CN104097782B - 用于飞行器涡轮发动机的内罩结构 - Google Patents
用于飞行器涡轮发动机的内罩结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN104097782B CN104097782B CN201410149681.8A CN201410149681A CN104097782B CN 104097782 B CN104097782 B CN 104097782B CN 201410149681 A CN201410149681 A CN 201410149681A CN 104097782 B CN104097782 B CN 104097782B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- engine
- baffle plate
- hanging
- inner cover
- external
- 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.)
- Active
Links
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 17
- 239000000463 material Substances 0.000 description 9
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 7
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 3
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 230000008450 motivation Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229920003266 Leaf® Polymers 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000002708 enhancing effect Effects 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 1
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
-
- 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
- B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Component Parts Of Construction Machinery (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
本发明涉及用于飞行器涡轮发动机的内罩结构。一种用于外接从飞行器延伸的喷气发动机的至少一部分的内罩结构，包括独立于吊挂而直接地安装到发动机上且覆盖喷气发动机的上部的挡板，以及构造成外接未由挡板外接的喷气发动机的一部分的内体。
Description
背景技术
也称为燃烧涡轮发动机的涡轮发动机且特别是燃气涡轮发动机是旋转发动机，其从穿过发动机到大量涡轮叶片上的燃烧气流提取能量。燃气涡轮发动机已经用于陆地和海上的移动和功率产生，但最常用于航空应用如用于飞机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于推进飞行器。
发动机通过吊挂附接到翼上，吊挂通常为将发动机联结到飞行器的翼或机身上的金属臂。通过吊挂中的泵和给送管，燃料从翼箱转运到发动机。此外，由发动机产生的电功率，以及液压管线和空气管理系统导管、控制系统接线等，通过也容纳在吊挂中的接线和管路而在飞行器与发动机之间传递。发动机容纳在称为罩的外壳内。这些罩通常形成飞行器应用上的风扇导管的内壁。这些发动机罩部分地由吊挂支承且部分地由发动机支承。
常规罩布置包括经由分支壁和梁而在结构上附接到彼此上的内罩和外罩，分支壁和梁允许罩的铰链式开启和关闭来用于接近发动机，且有时允许外罩滑动来用于推力反向器的操作。在其它布置中，内罩保持与外罩独立(即，在罩之间没有直接结构附接)。在此情况下，内罩覆盖喷气发动机，且具有带许多接近板的固定框架结构，以利用滑动后罩区段来提供发动机接近或铰链式开启前门，该后罩区段可移动来提供用于维护喷气发动机的接近。
发明内容
一方面，一种用于外接喷气发动机的至少一部分的内罩结构，喷气发动机具有联接到从飞行器翼延伸的发动机吊挂上的至少一个发动机架，该内罩结构包括构造成独立于吊挂而直接地安装到发动机上且覆盖喷气发动机的上部的挡板，以及构造成外接未由挡板外接的喷气发动机的一部分的内体，其中内罩体联接到挡板上，使得联接的挡板和内罩体的所得组合限定环结构，该环结构在结构上独立于吊挂，且完全地外接喷气发动机的至少一部分。
另一方面，一种飞行器组件，包括翼、安装到翼上的发动机吊挂、利用至少一个发动机架连接来安装到发动机吊挂上的喷气发动机、以及内罩结构。内罩结构还包括独立于吊挂而直接地安装到发动机上且覆盖喷气发动机的上部的挡板，以及构造成外接未由挡板外接的喷气发动机的一部分的内罩体。内罩体联接到挡板上，使得联接的挡板和内罩体的所得组合限定环结构，该环结构在结构上独立于吊挂，且完全地外接喷气发动机的至少一部分。
一种用于外接喷气发动机的至少一部分的内罩结构，该喷气发动机具有联接到从飞行器翼延伸的发动机吊挂上的至少一个发动机架，内罩结构包括：
