CN101541635B - 涡轮风扇发动机的发动机舱 - Google Patents
涡轮风扇发动机的发动机舱 Download PDFInfo
- Publication number
- CN101541635B CN101541635B CN2007800434954A CN200780043495A CN101541635B CN 101541635 B CN101541635 B CN 101541635B CN 2007800434954 A CN2007800434954 A CN 2007800434954A CN 200780043495 A CN200780043495 A CN 200780043495A CN 101541635 B CN101541635 B CN 101541635B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- structural framing
- machinery space
- acoustics
- pneumatic
- smooth panel
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
- 238000009432 framing Methods 0.000 claims description 34
- 238000007689 inspection Methods 0.000 claims description 14
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 claims description 14
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 4
- 241000237503 Pectinidae Species 0.000 claims description 3
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims description 3
- 235000020637 scallop Nutrition 0.000 claims description 3
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000007667 floating Methods 0.000 abstract description 2
- 238000009499 grossing Methods 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 3
- 241000234295 Musa Species 0.000 description 2
- 235000018290 Musa x paradisiaca Nutrition 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 2
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000003042 antagnostic effect Effects 0.000 description 1
- 239000011324 bead Substances 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000000739 chaotic effect Effects 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000002939 deleterious effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
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
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
- B64D29/08—Inspection panels for power plants
-
- 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
- B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
- Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
- Medicines Containing Plant Substances (AREA)
- Medicines Containing Material From Animals Or Micro-Organisms (AREA)
Abstract
本发明涉及一种涡轮风扇发动机的发动机舱，其包括前进气部、设计用于包围所述涡轮风扇发动机的风扇的中部、以及具有用于连接至挂架的装置的后部，所述挂架设计用于连接至飞行器的固定结构。所述后部包括结构框架(18)，该结构框架(18)具有至少一个气动及声学光滑面板(21)。所述声学面板(21)通过浮动的或弹性的连接装置连接至所述结构框架(18)，以致当所述发动机舱内存在过压空气(3)时允许所述声学面板(21)相对于所述涡轮风扇发动机(7)沿大致离心径向方向(31)发生形变。
Description
技术领域
本发明涉及旁路涡轮风扇发动机的发动机舱。
背景技术
飞行器被数个涡轮风扇发动机推动，每一个涡轮风扇发动机均容纳在发动机舱内，发动机舱还容纳有一组与其运转相关的辅助致动装置，例如推进反向装置，并在涡轮风扇发动机处于运转或停止时执行各种功能。
发动机舱通常具有管状结构，包括涡轮风扇发动机上游的进气口、设计用于包围涡轮风扇发动机的风扇的中部、容纳推进反向装置并设计用于包围涡轮风扇发动机的燃烧室的下游部，发动机舱通常结束于排气喷嘴，排气喷嘴的出口处于涡轮风扇发动机下游。
现代发动机舱被设计用于容纳旁路涡轮风扇发动机，旁路涡轮风扇发动机能够经由旋转的风扇的空气叶片而产生源自涡轮风扇发动机的燃烧室的热气流(也称为主气流)，以及穿过形成在涡轮风扇发动机的整流罩(或发动机舱的下游结构中包围涡轮风扇发动机的内部结构)与发动机舱的内壁之间的环状通路(也称为流路)并在涡轮喷气机外部移动的冷气流(旁路流)。两气流通过发动机舱的后部从涡轮风扇发动机排出。
因此，飞行器的每个推进组件均由发动机舱及涡轮风扇发动机形成，并通过挂架悬挂于飞行器的固定结构，例如位于机翼下方或机身上，该挂架通过悬挂元件在涡轮风扇发动机的前部及后部连接至涡轮风扇发动机。
在这种结构中，由涡轮风扇发动机来支撑发动机舱。这种结构在飞行器执行任务期间会承受很多合成外力。除了其他事情之外，其包括源自万有引力、内外气动力、阵风以及热效应的力。
施加至推进组件的这些应力被传递至涡轮风扇发动机，并导致壳体产生形变，壳体形变直接影响涡轮风扇发动机各个不同阶段的效能。具体而言，在被称为蜂腰式的推进组件(即，相对于中间结构及空气入口，具有长且相对细的下游部分)的情况下，这些应力会导致极其有害的被称为“香蕉效应”的形变，下游部分会急剧弯曲。
这种“香蕉效应”导致，在驱动轴、风扇的叶片以及涡轮风扇发动机的内部叶片保持呈直线的同时，由不同的连续的壳体所形成的发动机舱的外部结构会产生形变。结果导致轴的叶片的头部与壳体的内周边更加接近。由此相对于壳体保持极小形变或无形变的结构，涡轮风扇发动机的总体性能会降低，因为要求在设计发动机舱时考虑形变，由此总是要在叶片的头部与壳体周边之间设置足够的间隙。这会导致一部分供应空气因其通过该相当大的间隙逃离而不能被叶片压缩。
在本申请人递交的法国未公开专利申请号06.05912中提出了解决该问题的方案。说明书附图中的图1及图2概括地示出了该专利文献FR06.05912的主题。
这些图中示出的发动机舱1被称为结构，换言之，其支撑发动机7并经由结合在其内的挂架15将其直接连接至飞行器的固定结构2。发动机舱的后部包括由与垂直件22相关的径向框20、与上部纵向结构23相关的纵向加强件26，27、以及完成该结构的下部纵向结构24构成。此外，一组推力吸收连杆29有助于将力从发动机7传递至飞行器的固定结构2。气动及声学光滑面板21安装在框架18上并包围发动机7。
为了使上述结构框架设计能够获得认证机构的认证并尺寸完美而没有其他混乱的加强装置，需要将声学面板与从发动机至飞行器的力的传递分离开。此外，如果发动机的管路发生爆裂，声学面板的结构以及周围结构则必须不能受到太大影响。
发明内容
本发明的目的在于实现这些目的，并为此提出一种用于旁路涡轮风扇发动机的发动机舱，其包括前进气部、设计用于包围所述涡轮风扇发动机的风扇的中部、以及具有用于连接至挂架的装置的后部，所述挂架设计用于连接至飞行器的固定结构，所述后部包括结构框架，至少一个气动及声学光滑面板安装在该结构框架上，其中，所述声学面板通过浮动或弹性连接装置连接至所述结构框架，以致当所述发动机舱内存在过压空气时允许所述声学面板相对于所述涡轮风扇发动机沿大致离心径向方向发生形变。因此，声学面板不会将源自涡轮风扇发动机的力传递至飞行器的固定结构。
所述连接装置可包括面向穿过所述结构框架的孔的螺母，所述螺母设计用于接收并保持安装在加强衬套内的螺丝的杆，所述加强衬套容纳在穿过所述声学面板的孔内。
在一个实施例中，所述加强衬套与所述结构框架发生直接接触，并且，所述螺丝被安装使得在所述加强衬套中具有少量的间隙并具有非圆锥形头部，以致形成所述声学面板到所述结构框架的浮动连接。
在另一实施例中，所述加强衬套与和所述结构框架发生接触的弹性环相关联。
在另一实施例中，所述螺母包括基部，该基部连接至所述结构框架并具有收容空间，在该收容空间内，所述螺母自身被安装以在穿过所述结构框架的孔的轴线上平移运动，回复弹簧设置在该收容空间内以使所述螺母自身返回至远离所述结构框架一段距离的不工作位置。通过利用弹簧的刚性或螺丝的气密性，这些设置使得能够调节面板到框架的连接，由此在需要时排放内部过压空气。
声学面板可以是一件式或由数个元件形成。这包括让面板适应包括有分叉的内部固定结构或者其应用于O形管式的结构。
根据一个可能性，设计用于插置在所述结构框架与所述声学面板之间的热保护垫通过保持元件被安装在所述声学面板上。因此，面板具有其自身的热保护。
所述声学面板可包括用于排放所述发动机舱中的过压空气的至少两个纵向槽。在此情况下，热保护垫可在所述排放槽附近具有瓦状重叠，该瓦状重叠能够允许所述面板发生形变而不会影响热保护。
根据本发明的另一方面，所述面板可包括至少一个检查舱门，该检查舱门具有直线切开缝或扇贝形边状的切开缝。例如，外围的密封件与所述检查舱门或多个舱门的所述切开缝相关联。
附图说明
通过以下相对附图的详细描述的辅助将更好地理解本发明的应用，其中：
图1(已在以上背景技术中进行了描述)是根据现有技术的发动机舱的立体示意图；
图2(已在以上背景技术中进行了描述)是该同一发动机舱从另一角度观察的立体示意图；
图3是根据本发明的发动机舱的示例的部分纵向剖视图，示出了如果发动机的管路发生爆裂时声学面板的结构的状态；
图4至图6是该声学面板的第一、第二及第三示例性实施例的类似的立体图；
图7是沿图6的线VII-VII的剖视图；
图8，图9，图10及图11a是类似的视图，示出了用于将声学面板连接至发动机舱的结构框架的装置的第一、第二、第三及第四示例的沿图4的线VIII-VIII所取的剖面；
图11b，图12及图13示出了与图11a类似的连接装置的第五示例的三个运转结构；
图14是沿图5的线XIV-XIV所取的剖视图；
图15及图16是沿图14的箭头XV方向的视图，示出了声学面板中检查舱门的切开缝的两个示例。
具体实施方式
图3至图16中所示的某些元件与图1及图2中的元件类似，并由相同的参考标号来表示。根据本发明的发动机舱与图1及图2中的发动机舱的本质不同之处在于声学面板21通过浮动或弹性连接装置连接至结构框架18。
如果发动机7的管路将发生爆裂，例如(见图3)，则面板21将在其结构的整个内部保持一致的压力3，并且通过到框架18的浮动或弹性连接装置，面板21沿其内部容积的膨胀方向大致沿离心的径向31发生形变，以致通过面板21的后部将发动机舱中的过压空气30排出，而不会损坏发动机舱1及发动机7的结构。因此，面板21不会将源自发动机7的力传递至飞行器的固定结构2。面板21到发动机7的结构的上游连接保持足够紧凑，以致不会将从风扇出来的空气17吸入发动机舱，因此不会扩大该压力的有害影响。
图4至图7示出了声学面板21的示例性实施例，其中面板21由中央罩及上下竖直面板构成。声学面板21也可仅由一个罩构成，或由与上下竖直面板相关的罩构成。
图4中的面板21的连接的线32与框架18的结构元件相对布置。由本领域的技术人员根据整体结构的尺寸及几何学要求来确定连接的数量及位置。
为了对发动机7提供迅速及有针对性的维护，可去除的检查舱门33形成面板21的上游部分。检查舱门33位于发动机7要被检查的区域中。
在图5中，声学面板21包括检查舱门34，检查舱门34位于下游，并可用作过压舱门，为此可包括比声学面板21的其他部分更柔性的弹性连接以促进空气在该区域排出。
图6示出了声学面板21，该声学面板21包括设计用于排放发动机舱内的过压空气的下游两个纵向槽35。槽35包括位于端部的接缝邻接结构。这些槽35根据本领域技术人员的要求来布置并定向，无需与框架18的结构元件重叠。
图7示出了槽35的示例性实施例。密封件36与其相关。设计用于插置在结构框架18与声学面板21之间的防热垫37被安装在声学面板21上。垫37在排放槽35附近具有瓦状重叠38，该瓦状重叠38设计用于允许面板21的局部形变而不会影响防热性能。因此，在槽35的下游足够提供弹性连接以允许通过沿方向31的形变来打开由面板21的两个槽35界定的区域。
图8示出了用于将声学面板21柔性连接至框架18的的装置。在本示例中，因面板21由钛制成，故面板21无需热保护。
该弹性连接装置包括螺母43，该螺母43相对于穿过结构框架18的孔而连接，并设计用于接收并保持安装在容纳在穿过声学面板21的孔中的局部加强衬套40中的螺丝41的杆。衬套40与插置在面板21与结构框架18之间的弹性垫圈42相关联。
加强衬套40使得能够防止螺丝41挤压面板21的内部结构。衬套40还可通过形成面板21的“蜂窝”单元填充制品而结合在面板21的结构中。
图9示出用于将声学面板21连接至框架18的装置的第二示例。与图8类似，螺母43面向穿过结构框架18的孔而连接，并设计用于接收并保持安装在容纳在穿过声学面板21的孔中的加强衬套45中的螺丝54的杆。但是，在此情况下，螺丝54被安装使得在加强衬套45中存在少量的间隙，并具有非圆锥形头部，以致实现声学面板21到结构框架18的浮动非弹性安装。
这类连接可应用于无需热保护的声学面板，或应用于要求由铝面板37提供热保护的声学面板。
在此情况下，衬套45并未与弹性元件相关联，而是与框架18发生直接接触。环状凹槽围绕该衬套45形成在热保护垫37中，布置在该环状凹槽内的齿锁紧垫圈44将垫37保持在面板21上。
图10所示的弹性连接装置与上述装置的不同之处在于加强衬套46在一端具有一个或多个突缘，用于保持插置在面板21与结构框架18之间的弹性环47。弹性环47也具有设计用于保持垫37抵靠面板21的环状肩部。
图11a，图11b，图12及图13示出了另一包括螺母组件的弹性连接装置，该螺母组件的基部50连接结构框架18，并面向穿过结构框架18的孔。基部50具有收容空间，螺母48a或48b自身安装在该收容空间中，以能够沿穿过结构框架18的孔的轴线平移运动。回复弹簧49设置在该收容空间中以使螺母48a或48b返回至位于远离结构框架18一段距离的不工作位置。
如上所述，螺母48a或48b设计用于接收并保持安装在加强衬套47中的螺丝41的杆，其中该加强衬套47容纳在穿过声学面板21的孔中。在此情况下，加强衬套47结合在声学面板21中。取决于弹簧49的刚性，可以获得螺母组件的更大刚性(例如，面板21上游)或更小刚性(例如，面板21下游)的保持。
在图11a中，螺丝41的拉紧连接结合在螺母48a中。足够拉紧以进行接触，以确保良好的安装。为了确保必要的差别的压力，弹簧49可具有数个刚性水平，或者螺母53可具有不同长度。
在图11b中，螺母48b并不拉紧连接结该螺丝41。通过作用拉紧转矩上来安装螺丝41会向处于不工作位置的弹簧49施加或多或少的压力，由此允许面板21在压力下的差动运动。
在过压的情况下，沿箭头3(见图12及图13)的方向保持空气压力的声学面板21远离框架18，被螺丝41拉住的螺母48b抵抗弹簧49的反作用而在设置在基部50中的收容空间内滑动。
图14示出了面板21与其检查舱门34之间的接合区域。两个外围的密封件51在该接合区域两侧安装在结构框架18与热保护垫37之间，由此将接合区域与源自发动机7的风扇的空流17隔离。
如图15及图16所示，在面板21中检查舱门34的切开缝52或53可以是具有用于安装的功能间隙的直线(52)或优化框架18的宽度的扇贝形边(53)。
尽管已经参考具体示例性实施例描述了本发明，但显然其并不限于此，并且其包括这里描述的特征的技术等同物以及他们的结合(如果该结合落入本发明的范围之内)。
Claims (10)
1.一种用于旁路涡轮风扇发动机(7)的发动机舱(1)，包括前进气部、设计用于包围所述涡轮风扇发动机(7)的风扇的中部、以及具有用于连接至挂架(15)的装置的后部，所述挂架设计用于连接至飞行器的固定结构(2)，所述后部包括结构框架(18)，至少一个气动及声学光滑面板(21)安装在该结构框架(18)上，其特征在于，所述气动及声学光滑面板(21)通过浮动的或弹性的连接装置连接至所述结构框架(18)，以致当所述发动机舱内存在过压空气(3)时允许所述气动及声学光滑面板(21)相对于所述涡轮风扇发动机(7)沿离心径向方向(31)发生形变。
2.如权利要求1所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述连接装置包括面向穿过所述结构框架(18)的孔的螺母(43；48a；48b)，所述螺母设计用于接收并保持安装在加强衬套(40；45；46；47)内的螺丝(41；54)的杆，所述加强衬套容纳在穿过所述气动及声学光滑面板(21)的孔内。
3.如权利要求2所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述加强衬套(45)与所述结构框架(18)发生直接接触，并且，所述螺丝(54)被安装使得在所述加强衬套(45)中具有少量的间隙，并具有非圆锥形头部，以致形成所述气动及声学光滑面板(21)到所述结构框架(18)的浮动连接。
4.如权利要求2所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述加强衬套(40；46)与和所述结构框架(18)发生接触的弹性环(42；47)相关联。
5.如权利要求2所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述螺母包括基部(50)，该基部(50)连接至所述结构框架(18)并具有收容空间，所述螺母自身(48a；48b)被安装在该收容空间内以在穿过所述结构框架(18)的孔的轴线上平移运动，回复弹簧(49)设置在该收容空间内以使所述螺母自身(48a；48b)返回至远离所述结构框架(18)一段距离的不工作位置。
6.如权利要求1至5中任一项所述的发动机舱(1)，其特征在于，设计用于插置在所述结构框架(18)与所述气动及声学光滑面板(21)之间的热保护垫(37)通过保持元件(44；47)被安装在所述气动及声学光滑面板(21)上。
7.如权利要求6所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述气动及声学光滑面板(21)包括用于排放所述发动机舱中的过压空气的至少两个纵向槽(35)。
8.如权利要求7所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述热保护垫(37)在所述纵向槽(35)附近具有瓦状重叠(38)，该瓦状重叠能够允许所述气动及声学光滑面板(21)发生形变而不会影响热保护。
9.如权利要求1至5中任一项所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述气动及声学光滑面板(21)包括至少一个检查舱门(33，34)，该检查舱门具有直线切开缝(52)或扇贝形边状的切开缝(53)。
10.如权利要求9所述的发动机舱(1)，其特征在于，外围的密封件(51)与所述检查舱门或多个检查舱门(33；34)的所述切开缝(52；53)相关联。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0610850A FR2909974B1 (fr) | 2006-12-13 | 2006-12-13 | Nacelle pour turboreacteur double flux |
| FR06/10850 | 2006-12-13 | ||
| PCT/FR2007/001678 WO2008093003A1 (fr) | 2006-12-13 | 2007-10-15 | Nacelle pour turboréacteur double flux |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN101541635A CN101541635A (zh) | 2009-09-23 |
| CN101541635B true CN101541635B (zh) | 2012-05-02 |
Family
ID=38235715
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN2007800434954A Expired - Fee Related CN101541635B (zh) | 2006-12-13 | 2007-10-15 | 涡轮风扇发动机的发动机舱 |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8668441B2 (zh) |
| EP (1) | EP2102061B1 (zh) |
| CN (1) | CN101541635B (zh) |
| AT (1) | ATE473164T1 (zh) |
| BR (1) | BRPI0720298A2 (zh) |
| CA (1) | CA2671556C (zh) |
| DE (1) | DE602007007669D1 (zh) |
| ES (1) | ES2347923T3 (zh) |
| FR (1) | FR2909974B1 (zh) |
| RU (1) | RU2440280C2 (zh) |
| WO (1) | WO2008093003A1 (zh) |
Families Citing this family (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2920137B1 (fr) * | 2007-08-20 | 2009-09-18 | Aircelle Sa | Fixation d'une structure d'une nacelle de turboreacteur par bride couteau/gorge renforcee |
| ES2386136B1 (es) * | 2009-03-30 | 2013-07-25 | Airbus Operations, S.L. | Estructura para el acoplamiento de la carena de una aeronave |
| FR2946621B1 (fr) * | 2009-06-15 | 2013-02-08 | Aircelle Sa | Procede d'assemblage d'une protection thermique sur une structure interne fixe de nacelle de turboreacteur |
| FR2957894B1 (fr) * | 2010-03-23 | 2013-06-14 | Snecma | Pylone de support d'un turbomoteur recouvert d'un materiau poreux, ensemble d'un turbomoteur et d'un pylone |
| GB201101609D0 (en) * | 2011-01-31 | 2011-03-16 | Rolls Royce Plc | Attenuation of open rotor noise |
| US8979490B2 (en) | 2011-09-29 | 2015-03-17 | Hamilton Sundstrand Corporation | Fan inlet diffuser housing riveted center body retention |
| FR2985501B1 (fr) * | 2012-01-05 | 2013-12-27 | Aircelle Sa | Joint d'etancheite pour pylone et nacelle de turboreacteur et ensemble de pylone et nacelle de turboreacteur incorporant un tel joint d'etancheite |
| US10837367B2 (en) * | 2012-02-28 | 2020-11-17 | Raytheon Technologies Corporation | Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine |
| US9856745B2 (en) * | 2012-02-28 | 2018-01-02 | United Technologies Corporation | Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine |
| US9347397B2 (en) * | 2012-08-02 | 2016-05-24 | United Technologies Corporation | Reflex annular vent nozzle |
| US9168716B2 (en) * | 2012-09-14 | 2015-10-27 | The Boeing Company | Metallic sandwich structure having small bend radius |
| US9447700B2 (en) * | 2013-02-19 | 2016-09-20 | United Technologies Corporation | Thermally free hanger with length adjustment feature |
| FR3006723B1 (fr) | 2013-06-11 | 2015-12-04 | Snecma | Dispositif de fixation de deux pieces entre elles |
| US9909501B2 (en) | 2013-07-03 | 2018-03-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Acoustic structure for a gas turbine engine |
| WO2015012909A2 (en) | 2013-07-09 | 2015-01-29 | United Technologies Corporation | Preloaded aft vent area for low pressure fan ducts |
| GB201314061D0 (en) * | 2013-08-06 | 2013-09-18 | Rolls Royce Plc | Attachment device for non-permanently attaching a child component to a parent component |
| FR3010048B1 (fr) | 2013-09-04 | 2017-03-31 | Snecma | Structure de liaison moteur-nacelle a cales de liaison |
| FR3010049B1 (fr) * | 2013-09-04 | 2017-03-31 | Snecma | Structure de liaison moteur-nacelle a secteurs de virole pivotants |
| FR3059299B1 (fr) * | 2016-11-30 | 2021-11-12 | Safran Nacelles | Nacelle de turboreacteur d’aeronef, ensemble propulsif et aeronef comportant une telle nacelle |
| US10460978B2 (en) * | 2017-03-08 | 2019-10-29 | Lam Research Corporation | Boltless substrate support assembly |
| FR3071821B1 (fr) * | 2017-09-29 | 2019-10-04 | Airbus Operations | Turboreacteur double flux pour un aeronef avec une ouverture amelioree |
| CN110466782B (zh) * | 2019-07-26 | 2022-12-20 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机用弹性连接组件 |
| US11518535B2 (en) * | 2019-09-30 | 2022-12-06 | Rohr, Inc. | Nacelle cowl deflection limiter |
| US11613372B2 (en) * | 2020-11-09 | 2023-03-28 | Rohr, Inc. | Ducted fan case attachment structure |
| CN113548189A (zh) * | 2021-09-08 | 2021-10-26 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种无人机发动机舱结构 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0145809A1 (en) * | 1983-12-19 | 1985-06-26 | The Boeing Company | Apparatus and method for minimizing engine backbone bending |
| US4751979A (en) * | 1985-05-16 | 1988-06-21 | Airborne Express, Inc. | Engine noise suppression kit for the nacelles of a jet aircraft |
| US6123170A (en) * | 1997-08-19 | 2000-09-26 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Noise reducing connection assembly for aircraft turbine housings |
| US7090165B2 (en) * | 2003-06-02 | 2006-08-15 | Rolls-Royce Plc | Aeroengine nacelle |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1095605A (fr) * | 1953-08-06 | 1955-06-03 | Perfectionnements apportés aux dispositifs de fixation de panneaux, capots, couvercles, etc. | |
| US4266741A (en) * | 1978-05-22 | 1981-05-12 | The Boeing Company | Mounting apparatus for fan jet engine having mixed flow nozzle installation |
| US4293053A (en) * | 1979-12-18 | 1981-10-06 | United Technologies Corporation | Sound absorbing structure |
| FR2560854B1 (fr) | 1984-03-07 | 1986-09-12 | Snecma | Capotages structuraux participant a la rigidite d'ensemble d'un turboreacteur |
| GB2244047B (en) * | 1990-05-17 | 1994-02-16 | Rolls Royce Plc | Inspection aperture sealing |
| US5275529A (en) * | 1992-03-16 | 1994-01-04 | General Electric Company | Sandwich panel joint |
| GB2312251B (en) * | 1996-04-18 | 1999-10-27 | Rolls Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine mounting |
| US6330985B1 (en) * | 2000-06-30 | 2001-12-18 | General Electric Company | Link component for aircraft engine mounting systems |
| US6913441B2 (en) * | 2003-09-04 | 2005-07-05 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade ring assembly and clocking method |
| FR2873987B1 (fr) * | 2004-08-05 | 2006-11-24 | Airbus France Sas | Ensemble moteur pour aeronef |
| US7104756B2 (en) * | 2004-08-11 | 2006-09-12 | United Technologies Corporation | Temperature tolerant vane assembly |
| GB0418454D0 (en) * | 2004-08-19 | 2004-09-22 | Rolls Royce Plc | An engine mounting assembly |
| US7467687B2 (en) * | 2004-11-12 | 2008-12-23 | General Electric Company | Thermal—acoustic enclosure |
| FR2885877B1 (fr) * | 2005-05-23 | 2008-12-12 | Airbus France Sas | Mat d'accrochage de turboreacteur pour aeronef |
| FR2903076B1 (fr) | 2006-06-30 | 2009-05-29 | Aircelle Sa | Nacelle structurante |
-
2006
- 2006-12-13 FR FR0610850A patent/FR2909974B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-10-15 WO PCT/FR2007/001678 patent/WO2008093003A1/fr active Application Filing
- 2007-10-15 RU RU2009125710/11A patent/RU2440280C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-10-15 ES ES07858440T patent/ES2347923T3/es active Active
- 2007-10-15 CA CA2671556A patent/CA2671556C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2007-10-15 EP EP07858440A patent/EP2102061B1/fr not_active Not-in-force
- 2007-10-15 BR BRPI0720298-9A patent/BRPI0720298A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-10-15 AT AT07858440T patent/ATE473164T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-10-15 CN CN2007800434954A patent/CN101541635B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-10-15 US US12/519,088 patent/US8668441B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-10-15 DE DE602007007669T patent/DE602007007669D1/de active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0145809A1 (en) * | 1983-12-19 | 1985-06-26 | The Boeing Company | Apparatus and method for minimizing engine backbone bending |
| US4751979A (en) * | 1985-05-16 | 1988-06-21 | Airborne Express, Inc. | Engine noise suppression kit for the nacelles of a jet aircraft |
| US6123170A (en) * | 1997-08-19 | 2000-09-26 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Noise reducing connection assembly for aircraft turbine housings |
| US7090165B2 (en) * | 2003-06-02 | 2006-08-15 | Rolls-Royce Plc | Aeroengine nacelle |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ATE473164T1 (de) | 2010-07-15 |
| RU2009125710A (ru) | 2011-01-20 |
| RU2440280C2 (ru) | 2012-01-20 |
| CA2671556C (fr) | 2014-05-06 |
| WO2008093003A8 (fr) | 2008-10-09 |
| EP2102061B1 (fr) | 2010-07-07 |
| WO2008093003A1 (fr) | 2008-08-07 |
| FR2909974A1 (fr) | 2008-06-20 |
| EP2102061A1 (fr) | 2009-09-23 |
| FR2909974B1 (fr) | 2009-02-06 |
| CA2671556A1 (fr) | 2008-08-07 |
| US8668441B2 (en) | 2014-03-11 |
| US20100024435A1 (en) | 2010-02-04 |
| CN101541635A (zh) | 2009-09-23 |
| ES2347923T3 (es) | 2010-11-25 |
| BRPI0720298A2 (pt) | 2014-02-04 |
| DE602007007669D1 (de) | 2010-08-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101541635B (zh) | 涡轮风扇发动机的发动机舱 | |
| CN101489870B (zh) | 结构化发动机舱 | |
| RU2453477C2 (ru) | Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя | |
| RU2433073C2 (ru) | Конструкция кожуха воздухозаборника | |
| JP6470909B2 (ja) | 航空機のタービンエンジン用の内部カウル構造体 | |
| BR102012033372B1 (pt) | Nacela para um motor com turboventilador e conjunto de vedação para um motor com turboventilador | |
| MX2010014247A (es) | Ensamble de nacela integrado. | |
| CN101774430A (zh) | 用于安装飞行器发动机的整体结构 | |
| RU2500585C2 (ru) | Воздухозаборник для гондолы турбореактивного двигателя | |
| BR102012028940A2 (pt) | motor de turbina a gás | |
| CN101360649A (zh) | 用于涡轮喷气发动机的发动机罩的部件的固定系统 | |
| CA2968994C (en) | Thermal insulation blanket and thermal insulation blanket assembly | |
| RU2409505C2 (ru) | Силовая установка летательного аппарата | |
| RU2469922C2 (ru) | Гондола турбореактивного двигателя, содержащая демпферы для боковых крышек | |
| RU2492117C2 (ru) | Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя | |
| US11679889B2 (en) | Nacelle of an aircraft propulsion assembly comprising a plurality of damper elements between a front section and a main section, and associated aircraft propulsion assembly | |
| BR102012028942A2 (pt) | motor de turbina a gás | |
| US11753968B2 (en) | Nacelle cowling structure for a turbomachine | |
| RU209424U1 (ru) | Воздухозаборник двигателя самолета | |
| CN111452983A (zh) | 用于涡轮风扇发动机的短舱、涡轮风扇发动机和飞行器 | |
| MARX | Installation features of advanced, very high bypass turbofan propulsion systems |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| 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: 20120502 Termination date: 20151015 |
|
| EXPY | Termination of patent right or utility model |