CN104093632A - 用于涡轮喷气发动机的挂架和机舱的密封件，以及包括这种密封件的涡轮喷气发动机挂架-机舱组件 - Google Patents

用于涡轮喷气发动机的挂架和机舱的密封件，以及包括这种密封件的涡轮喷气发动机挂架-机舱组件 Download PDF

Info

Publication number
CN104093632A
CN104093632A CN201380004834.3A CN201380004834A CN104093632A CN 104093632 A CN104093632 A CN 104093632A CN 201380004834 A CN201380004834 A CN 201380004834A CN 104093632 A CN104093632 A CN 104093632A
Authority
CN
China
Prior art keywords
sealing member
cabin
gas injection
fuel gas
main nozzle
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.)
Pending
Application number
CN201380004834.3A
Other languages
English (en)
Inventor
让-伯纳德·居伊隆
亚历山大·菲
斯特凡·贝利拉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Safran Nacelles Ltd
Original Assignee
Hurel Hispano SA
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 Hurel Hispano SA filed Critical Hurel Hispano SA
Publication of CN104093632A publication Critical patent/CN104093632A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • 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
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F02C7/25—Fire protection or prevention
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/80—Couplings or connections
    • F02K1/805—Sealing devices therefor, e.g. for movable parts of jet pipes or nozzle flaps
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于涡轮喷气发动机的挂架和机舱的密封件，以及包括这种密封件的涡轮喷气发动机挂架-机舱组件，该耐火密封件用于包括涡轮喷气发动机挂架和机舱的组件，尤其是O管型机舱。所述机舱包括固定内部机舱结构(4)和燃气主排气喷嘴(5)，所述机舱在机舱(A)纵轴方向上至少部分地被驱动做相对纵向平移移动。所述密封件包括多个纵向布置的挡板(10-15)，以便在主燃气主排气喷嘴和固定内部机舱结构之间作纵向平移移动(B)期间不产生干扰。

Description

用于涡轮喷气发动机的挂架和机舱的密封件,以及包括这种密封件的涡轮喷气发动机挂架-机舱组件
技术领域
本发明涉及用于涡轮喷气发动机的挂架和机舱的密封件，以及包括这种密封件的涡轮喷气发动机挂架-机舱组件。
背景技术
众所周知，现有技术中，飞机推进组件可以包括包围涡轮喷气发动机的机舱。
机舱的上游部分用来将气流向涡轮喷气发动机的入口引导，而机舱的下游部分能够阻止已穿过涡轮喷气发动机的高速气流，从而能够产生飞机推进所需的推力。
机舱典型地包含一个限定机舱外部空气动力轮廓的外部整流罩，以及一个包围涡轮喷气发动机的内部整流罩，这两个整流罩之间的空间限定机舱的冷气流路径。
所述内部整流罩，通常被称为机舱的“内部固定结构”，或者“IFS”，在它的下游部分通过燃气喷射主喷嘴被延长，能够引导来自涡轮喷气发动机核心的热空气的排放。
为了保证系统和位于涡轮喷气发动机上面的机翼以及它的机舱的保护，在下-机翼安装的情况下，有必要防止任何来自于内部固定结构内部的隔室中的火火焰朝向气体喷射主喷嘴以及外部传播出去。
现有技术中可知：在所述内部固定结构的下游部分和燃气喷射主喷嘴之间配置密封件。
然而，主要存在两类用于进入涡轮喷气发动机内部构件的手段以进行维护操作。
在第一类中，外部和内部整流罩(内部固定结构)绕着轴线被铰接，所述轴线大体上平行于涡轮喷气发动机的轴线。当维护操作必须在涡轮喷气发动机上执行时，所述机舱通过分开两个半-壳体以及使每个壳体绕着它们各自的纵轴枢转而打开，所述半-壳体是由机舱的外部整流罩和内部整流罩的两个半部分组成的。在内部固定结构和气体喷射主喷嘴之间的密封件于是相互作用而且必须被设计成以便允许该轴向旋转打开运动。
这种密封件的一个例子在EP-A-835805中被描述。该现有技术的耐火密封件被配置在气体喷射喷嘴的主体和一部分与涡轮喷气发动机的支撑挂架相关联的外部结构之间。所述耐火密封件由相接触的两个板组成。所述两个板重叠在一起并且沿着它们的外围通过防火隔室被限定。
在第二类中，机舱的外部整流罩和内部整流罩每个或者两个都形成单件环形组件，以使得进入到涡轮喷气发动机用于维护操作是通过沿着导轨滑动这些整流罩到机舱的下游而执行，所述导轨配置在由机舱和涡轮喷气发动机构成的推进组件的悬浮挂架上。
在这种情况下，通常涉及一种“O-管”型机舱，这种机舱的例子例如在FR07/03607和FR09/05687中被公开。
对于这种机舱，在该类纵向平移运动中相互作用的内部固定结构和燃气喷射主喷嘴之间可以不存在密封件。
发明内容
本发明提供一种针对现有技术存在的所述缺点的解决方案。实际上，它涉及一种用于涡轮喷气发动机的挂架-机舱组件的耐火密封件，特别是O管型机舱，包括内部固定机舱结构和燃气喷射主喷嘴的机舱，至少一个部分是活动的，在维护操作期间在机舱纵轴方向上作相对纵向平移运动。根据本发明，所述密封件包括多个纵向布置的挡板，以便在内部固定机舱结构和所述燃气喷射主喷嘴作纵向平移移动期间不会产生干扰。
根据其他特征：
·所述密封件是这样的，在密封件的至少一个部分上，所述挡板包括多个与机舱的纵轴同轴的环形边缘。
·所述密封件是由两部分组成的，第一部分与内部固定结构和/或所述挂架集成在一起，而第二部分与燃气喷射主喷嘴集成在一起，包括多个挡板的一个部分的边缘用来与另一部分的多个挡板边缘相互贯穿。
·所述密封件的第一部分的多个挡板包括两个边缘，第二相对部分的多个挡板包括两个边缘。
·所述密封件至少在角扇区的角延长区上延伸，在角扇区上火焰通道的风险已经被评估，通常相对于垂直线+/-45度。
·所述密封件的第一部分和第二部分的边缘之间的空间被调整以使得可以实现耐火功能，并且在正常运行情况下相互接触的两个密封件部分之间的软风通道是容许的。
·构成密封件挡板的边缘和凹槽的材料和尺寸被限定，以便在机舱处于运行状态和密封件的两部分之间建立振动机制时确保凹槽边缘和底部之间无接触。
·所述密封件的第一部分适合与所述主喷射喷嘴的法兰集成在一起，所述主喷射喷嘴配置在涡轮喷气发动机的气体燃烧室的出口处，而所述密封件的第二部分适合与内部固定机舱结构的下游部分集成在一起。
本发明还涉及一种挂架和机舱组件，其包含能够相对于彼此纵向平移移动的内部固定机舱结构和燃气喷射主喷嘴。所述组件包括根据本发明的密封件。
附图说明
本发明的其他特性和优点将在根据和参照附图的描述下变得更加明显，其中：
-图1是本发明中使用的涡轮喷气发动机、它的机舱和它的挂架的分解透视图；
-图2是包围涡轮喷气发动机的机舱部分的示意性剖视图，所述涡轮喷气发动机在机舱的内部固定机舱结构和燃气喷射主喷嘴的第一相对位置处装配有根据本发明的密封件；
-图3是涡轮喷气发动机后部的示意性剖视图，所述涡轮喷气发动机在机舱的内部固定机舱结构和燃气喷射主喷嘴的第二相对位置处装配有根据本发明的密封件；并且
-图4是根据本发明的所述密封件连接到机舱的燃气喷射主喷嘴和内部固定机舱结构以及燃气喷射主喷嘴的示意性剖视图。
具体实施方式
图1中，示出了本发明中使用的涡轮喷气发动机8、它的机舱和它的挂架3的分解透视图。图的左边示出了由挂架、机舱和涡轮喷气发动机组成的所述推进组件的上游侧，图的右边示出了下游侧。箭头30所代表的空气通过风扇(未示出)吸入到进气口35。在所述罩或者外部整流罩33和所述内部固定结构4之间，由风扇(未示出)推进的一部分空气继而被排放到环形空间，形成由箭头32所代表的冷路径。
所述风扇(未示出)是由包含燃烧室和涡轮发动机(未示出)的涡轮喷气发动机8的核心驱动的。由燃料燃烧获得的燃气和风扇出口处获得的空气在气体喷射主喷嘴5和气体喷射椎体34之间通过由箭头31表示的热路径喷射出去。所述组件根据纵轴A构建和安装。
挂架3允许将机舱和涡轮喷气发动机8悬挂到飞机的机翼上(未示出)。
火焰/火的问题发生在机舱的内部固定结构4的下游边缘和气体喷射主喷嘴5之间。根据本发明，所述方案通过耐火密封件10、11被提供，所述耐火密封件填充在位于机舱的内部固定结构4的下游边缘和气体喷射主喷嘴5之间的空间的至少一个环形扇区上，如下文中将要详细描述的。
在图2中，示出了装配有根据本发明的密封件的机舱后部或者下游部分。机舱的后部1包含由涡轮喷气发动机8主体发出的燃气喷射主喷嘴5。涡轮喷气发动机8的主体安装在内部固定机舱结构4内部。
机舱和发动机悬挂到与飞机机翼相关联的挂架3上，部分地通过用6和7表示的紧固件来悬挂。
本发明的耐火密封件10、11用来阻止从下游区域9、内部固定结构4内部、到外部的火焰通道。
本发明的密封件10、11是由多个挡板构成的。在图1的示意性剖视图中，每个挡板由通过与机舱的轴A同轴的两个环形边缘限定的凹槽构成。
因此，在图2中，第一平面凹槽被限定在大体上垂直于第一凹槽的平面的两个同轴环形边缘12和13之间。第二平面凹槽被限定在大体上垂直于第一凹槽的平面的两个同轴环形边缘14和15之间。
在一个实施例中，所述凹槽的两个平面大体上垂直于机舱的纵轴A。因此，限定密封件10、11凹槽的边缘大体上在机舱的纵轴A方向上对齐。因为机舱绕纵轴A的圆柱对称性，所述边缘大体上是具有沿纵轴A确定的延长的圆柱体或者圆柱形弧，而大体上平坦的凹槽至少部分地呈现平面环形物的形状。
在一些实施例中，耐火密封件被限制在绕着纵轴大概90度的一个上部角扇区上。这种情况描述在图1中，其中所述密封件对称地分布在位于将推进组件分隔为两个大体上对称的半部分的垂直面的两侧上的上部扇区中。在这些实施例中，所述密封件至少在位于燃气喷射主喷嘴5和内部固定机舱结构4的下游空间之间的空间2的角扇区的角延长区上延伸，其中，火焰通道的风险已经被评估。
在一个实施例中，本发明的密封件的挡板被分成密封件的两个不同部分。密封件的第一部分10连接到燃气喷射喷嘴5的一个稳定部分，而密封件的第二部分11连接到内部固定机舱结构4下游的稳定部分9。
在图2中，涡轮喷气发动机配置为正常运行。密封件10、11因此处于“关闭”状态，其意义是所述两个部分被连接以进行相互密封。密封件第一部分10的凹槽的边缘12、13与密封件第二部分11的凹槽的相对边缘14、15互相交叉。密封件的第二部分11进一步包含组成部分16，该部分通过适当的装置连接到内部固定机舱结构4的下游部分9的内表面上。
密封件第一部分边缘和第二部分边缘之间的空间被调整以便可以实现耐火功能。还要注意的是在正常运行情况下相互接触的两个密封件的部分10、11之间的软风通道是容许的。
典型地，这种密封件可以由耐火金属材料如钛或铬镍铁合金制成。
此外，构成密封件挡板的边缘和凹槽的材料和尺寸被限定，以便在机舱处于运行状态下和在密封件的两部分10和11之间建立振动机制时确保凹槽边缘和底部之间无接触。
具体地，相比于现有技术的密封件，密封件两个部分10和11之间无接触确保了很少磨损或者无磨损、无振动传递以及更好的耐用性。
在图3中，示出了在内部固定机舱结构和燃气喷射主喷嘴5的第二相对位置处装配有根据本发明的密封件的涡轮喷气发动机的后部的示意性剖视图。在图3中，图1和图3相同的部分具有相同的附图标记且不必再次描述。
在对应于涡轮喷气发动机维护情况的图3所示的结构中，内部固定机舱结构4大体上沿着与机舱的纵轴A平行的箭头B纵向移动到涡轮喷气发动机的后部或者下游。
在这种情况下，密封件10、11机械地分离为两个部分，分别是在燃气喷射主喷嘴上的部分10和在机舱固定结构11下游部分上的部分11。密封件10、11因此处于“打开”状态，其意义是密封件的两个部分被分离，密封被移除。
密封件的相对部分之间无接触确保在位置从“关闭”状态变化到“打开”状态或者从“打开”状态变化到“关闭”状态期间容易且自然的拆卸、以及密封件的无变形或者无退化。
在图4中，示出了根据本发明的密封件连接到燃气喷射主喷嘴5和内部固定机舱结构的示意性剖视图。部分视图以三维表示。
密封件的第一部分10通过适当的装置连接到法兰20上，法兰以配置在垂直于机舱纵轴A的平面上的盘环的形式延伸。法兰20是燃气喷射主喷嘴5的一部分，允许该喷嘴连接到涡轮喷气发动机的主体8上。
密封件的第二部分10通过适当的装置连接到位于机舱固定结构4下游的一个相对部分上。
本发明的密封件可以采用不同的形式。具体地，挡板的数量没有被限制并且多于两个的边缘以及一个凹槽可以设置在密封件的每个部分上。在一方面维持无接触，另一方面在内部固定机舱结构4与燃气喷射主喷嘴5相对纵向平移期间维持无交互作用的情况下，所述边缘和凹槽的形状可以变化的。
当然，本发明不限于作为简单例子提供来进行描述和示出的实施例。
因此，例如可以延伸本发明的概念到每个机舱上，其中内部固定结构可以滑动以进行维护操作，包括在机舱内，外部整流罩不会和内部固定结构形成单件，并且以每个绕着纵轴枢转的两个半部分朝外打开。
因此，也可以考虑将本发明的密封件配置在挂架3和燃气喷射主喷嘴5之间。

Claims (9)

1.一种用于包括涡轮喷气发动机(8)的挂架(3)和机舱的组件的耐火密封件，特别是O管型的机舱，该机舱包括内部固定机舱结构(4)和燃气喷射主喷嘴(5)，所述内部固定机舱结构(4)和所述燃气喷射主喷嘴(5)中至少一个部分是活动的，在机舱(A)纵轴方向上作相对纵向平移移动，其特征在于，所述耐火密封件包含纵向布置的多个挡板(10-15)，以便在燃气喷射主喷嘴(5)和内部固定机舱结构(4，9)之间作纵向平移移动(B)期间不产生干扰。
2.根据权利要求1所述的密封件，其特征在于，在密封件的至少一个部分上，所述挡板包括多个与机舱的纵轴(A)同轴的环形边缘。
3.根据权利要求2所述的密封件，其特征在于，所述密封件由两部分组成，第一部分(11)与内部固定机舱结构(4，9)和/或所述挂架(3)集成在一起，而第二部分(10)与燃气喷射主喷嘴(2，5)集成在一起，包括多个挡板的一个部分的边缘用来与另一部分的多个挡板的边缘相互贯穿。
4.根据权利要求3所述的密封件，其特征在于，所述密封件的第一部分(10)的多个挡板包括两个边缘(12，13)，而相对的第二部分(11)的多个挡板包括两个边缘(14，15)。
5.根据权利要求1至3中任一项所述的密封件，其特征在于，所述密封件至少在角扇区的角延长区上延伸，在角扇区上火焰通道的风险已经被评估，通常相对于垂直线+/-45度。
6.根据权利要求1至4中任一项所述的密封件，其特征在于，所述密封件的第一部分(10)和第二部分(11)的边缘(12，13；14，15)之间的空间被调整以使得能够实现耐火功能，并且在正常运行情况下相互接触的两个密封件部分(10和11)之间的软风通道是容许的。
7.根据权利要求1至5中任一项所述的密封件，其特征在于，构成密封件(10，11)挡板的边缘和凹槽的材料和尺寸被限定，以便在机舱处于运行状态和密封件的两部分(10和11)之间建立振动机制时确保凹槽边缘和底部之间无接触。
8.根据权利要求3或4所述的密封件，其特征在于，所述密封件的第一部分(10)适合与配置在所述涡轮喷气发动机的气体燃烧室的出口处的燃气喷射主喷嘴(5)的法兰(20)集成在一起，而所述密封件的第二部分(11)适合与内部固定机舱结构(4)的下游部分(9)集成在一起。
9.一种挂架-机舱组件，其包含能够相对于彼此纵向平移移动(B)的燃气喷射主喷嘴(5)和内部固定机舱结构(4)，其特征在于，所述组件包括根据权利要求1至8中任一项所述的密封件。
CN201380004834.3A 2012-01-05 2013-01-04 用于涡轮喷气发动机的挂架和机舱的密封件，以及包括这种密封件的涡轮喷气发动机挂架-机舱组件 Pending CN104093632A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR12/50111 2012-01-05
FR1250111A FR2985501B1 (fr) 2012-01-05 2012-01-05 Joint d'etancheite pour pylone et nacelle de turboreacteur et ensemble de pylone et nacelle de turboreacteur incorporant un tel joint d'etancheite
PCT/FR2013/050015 WO2013102739A1 (fr) 2012-01-05 2013-01-04 Joint d ' étancheité pour pylone et nacelle de turboréacteur et ensemble de pylone et nacelle de turboréacteur incorporant un tel joint d ' étancheité

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN104093632A true CN104093632A (zh) 2014-10-08

Family

ID=47628352

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201380004834.3A Pending CN104093632A (zh) 2012-01-05 2013-01-04 用于涡轮喷气发动机的挂架和机舱的密封件，以及包括这种密封件的涡轮喷气发动机挂架-机舱组件

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20140318149A1 (zh)
EP (1) EP2800693A1 (zh)
CN (1) CN104093632A (zh)
BR (1) BR112014014261A2 (zh)
CA (1) CA2858740A1 (zh)
FR (1) FR2985501B1 (zh)
RU (1) RU2014131660A (zh)
WO (1) WO2013102739A1 (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105840319A (zh) * 2014-11-14 2016-08-10 通用电气公司 用于密封环带的方法和系统
CN107878763A (zh) * 2017-10-19 2018-04-06 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种双发直升机发动机机舱防火板

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3019857B1 (fr) 2014-04-11 2020-12-25 Aircelle Sa Inverseur de poussee de nacelle de turboreacteur comprenant une commande commune pour les capots mobiles et une tuyere variable
US9915225B2 (en) 2015-02-06 2018-03-13 United Technologies Corporation Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine
US10450898B2 (en) 2015-02-13 2019-10-22 United Technologies Corporation Track fairing assembly for a turbine engine nacelle
JP6830804B2 (ja) * 2016-12-05 2021-02-17 三菱航空機株式会社 航空機用のファイアシール構造および航空機
US11518535B2 (en) * 2019-09-30 2022-12-06 Rohr, Inc. Nacelle cowl deflection limiter
EP3971401B1 (en) * 2020-05-05 2024-08-28 Rohr, Inc. Aircraft propulsion system nozzle with internal flow passage
US11781506B2 (en) 2020-06-03 2023-10-10 Rtx Corporation Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1131224A (en) * 1964-10-31 1968-10-23 Pioneer Oilsealing & Moulding Improvements in and relating to labyrinth seals
GB1591193A (en) * 1978-03-29 1981-06-17 Fyson & Son Ltd C J R Idler roller assemblies for conveyors
EP0587153A2 (de) * 1992-09-11 1994-03-16 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Einrichtung zur Abdichtung fluidisch unterschiedlich druckbeaufschlagter Räume zwischen relativ zueinander beweglichen Gehäusen, insbesondere von Flugtriebwerken
US5910094A (en) * 1996-09-10 1999-06-08 The Boeing Company Aircraft labyrinth fire seal
CN101541635A (zh) * 2006-12-13 2009-09-23 埃尔塞乐公司 涡轮风扇发动机的发动机舱

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR703607A (fr) 1930-10-11 1931-05-04 Sacs, pochettes, sachets ou autres en papier ou matière analogue
FR905687A (fr) 1943-02-17 1945-12-11 Ig Farbenindustrie Ag Amollissants
US5088775A (en) * 1990-07-27 1992-02-18 General Electric Company Seal ring with flanged end portions

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1131224A (en) * 1964-10-31 1968-10-23 Pioneer Oilsealing & Moulding Improvements in and relating to labyrinth seals
GB1591193A (en) * 1978-03-29 1981-06-17 Fyson & Son Ltd C J R Idler roller assemblies for conveyors
EP0587153A2 (de) * 1992-09-11 1994-03-16 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Einrichtung zur Abdichtung fluidisch unterschiedlich druckbeaufschlagter Räume zwischen relativ zueinander beweglichen Gehäusen, insbesondere von Flugtriebwerken
US5910094A (en) * 1996-09-10 1999-06-08 The Boeing Company Aircraft labyrinth fire seal
CN101541635A (zh) * 2006-12-13 2009-09-23 埃尔塞乐公司 涡轮风扇发动机的发动机舱

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105840319A (zh) * 2014-11-14 2016-08-10 通用电气公司 用于密封环带的方法和系统
US9896970B2 (en) 2014-11-14 2018-02-20 General Electric Company Method and system for sealing an annulus
CN105840319B (zh) * 2014-11-14 2018-11-09 通用电气公司 用于密封环带的方法和系统
CN107878763A (zh) * 2017-10-19 2018-04-06 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种双发直升机发动机机舱防火板

Also Published As

Publication number Publication date
CA2858740A1 (fr) 2013-07-11
BR112014014261A2 (pt) 2017-06-13
WO2013102739A1 (fr) 2013-07-11
FR2985501A1 (fr) 2013-07-12
RU2014131660A (ru) 2016-02-27
EP2800693A1 (fr) 2014-11-12
FR2985501B1 (fr) 2013-12-27
US20140318149A1 (en) 2014-10-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104093632A (zh) 用于涡轮喷气发动机的挂架和机舱的密封件，以及包括这种密封件的涡轮喷气发动机挂架-机舱组件
US10180117B2 (en) Full ring sliding nacelle with thrust reverser
US7886520B2 (en) Gas turbine engine
CN103261025B (zh) 用于旁路涡轮喷气发动机的机舱
JP6735217B2 (ja) 航空機用のファイアシール構造および航空機
US10641206B2 (en) Nacelle rear assembly for a turbojet engine comprising a cradle for a core-type mast
CN101778761B (zh) 装备有至少一个过压瓣的发动机舱
EP2792597B1 (en) Inner cowl structure for aircraft turbine engine
CN103703236A (zh) 具有活动叶栅的反向器以及平移可变喷嘴
CN103796919A (zh) 涡轮喷气发动机的机舱后部组件
US20210079871A1 (en) Grid-type thrust reverser for turbojet engine
BRPI0713507A2 (pt) reversor de empuxo para uma nacela de motor a turbina e nacela de motor a turbina
CN104114842A (zh) 具有枢转格栅的推力反向器
JP2018090113A (ja) 航空機用のファイアシール構造および航空機
US11186379B2 (en) System for installing and removing a propulsion unit on a pylon of an aircraft
US11390393B2 (en) Nacelle with a translatable inlet for an aircraft propulsion system
CN111792041A (zh) 涡轮风扇发动机和飞行器
EP2964532B1 (en) Gas turbine engine access panel
EP2987991B1 (en) Fan nozzle with thrust reversing and variable area function
CN106574573A (zh) 配备有推力反向器的飞机涡轮喷气发动机机舱，包括用于避免飞机机翼活动缝翼的切口
US20100132367A1 (en) Device for moving a plurality of hatches in a gas turbine engine
EP3323710B1 (en) Self-locking alignment at a nacelle interface
RU2570482C2 (ru) Решетчатый или каскадный реверсор тяги для турбореактивного двигателя самолета и гондола, оснащенная таким реверсором тяги
CN110877742A (zh) 涡轮风扇发动机和飞行器
US9062626B2 (en) Thrust reverser for an aircraft having semi-recessed turbofan engines

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C02 Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001)
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20141008