挡板，其构造成独立于吊挂而直接地安装到发动机上且覆盖喷气发动机的上部；以及
内体，其构造成外接并未由挡板外接的喷气发动机的一部分；
其中，内罩体联接到挡板上，使得联接的挡板和内罩体的所得组合限定环结构，环结构在结构上独立于吊挂，且完全地外接喷气发动机的至少一部分。
优选地，挡板包括至少一个开口，经过该开口而允许与发动机的连接。
优选地，挡板还包括对应于至少一个开口且相对于吊挂而密封开口的密封结构。
优选地，密封结构包括外接开口且终止于密封件的凸缘，凸缘抵靠吊挂。
优选地，连接包括发动机与吊挂之间的发动机架连接。
优选地，内罩体包括前部和后部。
优选地，后部安装成用于相对于挡板而向前/向后滑动移动。
优选地，挡板还包括滑动导轨，后部滑动地联接到滑动导轨上。
优选地，前部包括一对门，各个门均铰接地安装到挡板上。
优选地，各个门位于发动机的相对侧上。
一种飞行器组件，包括：
翼；
安装到翼上的发动机吊挂；
利用至少一个发动机架连接而安装到发动机吊挂上的喷气发动机；
内罩结构，其包括：
挡板，其独立于吊挂而直接地安装到发动机上，且覆盖喷气发动机的上部；以及
内罩体，其构造成外接未由挡板外接的喷气发动机的一部分；
其中，内罩体联接到挡板上，使得联接的挡板和内罩体的所得组合限定环结构，环结构在结构上独立于吊挂，且完全地外接喷气发动机的至少一部分。
优选地，挡板包括至少一个开口，经过该开口而允许与发动机的连接。
优选地，挡板还包括对应于至少一个开口且相对于吊挂而密封开口的密封结构。
优选地，密封结构包括外接开口且终止于密封件的凸缘，凸缘抵靠吊挂。
优选地，连接包括发动机架连接。
优选地，内罩体包括前部和后部。
优选地，后部安装成用于相对于挡板而向前/向后滑动移动。
优选地，挡板还包括滑动导轨，后部滑动地联接到滑动导轨上。
优选地，前部包括一对门，各个门均铰接地安装到挡板上。
优选地，各个门位于发动机的相对侧上。
附图说明
在附图中：
图1为根据本发明的一个实施例的典型的燃气涡轮发动机、罩、吊挂和翼的横截侧视图。
图2为根据本发明的一个实施例的罩和挡板的透视图。
图3为示出环结构的沿图1中的线3-3截取的局部截面视图。
图4为挡板结构的透视图。
图5为示出挡板安装支架的局部截面视图。
零件清单
10 燃气涡轮发动机
12 风扇区段
14 风扇
16 LPC
18 HPC
20 燃烧区段
22 HPT
24 LPT
26 HP卷轴
28 LP卷轴
30 HPT转子
32 叶片
34 叶片平台
36 叶片末梢
38 吊挂组件
40 吊挂主结构
42 发动机架
44 翼
46 外罩
48 内罩
50 Bi-Fi壁
52 间隙
54 连接器管线
58 挡板
60 前罩门
62 后罩门
64 航空密封件
66 铰链
68 导轨
70 挡板架
72 凸缘
74 凸缘开口
76 附加开口
78 密封结构。
具体实施方式
本发明可在任何环境中使用对飞行器提供推进力的燃气涡轮发动机来实施。此外，本描述的实施例还可适用于提供功率产生和/或提供驱动力和功率产生两者的涡轮发动机。此外，尽管本描述的实施例针对喷气发动机飞行器环境，但本发明也可适用于使用也使用罩的涡轮发动机的任何环境。
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10包括处于下游串流关系的包括风扇14的风扇区段12、增压器或低压(LP)压缩机16、高压(HP)压缩机18、燃烧区段20、HP涡轮22和LP涡轮24。HP轴或卷轴26将HP涡轮22传动地连接到HP压缩机18上，且LP轴或卷轴28将LP涡轮24传动地连接到LP压缩机16和风扇14上。HP涡轮22包括具有安装在转子30的外周处的涡轮叶片32的HP涡轮转子30。叶片32从叶片平台34径向地向外延伸至径向外叶片末梢36。
发动机10示为在吊挂主结构40处通过后发动机架和前发动机架42两者而安装到吊挂组件38上。如图所示，吊挂组件38还以垂直定向紧固到飞行器翼44上，但可紧固在飞行器的备选位置上，如，以水平定向紧固到机身上。
发动机10还包括外罩46和内罩48，其分别具有光滑表面以在飞行中减小经过发动机10的内侧或外侧的空气拖曳力。外罩46环绕内罩48和发动机10的至少一部分。吊挂组件38还包括分支壁50，其连接到吊挂组件38上且从吊挂组件38朝内罩48延伸，限定了间隙52，间隙52被密封来保持沿内罩48与外罩46之间的风扇导管的有效风扇空气通路。
还示出了从发动机10经过分支壁50延伸至吊挂组件38中的大量连接器管线54，如，液压管线、电线和旁通空气管线。这些管线54将发动机10联接到操作所需的子系统上，如，燃料泵和飞行控制计算机。
现在转到图2，内罩48包括外接发动机10的至少一部分的挡板结构58、两侧前罩门60、以及后罩门62。构想出了罩的备选构造。挡板58覆盖发动机10的上部，同时前罩门60和后罩门62共同地外接未由挡板58覆盖的发动机10的其余部分。前罩门60以铰链方式开启，而后罩门62滑动地开启。
如图3中所示，组装的挡板58和罩门60,62产生了沿内罩48的轴向长度延伸的连续的环式结构。如图所示，挡板58还包括在分支壁50与挡板58之间的间隙52的边缘处的密封复合物。密封复合物的一个示例为航空密封件64；然而，还可构想出提供此类界面之间的软的柔性密封件的其它复合物。还如图所示，前罩门60分别外接前发动机10的镜像相对侧部分，使得门60的下缘在内罩48的最低点处分别接触彼此。
现在转到图4，挡板58包括用于促动罩门60,62的支承铰链66和导轨68。前罩门60经由铰链66联接到挡板58上，且构造成使得铰链66产生枢转点，允许了门60在维护期间向上且远离发动机10摆动。同样，导轨68允许将后罩门62联接到挡板58上，使得门62例如可通过在维护期间相对于挡板58和发动机10而沿发动机10长度从前位置滑动到后位置来轴向地平移。在本构造中，铰链66和导轨68两者都由适合的材料制成，该材料足够牢固以在飞行或维护操作期间支承其相应的罩门60,62的负载。
挡板58还包括抵靠吊挂组件38的凸缘72。挡板58还包括允许经过连接而穿至发动机10的至少一个开口。如图所示，凸缘72包括凸缘开口74，其中发动机架42穿过来将发动机10紧固到吊挂主结构40上。挡板58示为具有用于连接器管线54的附加开口76，然而可构想出可允许附加连接件来穿过凸缘开口74。
凸缘72还包括对应于凸缘开口74且外接凸缘开口74的密封结构78。密封结构78以一种方式构造成使得当凸缘72抵靠吊挂组件38时，密封结构78相对于吊挂组件38而密封凸缘开口74。密封结构78可包括能够形成大致不透空气且防风雨的密封件的任何适合的软的柔性材料。
转到图5，挡板58还包括用于将挡板58在结构上联接到发动机10上的挡板架70。在此意义上，发动机10支承内罩48的重量，内罩48在结构上独立于吊挂组件38。挡板架70包括适于支承挡板58、前罩门60和后罩门62的组合重量的材料，以及在飞行或维护操作期间施加到内罩48上的任何瞬态力。可构想出挡板架70的备选构造。
在飞行操作期间，外接将推力提供至飞行器的发动机10的内罩48将经历重力负载和位移负载。重力负载或内罩48的重量从罩门60,62经过挡板58由挡板架70承载至发动机10。挡板58和罩门60,62的环式连续结构提供用于承载内罩48的重量的在结构上有效的设计。
作用于内罩48上的位移负载主要源于空气流影响、湍流和发动机10的振动。尽管挡板架70可提供结构刚度和阻尼效果两者，但内罩48仍相对于吊挂组件38略微位移。该位移在与吊挂组件38的界面处通过挡板和分支壁50处的航空密封件64和凸缘72和吊挂组件38处的密封结构78来计算。各个密封件64,78的软的柔性材料允许位移，而没有各个界面处的分离。此外，挡板58和罩门60,62的环式连续结构提供了在位移负载下经得起翘曲或偏转的在结构上有效的设计。
除以上图中示出的之外的许多其它可能的实施例和构造通过本公开内容构想出。例如，本发明的一个实施例构想出了挡板58，其进一步外接发动机10或进一步轴向地延伸，消除或减少了对附加罩门60,62的需要。此外，可使用具有备选的罩门60,62设计的大量实施例，只要在各个此类实施例中内罩48在结构上锚定到挡板58上。此外，各种构件的设计和放置可重新布置使得可实现一定数目的不同构造。
本文公开的实施例提供了用于涡轮发动机的内罩结构。上述实施例中可实现的一个优点在于上述实施例具有优于常规类型的内罩结构的优异的复杂性和更低成本设计的优点。在提出关于发动机的挡板安装结构的情况下，由于环式强度而可实现内罩的较高结构完整性，同时使罩与向吊挂或吊挂支架的任何直接连接在结构上隔离开。此外，给定内罩的主要负载情况为压力驱动的，则所述实施例的环式连续结构尤其有效。
以上实施例中可实现的另一个优点在于内罩提供了一种措施以最大限度地减小由挡板和分支壁之间的结构分离和隔离阻隔引起的吊挂的下底板上的发动机热的热效应。产生该隔离阻隔还减小了发动机燃烧区体积，对其它子系统如燃烧检测和抑制有益。
此外，所述的实施例具有优于常规类型的内罩结构的优异的重量优点。挡板结构的设计允许使内罩结构与吊挂或吊挂支架分离，消除承受发动机推力和气动力引起的内罩的结构负载和位移挑战的吊挂的需要。此外，如上文所述，吊挂上的更低温还允许了使用更轻的材料，导致了更轻且简化的结构，而不使重量位移至推进系统的另一个区域。因此，吊挂和吊挂支架可以以备选的更轻材料设计、开发和加工，该材料不再需要经得起在其它情况下施加在吊挂界面上的力或热负载。
在以上实施例中可实现的又一个优点在于挡板结构还提供了用于关于发动机而密封内罩的更简单的措施。内罩的密封还减少了发动机的风扇导管泄漏，这将对发动机燃料消耗具有直接影响。
当设计飞行器构件时，解决的重要因素为尺寸和重量。内罩结构的上述优点导致了更低重量、更小尺寸和增强的性能的发动机系统。减小的重量和尺寸与飞行期间的竞争优点相关。
所撰写的说明书使用了示例来公开本发明，包括最佳模式，并还能够使本领域的任何技术人员实践发明，包括制造并使用任何装置或系统且执行任何所合并的方法。发明的可专利的范围由权利要求限定，并可以包括本领域的技术人员想到的其他示例。如果这样的其他示例具有与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果这样的其他示例包括与权利要求的字面语言无实质区别的等同的结构元件，那么，这样的其他示例将在权利要求的范围内。
Claims (20)
1.一种用于外接喷气发动机的至少一部分的内罩结构，该喷气发动机具有联接到从飞行器翼延伸的发动机吊挂上的至少一个发动机架，所述内罩结构包括：
挡板，其构造成独立于所述吊挂而直接地安装到所述发动机上且覆盖所述喷气发动机的上部；以及
内罩体，其构造成外接并未由所述挡板外接的所述喷气发动机的一部分；
其中，所述内罩体联接到所述挡板上，使得联接的挡板和内罩体的所得组合限定环结构，所述环结构在结构上独立于所述吊挂，且完全地外接所述喷气发动机的至少一部分。
2.根据权利要求1所述的内罩结构，其特征在于，所述挡板包括至少一个开口，经过该开口而允许与所述发动机的连接。
3.根据权利要求2所述的内罩结构，其特征在于，所述挡板还包括对应于所述至少一个开口且相对于所述吊挂而密封所述开口的密封结构。
4.根据权利要求3所述的内罩结构，其特征在于，所述密封结构包括外接所述开口且终止于密封件的凸缘，所述凸缘抵靠所述吊挂。
5.根据权利要求2所述的内罩结构，其特征在于，所述连接包括所述发动机与所述吊挂之间的发动机架连接。
6.根据权利要求1所述的内罩结构，其特征在于，所述内罩体包括前部和后部。
7.根据权利要求6所述的内罩结构，其特征在于，所述后部安装成用于相对于所述挡板而向前/向后滑动移动。
8.根据权利要求7所述的内罩结构，其特征在于，所述挡板包括滑动导轨，所述后部滑动地联接到所述滑动导轨上。
9.根据权利要求7所述的内罩结构，其特征在于，所述前部包括一对门，各个门均铰接地安装到所述挡板上。
10.根据权利要求9所述的内罩结构，其特征在于，各个所述门位于所述发动机的相对侧上。
11.一种飞行器组件，包括：
翼；
安装到所述翼上的发动机吊挂；
利用至少一个发动机架连接而安装到所述发动机吊挂上的喷气发动机；
内罩结构，其包括：
挡板，其独立于所述吊挂而直接地安装到所述发动机上，且覆盖所述喷气发动机的上部；以及
内罩体，其构造成外接未由所述挡板外接的所述喷气发动机的一部分；
其中，所述内罩体联接到所述挡板上，使得联接的挡板和内罩体的所得组合限定环结构，所述环结构在结构上独立于所述吊挂，且完全地外接所述喷气发动机的至少一部分。
12.根据权利要求11所述的飞行器组件，其特征在于，所述挡板包括至少一个开口，经过该开口而允许与所述发动机的连接。
13.根据权利要求12所述的飞行器组件，其特征在于，所述挡板还包括对应于所述至少一个开口且相对于所述吊挂而密封所述开口的密封结构。
14.根据权利要求13所述的飞行器组件，其特征在于，所述密封结构包括外接所述开口且终止于密封件的凸缘，所述凸缘抵靠所述吊挂。
15.根据权利要求14所述的飞行器组件，其特征在于，所述连接包括所述发动机架连接。
16.根据权利要求11所述的飞行器组件，其特征在于，所述内罩体包括前部和后部。
17.根据权利要求16所述的飞行器组件，其特征在于，所述后部安装成用于相对于所述挡板而向前/向后滑动移动。
18.根据权利要求17所述的飞行器组件，其特征在于，所述挡板包括滑动导轨，所述后部滑动地联接到所述滑动导轨上。
19.根据权利要求17所述的飞行器组件，其特征在于，所述前部包括一对门，各个门均铰接地安装到所述挡板上。
20.根据权利要求19所述的飞行器组件，其特征在于，各个所述门位于所述发动机的相对侧上。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US13/862941 | 2013-04-15 | ||
| US13/862,941 | 2013-04-15 | ||
| US13/862,941 US9404507B2 (en) | 2013-04-15 | 2013-04-15 | Inner cowl structure for aircraft turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN104097782A CN104097782A (zh) | 2014-10-15 |
| CN104097782B true CN104097782B (zh) | 2018-04-06 |
Family
ID=50478247
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201410149681.8A Active CN104097782B (zh) | 2013-04-15 | 2014-04-15 | 用于飞行器涡轮发动机的内罩结构 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9404507B2 (zh) |
| EP (1) | EP2792597B1 (zh) |
| JP (1) | JP6470909B2 (zh) |
| CN (1) | CN104097782B (zh) |
| BR (1) | BR102014009016A2 (zh) |
| CA (1) | CA2848109C (zh) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP6317946B2 (ja) * | 2014-02-18 | 2018-04-25 | 三菱航空機株式会社 | 航空機 |
| JP6437347B2 (ja) * | 2015-02-27 | 2018-12-12 | 三菱重工業株式会社 | 推力発生装置及び航空機 |
| US10759541B2 (en) * | 2016-10-14 | 2020-09-01 | Rohr, Inc. | Nacelle bifurcation with leading edge structure |
| US11149643B2 (en) * | 2016-12-05 | 2021-10-19 | Raytheon Technologies Corporation | Heat exchanger mounted at rear of gas turbine engine for challenging temperature applications |
| US11466700B2 (en) * | 2017-02-28 | 2022-10-11 | Unison Industries, Llc | Fan casing and mount bracket for oil cooler |
| PL421044A1 (pl) * | 2017-03-30 | 2018-10-08 | General Electric Company | Układ oraz sposób dla pompy strumieniowej silnika zasilanej przez zamienny układ regulacji przepływu powietrza |
| US10697396B2 (en) | 2017-10-17 | 2020-06-30 | Rohr, Inc. | Fan cowl mounted to thrust reverser |
| FR3083213B1 (fr) | 2018-06-29 | 2020-10-02 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de resistance au feu ameliore destine a etre interpose entre une extremite de mat d'accrochage de turbomachine d'aeronef, et un capotage de la turbomachine delimitant un compartiment inter-veine |
| US11492925B2 (en) * | 2018-10-03 | 2022-11-08 | Rohr, Inc. | Magnetic fire seal for aircraft nacelle |
| FR3090041B1 (fr) * | 2018-12-14 | 2020-11-27 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de resistance au feu ameliore destine a etre interpose entre une extremite de mat d’accrochage de turbomachine d’aeronef, et un capotage de la turbomachine delimitant un compartiment inter-veine |
| EP3798133B1 (en) * | 2019-09-30 | 2023-06-21 | Rohr, Inc. | Linkage supporting a door of an aircraft propulsion system |
| US11548653B2 (en) | 2019-10-08 | 2023-01-10 | Rohr, Inc. | Support structure for inner cowls of an aircraft propulsion system |
Family Cites Families (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2496533A (en) * | 1943-07-26 | 1950-02-07 | Greenberg S Sons M | Fixture for lathe turning of angularly disposed surfaces |
| US4278220A (en) * | 1979-03-30 | 1981-07-14 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Thrust reverser for a long duct fan engine |
| FR2496766A1 (fr) * | 1980-12-23 | 1982-06-25 | Snecma | Dispositif de guidage de carenage mobile d'un systeme d'inversion de poussee |
| US4634081A (en) * | 1983-12-30 | 1987-01-06 | The Boeing Company | Aft engine mount with vibration isolators |
| FR2560854B1 (fr) * | 1984-03-07 | 1986-09-12 | Snecma | Capotages structuraux participant a la rigidite d'ensemble d'un turboreacteur |
| US5085343A (en) * | 1989-10-23 | 1992-02-04 | Martin Marietta Corporation | Nested tank construction |
| US5275357A (en) * | 1992-01-16 | 1994-01-04 | General Electric Company | Aircraft engine mount |
| US5350136A (en) * | 1993-05-14 | 1994-09-27 | United Technologies Corporation | Nacelle arrangement |
| US6554224B2 (en) * | 2001-08-31 | 2003-04-29 | The Boeing Company | Out-of-plane thrust reverser sleeve lock |
| US6843449B1 (en) * | 2004-02-09 | 2005-01-18 | General Electric Company | Fail-safe aircraft engine mounting system |
| FR2883256B1 (fr) * | 2005-03-18 | 2008-10-24 | Airbus France Sas | Attache moteur d'un systeme de montage interpose entre un mat d'accrochage et un moteur d'aeronef |
| FR2891248B1 (fr) * | 2005-09-28 | 2009-05-01 | Airbus France Sas | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur |
| FR2896481B1 (fr) * | 2006-01-23 | 2009-12-04 | Aircelle Sa | Systeme de fixation pour element constitutif d'une nacelle de turboreacteur |
| FR2902406B1 (fr) * | 2006-06-20 | 2008-07-18 | Airbus France Sas | Carenage pour mat de suspension d'un turbomoteur a une aile d'aeronef |
| US8016227B2 (en) * | 2008-01-28 | 2011-09-13 | Honeywell International Inc. | Non-handed engine cowl doors for fuselage mounted turbine engines |
| FR2926790B1 (fr) * | 2008-01-30 | 2010-02-12 | Aircelle Sa | Systeme de guidage pour la maintenance d'une nacelle d'aeronef |
| FR2933070B1 (fr) * | 2008-06-25 | 2010-08-20 | Snecma | Systeme propulsif d'aeronef |
| FR2941673B1 (fr) | 2009-02-04 | 2011-01-14 | Aircelle Sa | Ensemble de suspension pour turboreacteur d'aeronef |
| FR2953490B1 (fr) * | 2009-12-07 | 2012-02-24 | Aircelle Sa | Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur |
| US8869507B2 (en) * | 2010-01-13 | 2014-10-28 | United Technologies Corporation | Translatable cascade thrust reverser |
| FR2965548B1 (fr) * | 2010-10-01 | 2012-10-19 | Airbus Operations Sas | Mat d'accrochage d'un moteur d'aeronef comprenant deux attaches voilure avant a pions de cisaillement orthogonaux |
| FR2967398B1 (fr) * | 2010-11-16 | 2012-11-02 | Aircelle Sa | Structure de renforcement d'une nacelle de turboreacteur |
| US20120308379A1 (en) * | 2011-05-31 | 2012-12-06 | Mra Systems, Inc. | Aircraft engine cowl and process therefor |
| FR2980173B1 (fr) * | 2011-09-16 | 2013-10-25 | Aircelle Sa | Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur |
| 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 |
| US9303590B2 (en) * | 2012-05-22 | 2016-04-05 | Spirit Aerosystems, Inc. | Variable area fan nozzle actuation system |
| US20140151497A1 (en) * | 2012-12-04 | 2014-06-05 | Ge Aviation Systems Llc | Engine pylon for an aircraft |
-
2013
- 2013-04-15 US US13/862,941 patent/US9404507B2/en active Active
-
2014
- 2014-04-03 CA CA2848109A patent/CA2848109C/en active Active
- 2014-04-09 EP EP14164001.1A patent/EP2792597B1/en active Active
- 2014-04-11 JP JP2014081507A patent/JP6470909B2/ja active Active
- 2014-04-14 BR BR102014009016A patent/BR102014009016A2/pt active Search and Examination
- 2014-04-15 CN CN201410149681.8A patent/CN104097782B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| BR102014009016A2 (pt) | 2015-12-22 |
| CN104097782A (zh) | 2014-10-15 |
| JP2014206167A (ja) | 2014-10-30 |
| US9404507B2 (en) | 2016-08-02 |
| CA2848109C (en) | 2021-07-13 |
| US20140319269A1 (en) | 2014-10-30 |
| CA2848109A1 (en) | 2014-10-15 |
| EP2792597B1 (en) | 2018-12-26 |
| JP6470909B2 (ja) | 2019-02-13 |
| EP2792597A1 (en) | 2014-10-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN104097782B (zh) | 用于飞行器涡轮发动机的内罩结构 | |
| CN101489870B (zh) | 结构化发动机舱 | |
| EP3115588B1 (en) | Cooled cooling air system for a turbofan engine | |
| JP4057007B2 (ja) | 航空機胴体の上部の機尾部分に固定されるよう構成されたターボジェット | |
| CA2849013C (en) | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine | |
| RU2472678C2 (ru) | Узел двигателя самолета с подвижной гондолой двигателя | |
| BR102012028940A2 (pt) | motor de turbina a gás | |
| US20140127001A1 (en) | Gas-turbine engine with a telescopic air inlet in the engine lining | |
| US20140116026A1 (en) | Aeroengine thrust reverser arrangement | |
| CA2859371A1 (en) | System and method for detection of rf signal spoofing | |
| EP2514947A1 (en) | Gas turbine engine including a nacelle assembly which comprises a cavity and a fan containment case | |
| US20140102114A1 (en) | In-line removable heat shield for a turbomachine suspension yoke | |
| EP2912290B1 (en) | High pressure compressor with cooled casing flanges | |
| EP3045708B1 (en) | Gas turbine engine with an upper frame and method of preventing air leakage | |
| US9790794B2 (en) | Propeller comprising a moveable dynamic scoop | |
| EP2735708B1 (en) | Aeroengine sealing arrangement | |
| US20200141274A1 (en) | Cooling of gas turbine engine accessories | |
| US9376215B2 (en) | Cowl with pressure driven latch | |
| BR102016009718A2 (pt) | conjunto de aerofólio para um mecanismo motor de turbina | |
| BR102012028942B1 (pt) | Motor de turbina a gás | |
| RU2516899C2 (ru) | Воздухозаборная конструкция гондолы | |
| RU2474717C1 (ru) | Реверсивное устройство турбореактивного двигателя | |
| MARX | Installation features of advanced, very high bypass turbofan propulsion systems | |
| CN117642338A (zh) | 包括摆式分叉板的推进组件 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| CB02 | Change of applicant information |
Address after: American Maryland Applicant after: MRA Systems Co Ltd Address before: American Maryland Applicant before: MRA Systems Inc |
|
| COR | Change of bibliographic data | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |