，改进了交换器系统性能。
此外，考虑到第二出口位于后发动机悬架后，则易于使该出口通向发动机喷嘴，并且类似地易于将从该第二出口喷出的空气用作额外的推力发生器。
此外，如上所述，热交换器系统中的交换器至少部分地被设置在悬挂架的后气动整流装置内。因此，在可以将从该第二出口喷出的空气用作额外的推力发生器的这种结构中，其优点在于，减小了箱子的前部与发动机之间的尺寸，这减小了对发动机通风的干扰，并且使得易于进入到通常邻近发动机核心区的这一区域中。此外，在该区域中，二次流动不再受交换器的存在的干扰，故改进了发动机性能。
此外，在交换器因此不再位于后发动机悬架的上游侧上的情况下，与现有技术中相比，冷空气入口可有利地被布置为更朝向后方，例如位于上述整流装置的前部处，且由此位于压力更高的位置处。这使得冷空气能够在更高压力下进入交换器系统，改进了该系统的性能。
优选地，交换器系统的第二出口通向悬挂架的后气动整流装置内。在这种情况下，可提供通向该整流装置后面的空气出口来引出空气，该开口可连接到可控活动结构，该可控活动结构可根据其位置改变所述整流装置的气动外形。通过活动结构优选地被设置为穿过开口的这种布置，取决于该整流装置是处于限定了被设计为形成底部阻力以产生很大的空气吸入量的一个或多个偏移的结构中，或是处于限定了没有偏移的几乎连续的气动外形以引发最小可能阻力的结构中，因而对活动结构的控制可减小/增大从设置在该整流装置上的开口输出的空气的吸入量。
可替换地，且总是在交换器系统的第二出口通向后气动整流装置内的情况下，后气动整流装置可设置有可控活动结构，该可控活动结构包括在其前端处铰接在整流装置的两个相应侧表层上的两个侧板，因而每个板均被设计为关闭/打开形成在整流装置的其相关侧表层中的开口。
优选地，挂架被制成为使得悬挂架的刚性结构还包括在箱子与发动机之间固定安装在箱子上的结构件，并且当发动机被设计为悬挂在航空器机翼之下时，该结构件优选地位于箱子的下结构件之下，因而该结构件被称为下结构件，其具有用于后发动机悬架的连接接口。
因此，在发动机被设计为悬挂在航空器机翼之下的非限定性示例下，由于下结构件因而形成刚性结构的组成部分且相当于杆或尾撑，因此这种布置整体上可使得后发动机悬架从箱子处向下偏移。现有技术实施例(在现有技术实施例中刚性结构排他地由箱子构成)中没有使用的该结构件的添加具有许多优点，所述优点包括该箱子可移动得进一步远离从挂架处悬挂的发动机。因而，应用于箱子的温度条件没有在后发动机悬架的连接接口直接位于下翼梁型下结构件的实施例中通常发现的温度条件严格。因此，热条件的该减小使得可考虑使用对热不是很敏感的材料来制造刚性箱子，诸如复合材料，如玻璃纤维和/或浸透树脂的碳纤维。在这种情况下，有利于大大减轻整个悬挂架的质量。
此外，还提供了将结构件的设计(该设计基本上受从后发动机悬架传递力的需要所支配)与箱子的设计(其尺寸主要定为它支撑的机翼接口的函数)分离开的方法。该特征意味着，结构件的宽度可小于箱子的宽度，因此，假定窄结构件位于第二流动区中而不再位于较宽的箱子的下部，则在气动性能方面提供了重要优点。因此，后发动机悬架处的气动干扰比先前出现的低很多。
此外，显然应该理解的是，由于该功能可完全由固定在该箱子上的附加下结构件来提供，故箱子的几何形状不再受需要移动得更靠近发动机壳体的影响。因此，该箱子的几何形状可大大简化，同时其制造也可大大简化，尤其是通过提供从刚性结构的一端到另一端的平面降低的箱表面。由于箱子的下部有利地不再需要专门被设计为移动得更靠近发动机壳体的大宽度偏移，因此可减轻其质量并使其完全最优化。
最后，应该注意的是，从箱子处向下突出并仅延伸越过刚性结构的短纵向长度的结构件使得易于将管道或类似件穿过该下结构件。因此，为挂架装备提供的该可能性便于接近刚性结构的后部，这在现有技术中要求穿过相对难于接近的箱子。
另外优选地，热交换器系统的第一出口设置在连接至交换器并穿过刚性结构箱子的第一出口管上。该布置十分适于热交换器是空气/空气型的情况，并且第一出口被设计为待连接至航空器的机翼件。然而，应该注意的是，本发明还覆盖了穿过热交换器系统并从第一出口中输出的流体旨在供发动机、发动机吊舱或刚性挂架结构使用而不是供机翼和/或机身使用的其它情况。
在这方面，还应该注意的是，流体/空气型热交换器系统为这样的，即，穿过热流体入口和第一出口的流体是从空气、油和燃料构成的组中选出的。
优选地，通向热交换器系统的热流体入口设置在连接至交换器并穿过刚性结构的结构件的热流体管道上，以便使该热流体入口优选地固定在发动机的核心区上，换句话说，使该热流体入口位于发动机的中心壳体处。显然地，在穿过交换器的流体是燃料或油而不是空气的情况下，可在除发动机的核心区以外的位置处进行该热流体入口的连接。
最后，如果每个第二出口均位于箱子与发动机之间，邻近发动机排气喷嘴或位于发动机排气喷嘴的下游侧上，则是优选的。
本发明的另一目的是，提供一种包括如同上述的至少一个发动机组件的航空器。
本发明的其它优点和特性将通过阅读下面给出的非限定性详细描述而变得清楚。
附图说明
下面将参照附图进行描述，其中：
图1示出了根据该发明优选实施例的用于航空器的发动机组件的侧视图，为了清晰，已故意省去了箱子的热交换器系统；
图2示出了属于图1中所示发动机组件的悬挂架的刚性结构的下结构件的放大透视图；
图3a和图3b分别示出了图1和图2中所示发动机组件的局部侧视图和局部透视图，更具体地示出了热交换器系统；
图4a和图4b示出了属于图3a中所示的组件的悬挂架的后气动整流装置的后部的俯视图，更具体地示出了能够减小/增大该整流装置的出口处的空气吸入量的可控活动结构；
图5示出了与图4a和图4b中所示的视图类似的视图，该可控活动结构以可替换的形式示出；
图6a示出了图3a中所示发动机组件的后部，具有配备有另一可替换实施例中的可控活动结构的后气动整流装置；以及
图6b示出了沿图6a中的线VI-VI截取的截面图。
具体实施方式
图1示出了被设计为待固定在该航空器的机翼3之下的航空器发动机组件1，该组件1设置有悬挂架4，并且以本发明优选实施例的方式示出。
整体上，发动机组件1包括涡轮喷气发动机2和悬挂架4，该悬挂架具体设置有刚性结构10和安装系统11，该安装系统包括多个发动机悬架6、8以及用于承受由涡轮喷气发动机2产生的推力的装置9，因此，安装系统11被插入到发动机与上述刚性结构10之间。作为指导，应该注意的是，组件1被吊舱(该图中未示出)包围，并且悬挂架4包括另一系列的悬架(未示出)，以确保将该组件1悬挂在航空器机翼之下。
在以下整个描述中，按照惯例，X指的是挂架4的纵向方向，其也被认为是与涡轮喷气发动机2的纵向相同，该X方向与该涡轮喷气发动机2的纵轴5平行。此外，横穿挂架4的方向被称为Y方向并且也被认为是与涡轮喷气发动机2的横向相同，以及Z是竖直方向或者高度方向，这三个方向X、Y和Z彼此正交。
此外，术语“前”和“后”应相对于由涡轮喷气发动机2施加的推力而导致的航空器的运动方向来考虑，该方向由箭头7示意性地示出。
在图1中，可以看到，仅示出了悬挂架4的力承受装置9、发动机悬架6、8以及刚性结构10。该挂架4的未示出的其它组件(诸如航空器机翼之下的刚性结构10的悬挂装置、或在支撑气动整流装置的同时控制系统的隔离和保持的副结构)是与现有技术中遇到的那些组件相同或相似的常规组件或者对本领域技术人员而言是公知的。因此，除了相对于本发明可具有特殊特征的后气动整流装置以外，将不给出对它们的详细描述。
涡轮喷气发动机2在限定了环状风道14的前端处设置有大尺寸的风扇壳体12，并且朝向包括该涡轮喷气发动机核心的后端包括较小的中心壳体16。最后，中心壳体16借助于大于壳体16的排气壳体17朝向后方延长。显然，壳体12、16和17固定于彼此。
如图1中可以看到，多个发动机悬架包括前发动机悬架6和后发动机悬架8，如现有技术中公知的，该后发动机悬架可形成两个后半悬架。力承受装置9例如可以是两个侧连接杆(由于图1是侧视图故在该图中仅看得见一个)形式的，这两个侧连接杆首先连接至风扇壳体12的后部，且其次连接至安装于刚性结构10上的分布梁20本身。
固定至刚性结构10的配件15且固定至风扇壳体12的前发动机悬架6通常被设计为使其仅可承受由涡轮喷气发动机2产生的沿Y和Z方向的力，且由此，不可承受沿X方向施加的力。作为指导，该前悬架6优选地插入到风扇壳体12的周向端部中。
后发动机悬架8被完全插入到排气壳体17与挂架的刚性结构10之间。如上所述，该后发动机悬架优选地被设计为能够承受由涡轮喷气发动机2产生的沿Y和Z方向的力，但不能承受沿X方向施加的力。
因此，在该静定安装系统11中，沿X方向施加的力被装置9承受，而沿Y和Z方向施加的力被前悬架6和后悬架8共同承受。
另外，沿X方向施加的力矩被悬架8竖直地承受，沿Y方向施加的力矩被与悬架6协作的后悬架8竖直地承受，而沿Z方向施加的力矩被与悬架6协作的后悬架8横向地承受。
仍参照图1，可以看到，结构10首先具有沿X方向从该结构10的一端延伸到另一端的箱子24，且由此形成被称为结构的主箱的抗扭箱。该抗扭箱传统上由上翼梁26和下翼梁28、以及均沿X方向延伸且基本处于XZ平面中的两个侧板30(图1中仅看得见一个)构成。沿YZ平面且按一定纵向间隔设置在箱子内的横肋32加强箱子24的硬度。作为指导，应该注意的是，组件26、28和30每个均可单独形成，或可通过相对于彼此可略微倾斜的邻近部件的组装形成。
优选地，如图1中清楚所示，下翼梁28在其整个长度上均是平面的，该平面与XY平面近似地平行或相对于该XY平面略微地倾斜。
如果发动机将被悬挂在机翼之下，则被称为下结构件34(因其位置处于箱子24之下)的结构件34将被固定在下翼梁28的外表面上。然而，应该注意的是，在本发明未描述但由本发明覆盖的发动机2被安装到机翼3上方的情况中，则结构件将被固定在箱子的上翼梁26上。
结构件34具有后悬架8的连接接口36，因而该接口36位于翼梁28所处的平面下方，且优选地沿XY平面定位。如稍后将描述的，应注意到该连接接口36被设计为与后发动机悬架8的连接体协作。
因此，结构件34沿Y方向的宽度小于箱子24的宽度的该解决方案可使得悬架8向下偏置到箱子24下方，且由此，进一步使发动机2移动得远离箱子。
因此，由于施加至箱子24的热应力相对较低，故箱子可以由复合材料制成或由对热敏感的任何其它材料制成，这可导致整个挂架4的质量节约。另一方面，由于接近于发动机2而更多暴露于这些热应力的结构件34可以由金属材料制成，优选地由钛制成。
现参照图2，该图示出了整体地固定在下翼梁28下方的结构件34具有两个侧部40，每个侧部在定位于该翼梁28平面中的上部中均配备有连接肋42，以便与该翼梁接触并将结构件34连接在箱子24上。在这方面，该连接优选地利用垂直于下翼梁28沿穿过肋42的轴44设置的多个拉力螺栓和安全销(未示出)来进行。这些连接装置可有利地减小结构件34与下翼梁28之间的导热性，甚至还可通过在这两个组件24、34之间插入绝缘环或绝缘垫圈来减小该热导率。
此外，结构件34还包括设置在两个侧部40之间且优选地沿YZ平面定位的一个或多个横肋46。
连接接口36由两个侧部40的下部50限定，可优选地以框架的形式与肋46中的一个相结合。因此，由侧部40的两个下部50以及所述肋46的下部构成的该连接接口36整体形成沿Y方向延伸的水平条，后发动机悬架8的连接体38优选通过螺钉固定在该连接接口上。
该连接体38为公知类型的，并且具有与先前该主体直接安装在箱子的下翼梁28上的实施例中所使用的几乎相同的设计。因此，这限定出U形钩52，钩环(未示出)接合在该U形钩上，该U形钩还被设计为接合在固定至发动机的配件上。
此外，分布梁20的连接配件54也设置在两个侧部40之间，优选地，自连接体38向前。因而，该配件54与分布梁20共有枢轴56，该分布梁本身在其两端处与两个抗推力杆9接合。
最后，应该注意的是，该结构件34可以是副刚性箱形式的，并且可包括固定至侧部40的前密封板和后密封板(未示出)，以在前端和后端处封闭该箱子。
图3a和图3b示出了发动机组件1还包括热交换器系统104，该热交换器系统整体上包括冷空气入口106和热空气入口108，冷空气入口106设置在箱子24之下，优选地位于后悬架8的后侧，并且位于如下面将描述的后气动整流装置66处。热空气入口108直接连接至发动机2的中心壳体。该热空气入口设置在热风道112的前端处，通过其另一端连接至热交换器114，该热交换器位于箱子24与后悬架8和结构件34的下游侧上的发动机2之间。应该注意到，交换器114可使用对本领域技术人员而言公知的任何设计。
此外，系统104包括被设计为待连接至机翼的第一出口116，以执行防冻、舱内空气调节功能等。该出口16设置在第一出口管120的端部处，该第一出口管的另一端连接至交换器114。为了能够连接机翼，该管120被设置为穿过箱子24，优选地垂直穿过，如图3a和图3b中所示。
最后，交换器系统104配备有第二出口122，应该理解的是，该第一出口与热空气入口相连通，并且该第二出口与冷空气入口相连通。
本发明的一个特征是，由于第二出口122位于悬架8的后侧处的事实，故在发动机待悬挂在航空器机翼之下的情况下该第二出口位于箱子24的翼梁28之下。如上所述，为了实现该目的，交换器114被设置为至少部分地位于整流装置66内，且由此位于结构件34和后悬架8的下游侧上。在这方面，图3a示出了安装在挂架4上的该气动整流装置，该气动整流装置更具体地被称为后气动整流装置或下后气动整流装置，或护罩或后挂架整流装置。优选地设置在箱子24之下的该整流装置66完全位于悬架8之后且通常沿向后方向朝向机翼3的后缘突出。因此，该整流装置没有形成挂架的刚性结构的一部分，而是通过固定安装在箱子24之下的支撑配件(未示出)沿结构件34的向后方向连接至该外挂架的刚性结构。
图3a和图3b示出了支撑连接在发动机2的中心壳体16上的热空气入口108的热风道112朝向下游方向穿过结构件34，以到达至少部分地容纳在整流装置66中且优选位于该整流装置的上游部的交换器114。还需要说明的是，热风道112可支撑辅助热空气入口108b，该辅助热空气入口沿入口108的下游方向也附加在发动机2上。
此外，同样如图3a和图3b中所示，冷空气入口106和第二出口122优选地沿后悬架8的向后方向横向地设置在交换器114的每一侧上。
因此，第二出口122至少部分地通向整流装置66内。因此，由于从该第二出口122引出的空气有利地用于产生推力，故上述结构可具有位于该整流装置上的空气出口。
图4a和图4b示出了形成气动整流装置66的后部的第一种方法，随后，该气动整流装置在其后端部设置有所述空气出口86。
在该实施例中，可以看到，开口86连接至可控活动结构88，作为该可控活动结构的位置的函数，这可改变整流装置66的气动外形。如图4a中所示，该结构88优选地为尖顶拱或类似形式的，当该结构占据后位置(也被称为展开的气动位置)时，该结构从开口86中突出以处于整流装置66的侧表层90a、90b的气动延伸部内。沿方向92(优选近似平行于X方向)的平移为可控的(例如通过驱动该结构且连接到该结构的装置96进行控制)该结构88使得可获得近似连续气动形状的整流装置66，而没有产生低阻力的任何偏移。作为指导，优选地将在航空器的高速度状态期间采用该气动位置。
示出了处于前位置(也被称为缩回的引入位置)中的活动结构88的图4b示出了该结构88几乎完全从开口86中缩回，因而，该开口具有更大的横截面，这尤其意味着整流装置66的侧表层90a、90b的气动延伸部不再维持。另一方面，偏移或气动断裂98a、98b出现在这两个表层90a、90b中每个的后端处，这使得产生了由这些表层90a、90b的外表面上的气流引起的底部阻力。因而，这些底部阻力增大了从开口86中输出的空气的引入量，因此，提高了保护系统58的效率。
因此，优选地将在航空器的低速度状态期间采用该吸入位置。在低速度下，由偏移98a、98b产生的阻力不剧烈，并且由它们产生的吸入量可增大压差，而当不存在这些偏移时，由于低航空器速度使得压差将较低。
图5示出了形成气动整流装置66的后部的第二种方法，该气动整流装置在其后端部也设置有空气出口86。
在该实施例中，可以看到，开口86连接至活动结构88，该活动结构不再为尖顶拱形式的，而是沿优选地与Y方向平行的轴线102在它们的后端处相对于彼此接合的两个板100a、100b，这些板100a、100b永久地从开口86中突出。
在以实线示出的延伸位置(被称为气动展开位置)中，两个板100a、100b在整流装置66的表层90a、90b的后端上具有前端轴承，以近似地沿着这些表层的气动延伸部。因此，绕轴线102的转动为可控的(例如通过与之连接的驱动装置96来控制)的该结构88可用于获得近似连续气动形状的整流装置66，而没有会产生低阻力的偏移。
在图6中以虚线示出的被称为吸入缩回位置的收缩位置中，可以看到，板100a、100b的由于枢转而靠拢在一起的两个前端非常远离表层90a、90b的相应后端，这尤其意味着，开口86具有更大的横截面，但特别是不再确保整流装置66的这些侧表层90a、90b的气动延伸部。相反地，偏移或气动断裂98a、98b出现在这两个表层90a、90b中的每个的后端和更后面的与之相关的板100a、100b之间，这使得产生了由这些表层90a、90b外表面上的气流引起的底部阻力。
关于使用刚才已描述的两个可选方案的一个优点在于，可根据活动结构88的位置来利用可变截面开口86的优点。通过改变整流装置开口的截面对于从第二出口输出的空气量进行的合理调节可消除为此目的而设置的阀，所述阀先前设置在交换器系统的上游侧上。
现参照图6a和图6b，这些附图示出了从气动整流装置66中引出空气的第三种方法，该气动整流装置在其后端部中没有设置出口，而是具有位于整流装置66的每一侧上、位于该整流装置的两个侧表层90a、90b上的两个开口105a、105b。作为指导，沿X方向考虑，这些开口105a、105b可位于整流装置66的中心区中或邻近该整流装置的中心区。
在该实施例中，可以看出，活动结构88整体上为两个侧板/侧片101a、101b的形式，每个在其前端处接合在整流装置66的侧表层90a、90b上，并且沿优选地与Z方向平行的轴线103a和103b。
在以实线示出的被称为气动位置的向下折叠位置中，两个板101a、101b具有与整流装置66的表层90a、90b相接触的后端轴承，以近似地沿这些表层的气动延伸部设置。因此，例如可通过与之连接的驱动装置(未示出)来控制其转动的该结构88可给出近似连续气动外形的整流装置66，而没有会产生低阻力的偏移。因此，在该向下折叠位置中，两个侧板101a、101b中的每个均靠近形成在整流装置66的相关侧表层90a、90b中的与其相关的开口105a、105b。
在图6b中以虚线表示的被称为排气位置的展开位置中，可以看出，板101a、101b的已通过沿轴线103a、103b枢转而扩展的两个后端分别移动得离开表层90a、90b，这尤其意味着，整流装置66的这些侧表层90a、90b的气动延伸部不再保证，且特别是位于整流装置66中的空气可穿过产生于表层90a、90b与侧板101a、101b的后端之间的自由空间而逸出。板/侧片101a与101b之间的分离(由此使得打开上述开口105a、105b)，可在该板/侧片展开时自然引起有利的吸入效应。
在决定共同使用如图6a中示意性地示出的两个出口122a和122b时，具体选用该板/侧片101a、101b的解决方案。
因而，一个适合的系统(未示出)可用于或是通过出口122a、或通过出口122b，或同时通过这两个出口来排气。在这方面，应该注意的是，出口122a将优选地用在出现故障的情况下并用于高流量(低航空器速度)，而出口122b将优选地用在巡航中或用于低流量(高航空器速度)。
显然，对于本领域技术人员而言，可对刚才已描述的仅作为非限定性实例的航空器发动机组件1做出各种更改。在这方面，值得注意的是，尽管挂架4已在用于其待悬挂在航空器机翼之下的适当结构中示出，但该挂架4也可在使得可将其安装在该机翼之上的不同结构中示出。
此外，在不超出本发明范围的情况下，用于本发明中的热交换器系统可以是除了空气/空气以外的任何类型的，即，燃料/空气或油/空气类型的。

Claims (12)

1.一种航空器发动机组件(1)，包括：
发动机(2)和发动机悬挂架(4)，所述挂架首先包括含有箱子(24)的刚性结构(10)，其次包括插入到发动机(2)与所述刚性结构(10)之间的安装系统(11)，所述安装系统(11)具体包括后发动机悬架(8)，所述组件还设置有热交换器系统(104)，所述热交换器系统包括交换器(114)，热流体入口(108)、冷空气入口(106)、与热流体入口(108)相连通的第一出口(116)以及与冷空气入口(106)相连通的至少一个第二出口(122)连接至所述交换器，所述热交换器系统(104)的每个第二出口(122)均位于所述箱子(24)与所述发动机(2)之间，
其特征在于，每个第二出口(122)均位于所述后发动机悬架(8)之后，
并且其特征在于，热交换器系统(104)中的所述交换器(114)至少部分地设置在所述悬挂架(4)的后气动整流装置(66)内，所述后气动整流装置(66)完全位于所述后发动机悬架(8)之后。
2.根据权利要求1所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述第二出口(122)通向悬挂架(4)的所述后气动整流装置(66)内。
3.根据权利要求2所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述后气动整流装置(66)包括装备有可控活动结构(88)的空气出口(86)，所述可控活动结构可根据其位置更改所述整流装置(66)的气动外形。
4.根据权利要求3所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述活动结构(88)穿过所述空气出口(86)而设置。
5.根据权利要求2所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述后气动整流装置(66)装备有可控活动结构(88)，所述可控活动结构包括在前端处铰接在所述整流装置(66)的两个相应侧表层(90a、90b)上的两个侧板(101a、101b)，所述板(101a、101b)中的每一个均被设计为关闭/打开形成在所述整流装置(66)的相关侧表层(90a、90b)中的开口(105a、105b)。
6.根据前述权利要求中任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，悬挂架(4)的所述刚性结构(10)还包括在所述箱子(24)与所述发动机(2)之间固定安装在所述箱子(24)上的结构件(34)，所述结构件(34)具有用于所述后发动机悬架(8)的连接接口(36)。
7.根据前述权利要求中任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，热交换器系统(104)的所述第一出口(116)设置在连接至交换器(114)并穿过刚性结构(10)的所述箱子(24)的第一出口管(120)上。
8.根据权利要求7所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述第一出口(116)被设计成连接至航空器的机翼件(3)上。
9.根据与权利要求6结合的前述权利要求中任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，热交换器系统(104)中的所述热流体入口(108)设置在连接至交换器(114)并穿过刚性结构(10)的所述结构件(34)的热空气管(112)上。
10.根据前述权利要求中任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述热交换器系统(104)为流体/空气型，所述流体穿过热流体入口(108)和所述第一出口(116)并且选自包括空气、油和燃料的组。
11.根据前述权利要求中任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，每个第二出口(122)均位于所述箱子(24)与所述发动机(2)之间，邻近发动机排气喷嘴(70)或位于发动机排气喷嘴的下游侧上。
12.一种航空器，其特征在于，所述航空器包括根据前述权利要求中任一项所述的至少一个发动机组件(1)。
CN2006800343217A 2005-09-28 2006-09-26 包括发动机和用于该发动机的悬挂架的航空器发动机组件 Expired - Fee Related CN101267986B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0552930A FR2891248B1 (fr) 2005-09-28 2005-09-28 Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur
FR0552930 2005-09-28
PCT/EP2006/066742 WO2007036523A1 (fr) 2005-09-28 2006-09-26 Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101267986A true CN101267986A (zh) 2008-09-17
CN101267986B CN101267986B (zh) 2012-10-31

Family

ID=36367889

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB2006800359728A Expired - Fee Related CN100554086C (zh) 2005-09-28 2006-09-26 包括发动机以及用于发动机的挂架的飞机发动机组件
CN2006800343217A Expired - Fee Related CN101267986B (zh) 2005-09-28 2006-09-26 包括发动机和用于该发动机的悬挂架的航空器发动机组件

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB2006800359728A Expired - Fee Related CN100554086C (zh) 2005-09-28 2006-09-26 包括发动机以及用于发动机的挂架的飞机发动机组件

Country Status (11)

Country Link
US (2) US8061649B2 (zh)
EP (2) EP1928744B1 (zh)
JP (2) JP5047976B2 (zh)
CN (2) CN100554086C (zh)
AT (2) ATE469026T1 (zh)
BR (2) BRPI0616267A2 (zh)
CA (2) CA2624005C (zh)
DE (2) DE602006011345D1 (zh)
FR (1) FR2891248B1 (zh)
RU (2) RU2394730C2 (zh)
WO (2) WO2007036522A1 (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102666279A (zh) * 2009-11-17 2012-09-12 斯奈克玛 将附件箱安装在涡轮喷气发动机的鼓风舱的中间箱体上
CN103874633A (zh) * 2011-10-06 2014-06-18 埃尔塞乐公司 飞机推进组件
CN102282072B (zh) * 2009-02-04 2015-05-27 埃尔塞乐公司 飞行器涡轮喷气发动机的悬挂组件
CN105197247A (zh) * 2015-09-16 2015-12-30 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种夹持式航空发动机主安装节机构
CN106314807A (zh) * 2016-08-23 2017-01-11 西北工业大学 一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构
CN107922052A (zh) * 2015-08-12 2018-04-17 索吉克莱儿股份有限公司 具有内置的多功能框架的飞机发动机挂架

Families Citing this family (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0608983D0 (en) * 2006-05-06 2006-06-14 Rolls Royce Plc Aeroengine mount
FR2915175B1 (fr) * 2007-04-20 2009-07-17 Airbus France Sa Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une poutre d'attache moteur arriere deportee du caisson
FR2916737B1 (fr) * 2007-06-01 2010-05-28 Airbus France Ensemble moteur pour aeronef a nacelle coulissante.
FR2918644B1 (fr) * 2007-07-09 2009-10-23 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'un palonnier articule en quatre points.
FR2920408B1 (fr) * 2007-08-30 2010-02-19 Snecma Pylone de suspension d'un moteur sous une aile d'avion
FR2926788B1 (fr) * 2008-01-25 2010-04-02 Snecma Fixation d'un turboreacteur multiflux a un aeronef
FR2928136B1 (fr) * 2008-02-28 2010-04-02 Airbus France Ensemble moteur pour aeronef comprenant des attaches moteur deportees vers le bas sur le carter de soufflante.
FR2928180B1 (fr) 2008-02-28 2010-04-02 Airbus France Ensemble moteur pour aeronef comprenant une structure annulaire de transfert d'efforts entourant le carter central d'un turboreacteur.
FR2928181B1 (fr) 2008-02-28 2010-04-02 Airbus France Ensemble moteur pour aeronef comprenant un turboreacteur avec des structures de renfort reliant le carter de soufflante au carter central.
US20100022471A1 (en) * 2008-07-23 2010-01-28 Sage Products Inc. Oral Moisturizer for Alleviating Dry Mouth
JP5642379B2 (ja) 2009-12-01 2014-12-17 三菱航空機株式会社 航空機のエンジンマウント、航空機
DE102010010128A1 (de) * 2010-03-04 2011-09-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Flugzeugtriebwerk mit optimiertem Ölwärmetauscher
FR2959209B1 (fr) * 2010-04-27 2013-03-29 Airbus Operations Sas Mat de support de turbomachine pour aeronef
FR2961173B1 (fr) * 2010-06-09 2012-06-22 Airbus Operations Sas Nacelle incorporant une entree d'air au niveau d'une casquette
ES2399262B1 (es) * 2010-12-31 2014-04-29 Airbus Operations, S.L. Herraje regulable para la instalación y ajuste de carenas en aeronaves.
DE102011101342A1 (de) * 2011-05-12 2012-11-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbinentriebwerk mit Ölkühler in der Triebwerksverkleidung
US8727269B2 (en) * 2011-06-06 2014-05-20 General Electric Company System and method for mounting an aircraft engine
FR2977567B1 (fr) * 2011-07-07 2014-12-26 Airbus Operations Sas Procede de refroidissement d'un plancher de protection thermique d'un carenage aerodynamique arriere d'un mat d'accrochage d'un ensemble propulsif d'aeronef
FR2981046B1 (fr) * 2011-10-06 2013-10-25 Aircelle Sa Ensemble propulsif d'aeronef
FR2981636B1 (fr) * 2011-10-19 2013-12-27 Airbus Operations Sas Carenage aerodynamique arriere pour dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef, comprenant un bouclier thermique capable de se dilater librement
FR2982845B1 (fr) * 2011-11-22 2013-12-20 Airbus Operations Sas Carenage aerodynamique arriere de mat de moteur d'aeronef
US9637241B2 (en) 2012-03-16 2017-05-02 The Boeing Company Engine mounting system for an aircraft
FR2988688B1 (fr) * 2012-03-27 2014-05-09 Airbus Operations Sas Carenage aerodynamique arriere a tenue en temperature amelioree pour mat d'accrochage d'ensemble propulsif d'aeronef
US9249731B2 (en) 2012-06-05 2016-02-02 United Technologies Corporation Nacelle bifurcation for gas turbine engine
US9790811B2 (en) 2013-01-10 2017-10-17 United Technologies Corporation Gas generator with mount having air passages
US9404507B2 (en) * 2013-04-15 2016-08-02 Mra Systems, Inc. Inner cowl structure for aircraft turbine engine
CA2918320C (en) 2013-07-26 2018-05-15 Mra Systems, Inc. Aircraft engine pylon
FR3013077B1 (fr) * 2013-11-08 2015-11-20 Snecma Turbomachine comportant des moyens de support d'au moins un equipement
CA2934112C (en) 2013-12-23 2018-11-06 General Electric Company Aircraft with injection cooling system and injection cooling system
JP6450076B2 (ja) * 2014-02-24 2019-01-09 三菱航空機株式会社 航空機、航空機のエンジンパイロン、および航空機の機体へのエンジン取付方法
US9738391B2 (en) * 2014-03-10 2017-08-22 United Technologies Corporation Engine installation system
FR3020798B1 (fr) * 2014-05-09 2017-12-22 Airbus Operations Sas Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un conduit formant barriere thermique integre au caisson de la structure rigide du mat d'accrochage
KR101632057B1 (ko) * 2014-12-31 2016-06-20 에어버스 헬리콥터스 모듈형 동력 장치 및 리프트 로터를 구비한 항공기
FR3032180B1 (fr) * 2015-01-30 2018-05-18 Airbus Operations Ensemble propulsif comportant un turboreacteur et un mat d'accrochage permettant une nouvelle distribution des efforts entre le turboreacteur et la voilure
EP3478581B1 (en) 2016-06-30 2021-04-28 Bombardier Inc. Assembly and method for conditioning engine-heated air onboard an aircraft
US10654577B2 (en) 2017-02-22 2020-05-19 General Electric Company Rainbow flowpath low pressure turbine rotor assembly
US11421627B2 (en) 2017-02-22 2022-08-23 General Electric Company Aircraft and direct drive engine under wing installation
US11168839B2 (en) * 2017-06-20 2021-11-09 The Boeing Company Transport element support assembly
FR3071820B1 (fr) * 2017-10-03 2020-12-04 Airbus Operations Sas Ensemble moteur d'aeronef
CN109614747B (zh) * 2018-12-28 2022-12-09 西北工业大学 大展弦比机翼中管道布局设计方法
KR102386923B1 (ko) * 2020-03-13 2022-04-14 두산중공업 주식회사 터빈배기부 지지장치, 이를 이용한 터빈 및 가스터빈
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3893638A (en) * 1974-02-14 1975-07-08 Boeing Co Dual cycle fan jet engine for stol aircraft with augmentor wings
US4458863A (en) * 1980-03-10 1984-07-10 The Boeing Company Strut supported inlet
US4437627A (en) * 1982-03-12 1984-03-20 The Boeing Company Integrated power plant installation system
US4555078A (en) * 1983-12-27 1985-11-26 Societe Belge D'exploitation De La Navigation Aerienne (Sabena) Apparatus for the suspension of an aircraft engine cowling
US5123242A (en) * 1990-07-30 1992-06-23 General Electric Company Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine
CA2046797A1 (en) * 1990-08-01 1992-02-02 Franklin D. Parsons Heat exchange arrangement in a gas turbine engine fan duct for cooling hot bleed air
US5137230A (en) * 1991-06-04 1992-08-11 General Electric Company Aircraft gas turbine engine bleed air energy recovery apparatus
US5524847A (en) * 1993-09-07 1996-06-11 United Technologies Corporation Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine
US5467941A (en) * 1993-12-30 1995-11-21 The Boeing Company Pylon and engine installation for ultra-high by-pass turbo-fan engines
FR2734320B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef
FR2734319B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef
GB2302371A (en) * 1995-06-21 1997-01-15 Rolls Royce Plc Gas turbine engine cooling air system
FR2788308A1 (fr) * 1999-01-07 2000-07-13 Snecma Dispositif de refroidissement d'un reducteur de vitesse de turbomachine
FR2825976B1 (fr) * 2001-06-13 2003-09-05 Eads Airbus Sa Dispositif de reprise d'efforts generes par un moteur d'aeronef
FR2839948B1 (fr) * 2002-05-22 2004-12-17 Airbus France Echangeur pour circuit de conditionnement d'air d'aeronef et ensemble de propulsion integrant un tel echangeur
US7216475B2 (en) * 2003-11-21 2007-05-15 General Electric Company Aft FLADE engine
FR2891243B1 (fr) * 2005-09-26 2009-04-03 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
FR2891245B1 (fr) * 2005-09-26 2007-10-26 Airbus France Sas Procede de montage d'un moteur d'aeronef sur une structure rigide d'un mat d'accrochage du moteur
FR2891256B1 (fr) * 2005-09-27 2007-10-26 Airbus France Sas Dispositif d'accrochage d'un moteur interpose entre une voilure d'aeronef et ledit moteur

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102282072B (zh) * 2009-02-04 2015-05-27 埃尔塞乐公司 飞行器涡轮喷气发动机的悬挂组件
CN102666279A (zh) * 2009-11-17 2012-09-12 斯奈克玛 将附件箱安装在涡轮喷气发动机的鼓风舱的中间箱体上
CN102666279B (zh) * 2009-11-17 2015-01-14 斯奈克玛 涡轮喷气发动机中的用于安装附件箱的中间箱体
CN103874633A (zh) * 2011-10-06 2014-06-18 埃尔塞乐公司 飞机推进组件
CN107922052A (zh) * 2015-08-12 2018-04-17 索吉克莱儿股份有限公司 具有内置的多功能框架的飞机发动机挂架
CN105197247A (zh) * 2015-09-16 2015-12-30 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种夹持式航空发动机主安装节机构
CN106314807A (zh) * 2016-08-23 2017-01-11 西北工业大学 一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN101267986B (zh) 2012-10-31
JP2009509844A (ja) 2009-03-12
BRPI0616267A2 (pt) 2011-06-14
JP2009510314A (ja) 2009-03-12
RU2394730C2 (ru) 2010-07-20
RU2008116729A (ru) 2009-11-10
FR2891248A1 (fr) 2007-03-30
WO2007036523A1 (fr) 2007-04-05
ATE452825T1 (de) 2010-01-15
EP1928743A1 (fr) 2008-06-11
CN101277871A (zh) 2008-10-01
JP5047976B2 (ja) 2012-10-10
DE602006011345D1 (de) 2010-02-04
DE602006014560D1 (de) 2010-07-08
CN100554086C (zh) 2009-10-28
RU2420430C2 (ru) 2011-06-10
US20080245926A1 (en) 2008-10-09
CA2624005C (fr) 2013-08-13
RU2008116723A (ru) 2009-11-10
EP1928744A1 (fr) 2008-06-11
CA2624010A1 (en) 2007-04-05
US20080251633A1 (en) 2008-10-16
US8061649B2 (en) 2011-11-22
ATE469026T1 (de) 2010-06-15
BRPI0616115A2 (pt) 2011-06-07
FR2891248B1 (fr) 2009-05-01
US7971826B2 (en) 2011-07-05
CA2624010C (en) 2014-10-28
JP4704468B2 (ja) 2011-06-15
WO2007036522A1 (fr) 2007-04-05
CA2624005A1 (fr) 2007-04-05
EP1928744B1 (fr) 2010-05-26
EP1928743B1 (fr) 2009-12-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101267986B (zh) 包括发动机和用于该发动机的悬挂架的航空器发动机组件
EP1243782B2 (en) Double jet engine inlet
JP4976400B2 (ja) エンジンならびにエンジン取り付け構造体を備えた航空機用エンジンアセンブリ
EP2868580B1 (en) Inlet system for a precooler
US8522529B2 (en) Propulsion unit for aircraft with heat exchanger having front inlet faces for cooling air flow and hot air flow
CA2576518C (en) Engine assembly for aircraft
CA2679896C (en) Thermal anti-icing system
RU2398714C2 (ru) Турбореактивный двигатель для летательного аппарата, летательный аппарат, оснащенный таким турбореактивным двигателем, и способ установки такого турбореактивного двигателя на летательном аппарате
EP2868581B1 (en) Inlet system having dual inlets
CN101801789A (zh) 用于飞行器发动机悬挂装置的后下空气动力学整流罩
US8714477B2 (en) Turbomachine support pylon for aircraft
CN111216901A (zh) 电源装置以及飞行体
JP2008545572A (ja) 航空機用エンジンユニット
CN105083565B (zh) 用于飞行器的推进组件和飞行器
CN101959757A (zh) 用于涡轮喷气发动机的附接结构

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
ASS Succession or assignment of patent right

Owner name: AIRBUS OPERATIONS S.A.S.

Free format text: FORMER OWNER: AIRBUS FRANCE

Effective date: 20120116

C41 Transfer of patent application or patent right or utility model
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20120116

Address after: Toulouse City, France

Applicant after: Airbus Operations SAS

Address before: Toulouse City, France

Applicant before: Airbus France

C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20121031

Termination date: 20200926

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee