CN109080849A - 安装飞行器发动机的系统和方法 - Google Patents

安装飞行器发动机的系统和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109080849A
CN109080849A CN201810612653.3A CN201810612653A CN109080849A CN 109080849 A CN109080849 A CN 109080849A CN 201810612653 A CN201810612653 A CN 201810612653A CN 109080849 A CN109080849 A CN 109080849A
Authority
CN
China
Prior art keywords
engine
mount interface
rotation axis
vertical plane
installation part
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
CN201810612653.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109080849B (zh
Inventor
A.R.斯图尔特
T.O.莫尼斯
J.D.克莱门茨
J.G.罗斯
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN109080849A publication Critical patent/CN109080849A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109080849B publication Critical patent/CN109080849B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B64D27/40—
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plant of gas-turbine type
    • B64D27/12—Aircraft characterised by the type or position of power plant of gas-turbine type within or attached to wing
    • B64D27/404—
    • B64D27/406—
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with wings

Abstract

本公开提供一种用于将发动机安装到飞行器的系统，所述系统包括发动机前安装件，所述发动机前安装件以第一角朝向所述发动机的前端成角度。至少两个推力连杆以第二角在发动机后安装件与连杆支架连接件之间延伸。所述发动机后安装件以第三角朝向所述发动机的所述前端成角度。所述发动机前安装件的载荷向量在延伸通过所述发动机的所述旋转轴线的垂直平面上的投影以及所述至少两个推力连杆中的每个推力连杆的载荷向量在所述垂直平面上的投影与所述发动机的所述旋转轴线在第一垂直平面段内相交，其中所述第一垂直平面段在风扇组件的鼻部的前端与前安装件接口的前方之间延伸。

Description

安装飞行器发动机的系统和方法
技术领域
本公开主要涉及用于将飞行器发动机安装到飞行器的系统和方法。更确切地说，本公开涉及一种适用于减小由于飞行器操作期间的气动、重力、惯性和推力载荷而在飞行器发动机中发生的主干偏转(backbone deflection)的安装系统和方法。
背景技术
至少一些已知的燃气涡轮发动机，例如涡轮风扇发动机包括风扇、核心发动机和动力涡轮。核心发动机包括以串行流关系连接在一起的至少一个压缩机、燃烧器和高压涡轮。更确切地说，所述压缩机和高压涡轮通过轴连接，以形成高压转子组件。进入核心发动机的空气与燃料混合并且点燃，以形成高能气体流。高能气体流流动通过所述高压涡轮，以便以可旋转方式驱动高压涡轮，以使所述轴能够以可旋转方式驱动压缩机。随着气体流流动通过位于高压涡轮后方的动力或低压涡轮，气体流将膨胀。低压涡轮包括转子组件，所述转子组件具有连接到驱动轴的风扇。低压涡轮通过驱动轴以可旋转方式驱动风扇。当风扇以相对较低转速和低压力比操作时，涡轮发动机性能得以增强。
由于发动机旁路比增大，风扇增大以及气流增多，起飞旋转的载荷将增大。随着内部气流和一些外部气流转向成与发动机旋转轴线对准，发动机入口组件上将产生较大提升载荷。所述载荷是促成发动机主干弯矩的主要因素。发动机推力也会产生俯仰力矩，具体取决于发动机安装系统的焦点是在发动机中心线上、上方还是下方。由于较大旁路比的发动机具有较小的核心直径，加上增大的压力比和减小的叶片高度，这些会使得核心发动机更易于遭受主干弯曲。至少一些发动机包括更多的开口顶端间隙，以适应主干弯曲。但是，所述开口顶端间隙可能导致燃料效率降低。
发明内容
在一方面，本公开提供一种将发动机安装到飞行器的安装系统。所述发动机能够围绕所述旋转轴线旋转并且包括重心，前端以及与所述前端相对的后端。所述安装系统包括刚性安装结构、发动机壳体，发动机后安装件，连杆支架连接件，风扇壳体以及至少两个推力连杆。所述刚性结构连接到所述飞行器的机翼，并且包括至少前安装件接口(forwardmount interface)，连杆安装件接口和后安装件接口。所述前安装件接口，所述连杆安装件接口和所述后安装件接口中的每一者配置成接收载荷的推力分量。所述发动机壳体围绕所述发动机的所述旋转轴线并且包括连杆支架连接件。所述风扇壳体至少部分围绕所述发动机壳体。所述风扇壳体包括连接到所述前安装件接口的发动机前安装件。所述发动机前安装件以相对于所述旋转轴线的第一角朝向所述发动机的前端成角度。所述第一角是锐角。所述至少两个推力连杆以相对于所述旋转轴线的第二角延伸在所述连杆安装件接口与所述连杆支架连接件之间。所述发动机后安装件沿所述发动机壳体的上部部分与所述连杆支架连接件间隔开。所述发动机后安装件连接到所述后安装件接口。所述发动机后安装件以相对于所述旋转轴线的第三角朝向所述发动机的前端成角度。第三角可以是锐角或钝角。发动机前安装件的载荷向量在延伸通过发动机旋转轴线的垂直平面上的投影以及所述至少两个推力连杆中的每个推力连杆的载荷向量在所述垂直平面上的投影彼此相交并且与所述发动机的旋转轴线在第一垂直平面段内相交。所述第一垂直平面段在风扇组件鼻部(nose)的前端与所述前安装件接口的前方之间延伸。所述发动机后安装件的载荷向量在延伸通过所述发动机旋转轴线的垂直平面上的投影与所述发动机旋转轴线在第二垂直平面段和第三垂直平面段中的至少一者内相交。所述第二垂直平面段在重心与后安装件接口的前方之间延伸。所述第三垂直平面段在所述发动机的所述后端与后安装件接口的后方之间延伸。
可选地，所述刚性安装结构连接到所述飞行器的机翼。另外可选地，所述第二垂直平面段在所述重心与所述后安装件接口的前方之间延伸。可选地，所述第一角小于八十度。可选地，所述第一角小于七十度。可选地，所述第一角小于六十五度。可选地，所述第一角小于六十度。可选地，所述第三角小于八十五度。可选地，所述第三角大于九十五度。可选地，所述第三角小于八十度。可选地，所述第三角小于七十五度。可选地，所述第三角大于一百度。可选地，所述第三角大于一百零五度。可选地，所述第三角大于一百一十度。
在另一方面，本公开提供一种将发动机连接到飞行器机翼的方法。所述方法包括将刚性安装结构连接到所述飞行器机翼。所述刚性安装结构包括前安装件接口，连杆安装件接口和后安装件接口。所述前安装件接口，所述连杆安装件接口和所述后安装件接口中的每一者配置成接收载荷的推力分量。所述方法包括将发动机结构围绕所述发动机进行连接，以使所述发动机结构围绕所述发动机的旋转轴线。所述方法包括将发动机前安装件以相对于所述旋转轴线的第一角连接到所述前安装件接口。所述发动机结构包括沿所述发动机结构的上部部分的推力连杆支架连接件。所述方法还包括将联动结构的至少两个推力连杆以相对于所述旋转轴线的第二角连接到所述连杆安装件接口，并且将发动机后安装件以相对于所述旋转轴线的第三角连接到所述后安装件接口。所述发动机前安装件的载荷向量在延伸通过所述发动机旋转轴线的垂直平面上的投影以及所述至少两个推力连杆中的每个推力连杆的载荷向量在所述垂直平面上的投影与所述发动机旋转轴线在第一垂直平面段内相交，其中所述第一垂直平面段在风扇组件鼻部的前端与所述前安装件接口的前方之间延伸。所述发动机后安装件的载荷向量在所述垂直平面上的投影与所述发动机旋转轴线在第二垂直平面段和第三垂直平面段中的至少一者内相交。所述第二垂直平面段在所述发动机的重心与所述后安装件接口的前方之间延伸。所述第三垂直平面段在所述发动机的后端与所述后安装件接口的后方之间延伸。
可选地，所述方法包括连接发动机前安装件以及连接至少两个推力连杆的步骤，以使所述发动机前安装件以及所述至少两个推力连杆中的每个推力连杆的载荷向量的投影在所述发动机旋转轴线的叶片顶端半径内相交。所述方法还视情况包括将所述联动结构的所述至少两个推力连杆以可枢转方式连接到所述连杆安装件接口的步骤。
在又一方面，本公开提供一种用于飞行器发动机的安装系统，所述飞行器发动机包括核心发动机，所述核心发动机包括围绕旋转轴线以轴对称方式布置的压缩机和低压涡轮。所述安装系统包括连接到所述飞行器外部的安装结构以及在所述发动机重心前方连接到所述安装结构的前安装件接口。所述前安装件接口连接到所述发动机的风扇框架，从而形成相对于所述旋转轴线的第一角。所述安装系统还包括在所述发动机重心后方连接到所述安装结构的连杆安装件接口。所述连杆安装件接口通过至少两个推力连杆连接到所述发动机的涡轮框架并且形成相对于所述旋转轴线的第二角，并且后安装件接口在所述低压涡轮后方连接到所述安装结构。所述后安装件接口连接到所述涡轮框架，从而形成相对于所述旋转轴线的第三角。所述前安装件接口，所述连杆安装件接口和所述后安装件接口中的每一者配置成接收所述发动机所产生的推力分量。
可选地，所述发动机包括压缩机，并且所述前安装件接口在所述压缩机的轴向中点前方连接到所述安装结构。另外可选地，所述连杆安装件接口可以在所述压缩机的轴向中点后方连接到所述安装结构。所述第一角可以是锐角。可选地，所述第一角小于约八十度并且大于约六十度。另外可选地，所述第一角小于约七十度并且大于约六十五度。所述第一角可以小于约六十度并且大于约十度。可选地，所述第二角是锐角并且所述第三角可以是锐角和钝角中的至少一者。另外可选地，所述第三角大于约九十五度，以使所述发动机后安装件与旋转轴线在所述发动机后安装件的后方相交。所述前安装件接口以及所述至少两个推力连杆中的每个推力连杆的载荷向量的投影可以在所述发动机旋转轴线的叶片顶端半径内相交。
附图说明
参照附图阅读以下具体实施方式将能更好地理解本发明的这些和其他特征、方面及优点，在附图中，相同字符表示附图中的相同部分，其中：
图1是根据本公开的示例性实施例的飞行器的透视图。
图2是可结合图1所示飞行器使用的燃气涡轮发动机的侧视图。
图3是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的侧视图，所述燃气涡轮发动机配备用于将发动机安装到飞行器机翼支架结构的系统。
图4是图1所示燃气涡轮发动机的射束图(beam diagram)。
图5是从图3中所示的线5-5截取的底视图。
图6表示施加于图3所示发动机和安装系统上的载荷条件。
除非另作说明，否则本说明书中提供的附图用于示出本公开实施例的特征。这些特征视作适用于包括本公开一个或多个实施例的各种系统。因此，附图并不意图包括所属领域中的普通技术人员已知的实践本说明书中公开的实施例所需的所有常规特征。
具体实施方式
以下说明和权利要求中将参考若干术语，这些术语的定义如下。
除非上下文明确另作规定，否则单数形式“一个”、“一种”和“所述”也含有复数意义。
“视情况”或“可选地”意指后续描述的事件或情况可能会或可能不会发生，并且所述说明同时包括事件发生或者不发生的情况。
本说明书全文和权利要求书中所用的近似语言可以用于修饰能够在允许的情况下变动而不引起相关对象的基本功能改变的任何数量表示。因此，由一个或多个术语例如“大约”，“近似”和“大体上”修饰的值并不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可能与用于测量所述值的仪器的精度对应。在此处以及说明书及权利要求书的各处中，范围限制可以组合和/或互换；除非上下文或语言另作说明，此类范围是确定的并且包括其中包含的所有子范围。
本说明书中所用的术语“轴向”和“轴向地”是指大体平行于发动机旋转轴线或中心线延伸的方向和定向。此外，术语“径向”和“径向地”是指大体垂直于发动机中心线延伸的方向和定向。此外，本说明书中所用的术语“周向”和“周向地”是指围绕发动机中心线成弧形延伸的方向和定向。
本公开的实施例涉及用于将涡轮发动机组件安装到飞行器外部，例如飞行器机翼或机身的安装系统。更确切地说，本说明书中所述的安装系统设计成减小或消除在某些发动机操作条件期间发动机壳体内的发动机主干弯曲。在一个实施例中，前倾式发动机前安装件以及前倾式或后倾式发动机后安装件连接在飞行器机翼外挂架与发动机的内部发动机结构之间。从侧面看，所述前倾式发动机前安装件以及所述前倾式或后倾式发动机后安装件各自限定从其延伸的载荷向量。从所述发动机后安装件延伸的载荷向量与所述发动机旋转轴线在所述发动机后部部分中的后焦点处相交。所述安装系统进一步包括连接在所述发动机的所述连杆安装件接口与内部发动机结构之间的前倾式联动结构。从侧面看，所述联动结构限定载荷向量，所述载荷向量从所述联动结构延伸并且与从发动机前安装件延伸的载荷向量在所述发动机旋转轴线的叶片顶端半径内的前焦点处以及所述发动机入口组件的后方相交。前焦点和后焦点的位置选择有助于减小或消除发动机在各种发动机操作模式/操纵载荷期间的主干弯曲。
在一些实施例中，将所述安装系统的前焦点定位靠近相对于入口载荷和发动机中心线的位置处可将主干弯曲减小到可忽略的程度，即便是在产生高推力水平的大型涡轮风扇燃气涡轮发动机中。由于阵风或“g”载荷导致弯曲增大，因此焦点不宜太远。此外，所述安装系统能够在实现此益处的同时，避免通常与之前在减小主干弯曲方面所做的努力相关联的大额费用或重量损失。
现参照附图，其中相同数字是指若干附图中的相同元件，图1是根据本公开的示例性实施例的飞行器2的透视图。在此示例性实施例中，飞行器2包括机身4以及一对横向延伸的机翼6。每个机翼包括燃气涡轮发动机10，所述燃气涡轮发动机可以实施成高旁路涡轮风扇燃气涡轮发动机，通过刚性安装结构11例如外挂架以固定方式连接到机翼6。
图2示意性地表示可与飞行器2(如图1中所示)结合使用的燃气涡轮发动机10。在此示例性实施例中，燃气涡轮发动机10包括前端13和后端15。燃气涡轮发动机10示意性地表示为包括机舱12和核心发动机14。位于核心发动机14前方的风扇组件16包括整流罩鼻部(spinner nose)20，所述整流罩鼻部从径向延伸的风扇叶片18的阵列向整流罩鼻部顶端21向前突起。风扇叶片18包括叶片顶端19。核心发动机14示意性地表示为包括高压压缩机(HPC)22、燃烧器24和高压涡轮(HPT)26。燃气涡轮发动机10还包括低压涡轮(LPT)28。进入风扇组件16的空气的大部分旁通到燃气涡轮发动机10的后部，以产生额外的发动机推力。旁通空气穿过位于机舱12与核心机罩(cowl)36之间的环形旁路管30，并且通过风扇出口喷嘴32从旁路管30排出。核心机罩36限定旁路管30的径向向内边界，并且向主排气喷嘴38提供从核心发动机14向后延伸的后发动机壳体过渡表面37。核心机罩36还环绕内部发动机壳体39。机舱12限定旁路管30的径向向外边界，并且旁通的风扇空气在通过风扇出口喷嘴32排出之前，在由机舱12和核心机罩36限定的旁路管流动表面之间流动。
机舱12通常由限定机舱12外部边界的三个主要元件构成：位于风扇组件16上游的入口组件12A；与发动机风扇壳体42连接的风扇机罩12B，所述风扇机罩围绕风扇叶片18；以及位于风扇机罩12B后方的推力反向器组件12C。此外，核心机罩36是机舱12的部件，并且提供围绕核心发动机14的壳体。在此示例性实施例中，风扇壳体42配置成相对于核心发动机14由多个周向隔开的出口导向轮叶23支撑。
当安装在飞行器2上时，燃气涡轮发动机10由飞行器2(如图1所示)的刚性安装结构11支撑，例如由从飞行器2向外延伸的外挂架(如图1中所示)支撑。在发动机安装到机翼的情况下，刚性安装结构11(如图1中所示)通常向下延伸到机翼的下方。所述刚性安装11的结构部件连接到核心发动机14的发动机结构115，所述发动机结构支撑HPC 22、HPT 26和LPT 28的旋转部件。在此示例性实施例中，发动机结构115包括发动机框架或风扇框架。更确切地说，发动机结构115通常包括与连接到内部发动机壳体39的HPC 22相邻的风扇框架116，以及与连接到内部发动机壳体39的LPT 28相邻的涡轮框架117。内部发动机壳体39通常称为燃气涡轮发动机10的主干。图2中所示类型的飞行器发动机通常在与燃气涡轮发动机10的旋转轴线40正交的两个平面中安装并且固定到飞行器2。一个安装件通常连接到风扇框架116，所述风扇框架通常位于风扇组件16的正后方，而第二安装件通常连接到涡轮框架117靠近LPT 28处。
爬升期间以及某些其他飞行器操作模式期间，旋转轴线40相对于接近气流的方向41倾斜，导致机舱12的前唇缘(lip)可能受到向上气动载荷。所述气动引发载荷通常称为入口载荷并且在图2中用向量Fi表示，是对在图2中用向量Ft表示的推力载荷的附加。这些载荷引发内部发动机壳体39(主干)中的弯矩；致使所述内部发动机壳体39从其围绕旋转轴线40的同心位置偏转(弯曲)。从将燃气涡轮发动机10的HPC 22、HPT 26和LPT 28内的叶片顶端间隙减至最小的角度看来，维持内部发动机壳体39围绕旋转轴线40的同心度至关重要，这样具备改善发动机特定燃料消耗(SFC)和燃料燃烧的有益效果。此外，减小主干弯曲可以减小叶片顶端与周围发动机结构(包括发动机风扇壳体42)发生摩擦碰撞的发生率，进而促进使用中的性能保持。具有较长的翼拆除保养间隔时间的发动机10可减小运营方的服务合同成本。
图3是发动机安装系统100的侧视图。在所述示例性实施例中，发动机安装系统100用于将燃气涡轮发动机10连接到例如飞行器2的机翼6。图4是图1所示燃气涡轮发动机的射束图。图5是从线5-5(如图3中所示)截取的底视图。图3表示处于非操作模式下的燃气涡轮发动机10，其中燃气涡轮发动机10的重量W是作用于发动机安装系统100上的唯一载荷。图6表示处于起飞或巡航载荷条件下的燃气涡轮发动机10，其中来自燃气涡轮发动机10的推力以高速率推动飞行器2沿跑道前行，然后起飞或升空。发动机安装系统100可以安装在图1和图2中所示类型的燃气涡轮发动机中，并且因此为方便起见，将使用图1和图2中用于标识燃气涡轮发动机10及其部件的相同数字来在图3到6中表示相同或同等功能的部件。为便于说明下文提供的发动机安装系统100，术语“垂直”、“水平”、“横向”、“前”、“后”、“上”、“下”、“上方”、“下方”等可以参照燃气涡轮发动机10在飞行器2上的安装和定向透视图使用，并且因此是指示燃气涡轮发动机10的构造、安装和使用的相对术语。但是，在本公开范围内的是，发动机安装系统100可以安装在与附图中所示燃气涡轮发动机10明显不同的发动机上，或者安装在飞行器2的其他位置例如机身处。最后，可以预见，发动机安装系统100可以应用于飞行器发动机以外的其他应用中。
如图3中所示，发动机安装系统100包括刚性安装结构11，例如外挂架，所述刚性安装结构通过例如具有万向滚珠(uni-ball)或球面轴承的承插型(clevis and lug type)连接器连接到飞行器机翼6(如图1中所示)的发动机支架结构。刚性安装结构11也连接到燃气涡轮发动机10并且包括前安装件接口104和后安装件接口106。在此示例性实施例中，前安装件接口104和后安装件接口106中的每一者接收在某些发动机操作模式下的载荷推力分量的至少一部分。发动机安装系统100还包括围绕旋转轴线40的发动机结构115。在此示例性实施例中，发动机结构115包括与后安装件接口106间隔开的连杆支架连接件108。
在此示例性实施例中，发动机安装系统100还包括发动机前安装件110和发动机后安装件112，所述发动机前安装件和发动机后安装件连接在发动机结构115与刚性安装结构11之间并且配置成将发动机结构115固定到刚性安装结构11。发动机安装系统100进一步包括连杆安装件接口114，所述连杆安装件接口114在HPC 22的轴向中点后方连接到刚性安装结构11并且位于连杆支架连接件108与后安装件接口106之间，并且配置成将发动机结构115固定到刚性安装结构11。通常，刚性安装结构11、发动机结构115、发动机前安装件110、发动机后安装件112和连杆安装件接口114形成静定结构(statically determinatestructure)。连杆安装件接口114包括至少两个推力连杆113。如图3中的侧视图所示，至少两个推力连杆113中的两个相对于旋转轴线40形成相同的角β。如图5所示，所述至少两个推力连杆113基本上彼此平行。
发动机前安装件110在一端处以枢转方式连接到前安装件接口104，并且还在其相对端处以枢转方式连接到风扇框架116。在此示例性实施例中，发动机前安装件110连接在刚性安装结构11与风扇框架116之间，以使发动机前安装件110限定相对于旋转轴线40的第一角α。在此示例性实施例中，第一角α是锐角。在实施例中，第一角α小于约八十度并且大于约六十度。在另一个实施例中，第一角α小于约七十度并且大于约六十五度。在另一个实施例中，第一角α小于约六十度并且大于约十度。
在此示例性实施例中，所述至少两个推力连杆113(图3中仅示出一个)延伸在刚性安装结构11上的相应连杆安装件接口114到发动机结构115上的连杆支架连接件108之间。更确切地说，所述至少两个推力连杆113在一端处以枢转方式连接到连杆安装件接口114，并且还在其相对端处以枢转方式连接到连杆支架连接件108。在此示例性实施例中，所述至少两个推力连杆113连接在刚性安装结构11与连杆支架连接件108之间，以使所述至少两个推力连杆113限定相对于旋转轴线40的第二角β。在此示例性实施例中，第二角β是锐角。
发动机后安装件112在一端处以枢转方式连接到后安装件接口106，并且还在其相对端处以枢转方式连接到涡轮框架117。在此示例性实施例中，发动机后安装件112连接在刚性安装结构11与涡轮框架117之间，以使发动机后安装件112限定相对于旋转轴线40的第三角γ。在此示例性实施例中，第三角γ是锐角或钝角。在实施例中，第三角γ小于约八十五度。在另一个实施例中，第三角γ小于约八十度。在另一个实施例中，第三角γ小于约七十五度。在实施例中，第三角γ大于约九十五度，以使所述发动机后安装件112与旋转轴线40在发动机后安装件112的后方相交。在另一个实施例中，第三角γ大于约一百度，以使所述发动机后安装件112与旋转轴线40在发动机后安装件112的后方相交。在另一个实施例中，第三角γ大于约一百零五度，以使所述发动机后安装件112与旋转轴线40在发动机后安装件112的后方相交。在另一个实施例中，第三角γ大于约一百一十度，以使所述发动机后安装件112与旋转轴线40在发动机后安装件112的后方相交。
发动机前安装件110、发动机后安装件112和连杆安装件接口114提供燃气涡轮发动机10与刚性安装结构11之间的连接，所述连接使核心发动机14内可能由于上文参照图2所述类型的推力和入口载荷引起的主干弯曲/偏转大幅减小。在一些实施例中，主干弯曲/偏转可潜在地减小到可忽略的水平或者甚至减小到零。
如图3所示，发动机前安装件110限定通过发动机前安装件110传递的力(或在同一平面内的力)的第一载荷向量122。同样，所述至少两个推力连杆113限定通过所述至少两个推力连杆113传递的力(或在同一平面内的力)的第二载荷向量120。此外，发动机后安装件112限定通过发动机后安装件112传递的力(或在同一平面内的力)的第三载荷向量124。
出于说明目的，延伸通过旋转轴线40的垂直平面限定成包括第一垂直平面段126、第二垂直平面段128和第三垂直平面段129。在此示例性实施例中，第一载荷向量122和第二载荷向量120在垂直平面上的投影在位于第一垂直平面段126内的点处相交。在第一实施例中，第一垂直平面段126从位于发动机前安装件110前方的区域向前延伸到大约整流罩鼻部顶端21处。在第二实施例中，第一垂直平面段126从大致HPC 22前端处向前延伸到风扇组件16的前端。在其他实施例中，第一垂直平面段126相对于图3中的视图逆时针旋转约二十五度到约三十度。更确切地说，第一载荷向量122和第二载荷向量120在第一垂直平面段126上的投影在前焦点Pf处彼此相交，其中在一些实施例中，所述前焦点可以位于风扇叶片18的叶片顶端半径R内。在其他实施例中，前焦点Pf可以位于叶片顶端半径R的百分之五十内。在又一些其他实施例中，前焦点Pf可以位于叶片顶端半径R的百分之二十五内。在又一个实施例中，前焦点Pf可以在叶片顶端半径R的百分之零到百分之四十的范围内。本说明书中所用的叶片顶端半径R是指旋转轴线40与风扇叶片18的顶端之间的距离。第一载荷向量122和第二载荷向量120在第一垂直平面段126上的投影可以在第一垂直平面段126的边界内在旋转轴线40的叶片顶端半径R内彼此相交。
在此示例性实施例中，第三载荷向量124在垂直平面上的投影与旋转轴线40在位于第二垂直平面段128和第三垂直平面段129中的至少一者内的点处相交。在第一实施例中，第二垂直平面段128从燃气涡轮发动机10的重心130向后延伸到后安装件接口106前方的区域，并且第三垂直平面段129从后安装件接口106后方的区域延伸到燃气涡轮发动机10的后顶端131。例如，在第三角γ是锐角的情况下，第三载荷向量124的投影与旋转轴线40在位于第二垂直平面段128(如图3所示)的边界内的后焦点Pa处相交。再如，在第三角γ是钝角的情况下，第三载荷向量124的投影与旋转轴线40在位于第三垂直平面段129的边界内的替代后焦点Pa处相交。
参照图3到图6可以进一步理解发动机安装系统100潜在地将主干弯曲/偏转减小到低值或零的能力。图3以图解方式表示平行于燃气涡轮发动机10的重量W而存在的相对力向量(没有发动机操作)，并且指示发动机重量在发动机前安装件110、发动机后安装件112与连杆安装件接口114之间分摊。更确切地说，图3表示在例如飞行器2沿跑道行进的起飞期间或者需要额外推力的水平飞行期间的燃气涡轮发动机10第一操作模式。
如图3所示，除了重量W之外，发动机前安装件110、发动机后安装件112和连杆安装件接口114受到由发动机推力Ft产生的附加力。例如，发动机推力Ft致使前焦点Pf处产生沿与重力W反力相反方向作用的前垂直反力Rf。当焦点Pf不在发动机中心线上时，发动机推力Ft可以增加或减小后安装件反力Ra。例如，当第一载荷向量122和第二载荷向量120的交点(焦点Pf)位于旋转轴线40的下方时，如图3所示，发动机推力Ft致使后焦点Pa处产生沿与重力W反力相反方向作用的后反力Ra。
图4是燃气涡轮发动机10(如图1所示)的射束图。在此示例性实施例中，燃气涡轮发动机10由旋转轴线40表示。与燃气涡轮发动机10相关联的载荷向量由第一载荷向量122表示，所述第一载荷向量在前安装件接口104处的发动机前安装件110与焦点Fp之间延伸。第一载荷向量122限定相对于旋转轴线40的第一角α。第二载荷向量120在后安装件接口106处的发动机连杆安装件接口114与焦点Pf之间延伸。第二载荷向量120限定相对于旋转轴线40的第二角β。第三载荷向量124在后安装件接口106处的发动机后安装件112与焦点Pa之间延伸。第二载荷向量120限定相对于旋转轴线40的第二角β。
延伸通过旋转轴线40的垂直平面限定成包括第一垂直平面段126、第二垂直平面段128和第三垂直平面段129。在此示例性实施例中，第一载荷向量122和第二载荷向量120在垂直平面上的投影在位于第一垂直平面段126内的点处相交。
第三载荷向量124在垂直平面上的投影与旋转轴线40在位于第二垂直平面段128或第三垂直平面段129内的点处相交。例如，在第三角γ是锐角的情况下，第三载荷向量124的投影与旋转轴线40在位于第二垂直平面段128(也如图3所示)的边界内的后焦点Pa处相交。再如，在第三角γ是钝角的情况下，第三载荷向量124的投影与旋转轴线40在位于第三垂直平面段129的边界内的替代后焦点Pa处相交。
图6以图解方式表示在燃气涡轮发动机10的第二操作模式期间存在的条件，例如离地升空期间或者飞行器2爬升时。如图6中所示，发动机前安装件110、发动机后安装件112和连杆安装件接口114受到发动机推力Ft产生的额外力，但是还受到由于飞行器2在离地升空和爬升载荷条件期间的迎角增大而引起的入口载荷Fi。确切地说，从图6中可以看出，发动机推力Ft和入口载荷Fi致使交点Pf处产生沿向下方向作用的前反力Rf。同样，入口载荷Fi致使沿向上方向作用的后反力Ra改变。在图6中所示的载荷条件下，前反力Rf减小或者可变为负值，而后反力Ra相对于图3中所示的载荷条件增大。在此示例性实施例中，前焦点Pf和后焦点Pa越向前，由于入口载荷Fi引起的主干弯曲的增加就越小。另外，图6所示载荷条件下的后反力Ra大于图3所示载荷条件期间的后反力Ra。随着飞行器2达到巡航高度并且拉平机身，入口载荷Fi减小并且前反力Rf和后反力Ra回到仅作用于重量反力W和推力Ft，如图3中所示。在此示例性实施例中，如本说明书中所述，将焦点Pf定位在HPC 22、发动机结构115以及核心机罩36前缘的前方有助于减小燃气涡轮发动机10在离地升空和爬升载荷条件期间的主干弯曲。
在此示例性实施例中，入口载荷Fi指示成由于飞行器处于爬升状态而额外存在，在此期间，机舱12由于燃气涡轮发动机10的旋转轴线40相对于接近气流向上倾斜而受到向上气动载荷。应注意，图6依据焦点Pf在旋转轴线40上方还是下方，将发动机推力载荷Ft和入口载荷Fi表示成沿围绕前焦点Pf和后焦点Pa的相同或相反方向施加的载荷矩。结果是，如果这些载荷矩相对于前焦点Pf和后焦点Pa的距离适用于其对应的Ft和Fi量值，则它们可以在一定程度上彼此抵消。通过减小燃气涡轮发动机10中由入口载荷Fi和推力Ft引发的弯矩，核心发动机14的主干将受到更少的弯曲或偏转。
连杆支架连接件108在图6所示条件下的载荷量值将依据飞行期间经受的重量W、推力Ft以及入口载荷Fi的实际值而改变。因此，焦点Pf定位在发动机结构115前方是发动机安装系统100的优选方面，以便大幅减小核心发动机14的主干弯曲和偏转。此外，焦点Pf优选地位于发动机推力向量Ft和入口载荷向量Fi的交点附近，从而位于入口组件12A内。在实践中，发动机的分布质量也会引起发动机主干弯曲，并且将发现焦点的最佳位置是位于提出权利要求的区域内，以便最将整个飞行器飞行期间的所有主干弯曲源减至最少。更确切地说，与已知发动机设计相比将焦点Pf向前移动可将弯曲减至最小。更确切地说，第一载荷向量122和第二载荷向量120在位于第一垂直平面段126内的焦点Pf处相交。选择发动机前安装件和发动机后安装件的载荷向量的交点相对于旋转轴线40的位置(从侧面看去)有助于减小或消除发动机10在各种发动机操作模式期间的主干弯曲。
应理解，所述系统是静定系统，并且“故障保险”考虑因素应包括额外的“等待故障保险”特征或其他连杆，从而形成在减小主干弯曲方面具备相同性能的非静态定型系统。
从上文中可以认识到，前焦点Pf和后焦点Pa的位置可以采用与附图中所示不同的连杆和安装位置组合和配置来实现，并且其他组合和配置也在发动机安装系统100的范围内。可以通过使用适用的数学向量分析来推导力矩，从而轻松得出适当的替代方案。
本说明书中所述方法、系统和设备的技术效果是能够将安装系统的前焦点定位在相对于入口载荷和发动机中心线的位置处或附近，进而潜在地将主干弯曲减小到可忽略的水平，即便是在产生高推力水平的大型涡轮风扇燃气涡轮发动机中。此外，所述安装系统能够在实现此益处的同时，避免通常与之前在减小主干弯曲方面所做的努力相关联的大额费用或重量损失。
用于在发动机上通过刚性安装结构连接到飞行器机翼的上述方法和系统实施例能够以成本有效并且可靠的方式减小不同操作模式期间的载荷变化。更确切地说，本说明书中所述方法和系统还有助于改善高压压缩机和高压涡轮的构造间隙。因此，本说明书中所描述的方法和系统有助于以成本有效并且可靠的方式将发动机连接到飞行器。
上文详细描述了安装系统的示例性实施例。所述安装系统以及操作所述系统和装置的方法并不限于本说明书中所述的特定实施例，而是系统部件和/或方法步骤可以独立于本说明书中所述的其他部件和/或步骤单独使用。例如，所述方法也可与需要安装部件的其他系统结合使用，并且不限于仅使用本说明书中描述的系统和方法来实践。
尽管本公开各个实施例的具体特征可以在一些附图中示出而并未在其他附图中示出，但这仅是出于方便的考量。根据本公开的原理，附图中的任何特征可结合其他任何附图的任何特征来参考和/或提出权利要求。
本说明书使用示例来公开实施例，包括最佳模式，同时也让所属领域中的任何技术人员能够实践这些实施例，包括制造和使用任何装置或系统并且执行所包含的任何方法。本公开的专利保护范围由权利要求书限定，并且可以包括所属领域的技术人员得出的其他示例。如果其他示例的结构构件与权利要求书的字面意义相同，或如果所述示例包括的等效结构构件与权利要求书的字面意义无实质差别，则所述示例也应在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种用于将发动机安装到飞行器的安装系统，所述发动机能够围绕旋转轴线旋转并且包括重心，前端以及与所述前端相对的后端，所述安装系统包括：
刚性安装结构，所述刚性安装结构连接到所述飞行器并且包括至少前安装件接口，连杆安装件接口以及后安装件接口，并且所述前安装件接口，所述连杆安装件接口和所述后安装件接口中的每一者配置成接收载荷的推力分量；
围绕所述旋转轴线的发动机壳体，所述发动机壳体包括连杆支架连接件；
至少部分围绕所述发动机壳体的风扇壳体，所述风扇壳体包括连接到所述前安装件接口的发动机前安装件，所述发动机前安装件以相对于所述旋转轴线的第一角朝向所述发动机的所述前端成角度，所述第一角是锐角；
至少两个推力连杆，所述至少两个推力连杆以相对于所述旋转轴线的第二角延伸在所述连杆安装件接口与所述连杆支架连接件之间；以及
发动机后安装件，所述发动机后安装件沿所述发动机壳体的上部部分与所述连杆支架连接件间隔开并且连接到所述后安装件接口，所述发动机后安装件以相对于所述旋转轴线的第三角朝向所述发动机的所述前端成角度，所述第三角具有锐角或钝角；
其中所述发动机前安装件的载荷向量在延伸通过所述发动机的所述旋转轴线的垂直平面上的投影以及所述至少两个推力连杆中的每个推力连杆的载荷向量在所述垂直平面上的投影在第一垂直平面段内彼此相交并且与所述发动机的所述旋转轴线相交，所述第一垂直平面段在风扇组件的鼻部的前端与所述前安装件接口的前方之间延伸；并且
其中所述发动机后安装件的载荷向量在所述垂直平面上的投影与所述发动机的所述旋转轴线在第二垂直平面段和第三垂直平面段中的至少一者内相交，所述第二垂直平面段在风扇框架与所述后安装件接口的前方之间延伸，所述第三垂直平面段在所述发动机的所述后端与所述后安装件接口的后部之间延伸。
2.根据权利要求1所述的安装系统，其中所述刚性安装结构连接到所述飞行器的机翼。
3.根据权利要求1所述的安装系统，其中所述第二垂直平面段在所述重心与所述后安装件接口的前方之间延伸。
4.根据权利要求1所述的安装系统，其中所述第一角小于八十度。
5.根据权利要求1所述的安装系统，其中所述第三角小于八十五度。
6.根据权利要求1所述的安装系统，其中所述第三角大于九十五度。
7.根据权利要求1所述的安装系统，其中所述第三角大于一百度。
8.一种将发动机连接到飞行器的方法，所述方法包括：
将刚性安装结构连接到所述飞行器，其中所述刚性安装结构包括前安装件接口，连杆安装件接口以及后安装件接口，所述前安装件接口，所述连杆安装件接口和所述后安装件接口中的每一者配置成接收载荷的推力分量；
将发动机结构围绕所述发动机连接，以使所述发动机结构围绕所述发动机的旋转轴线，所述发动机结构包括沿所述发动机结构的上部部分的推力连杆支架连接件；
将发动机前安装件以相对于所述旋转轴线的第一角连接到所述前安装件接口；
将联动结构的至少两个推力连杆以相对于所述旋转轴线的第二角连接到所述连杆安装件接口；以及
将发动机后安装件以相对于所述旋转轴线的第三角连接到所述后安装件接口；
其中所述发动机前安装件的载荷向量在延伸通过所述发动机的所述旋转轴线的垂直平面上的投影以及所述至少两个推力连杆中的每个推力连杆的载荷向量在所述垂直平面上的投影与所述发动机的所述旋转轴线在第一垂直平面段内相交，所述第一垂直平面段延伸通过所述旋转轴线并且在风扇组件的鼻部的前端与所述前安装件接口的前方之间延伸；并且
其中所述发动机后安装件的载荷向量在所述垂直平面上的投影与所述发动机的所述旋转轴线在第二垂直平面段和第三垂直平面段中的至少一者内相交，所述第二垂直平面段在所述发动机的重心与所述后安装件接口的前方之间延伸，所述第三垂直平面段在所述发动机的后端与所述后安装件接口的后方之间延伸。
9.根据权利要求8所述的方法，其中连接所述发动机前安装件和连接所述至少两个推力连杆包括连接所述发动机前安装件并且连接所述至少两个推力连杆，以使所述发动机前安装件的所述载荷向量的所述投影以及所述至少两个推力连杆中的每个连杆的载荷向量的投影与所述第一垂直平面段在所述发动机的所述旋转轴线的叶片顶端半径内相交。
10.一种用于飞行器发动机的安装系统，所述发动机具有核心发动机，所述核心发动机包括围绕旋转轴线以轴对称方式布置的压缩机和低压涡轮，所述安装系统包括：
连接到所述飞行器外部的安装结构；
前安装件接口，所述前安装件接口在所述发动机的重心前方连接到所述安装结构，所述前安装件接口连接到所述发动机的风扇框架，从而形成相对于所述旋转轴线的第一角；
连杆安装件接口，所述连杆安装件接口在所述发动机的所述重心后方连接到所述安装结构，所述连杆安装件接口通过至少两个推力连杆连接到所述发动机的涡轮框架，并且形成相对于所述旋转轴线的第二角；以及
后安装件接口，所述后安装件接口在所述低压涡轮的后方连接到所述安装结构，所述后安装件接口连接到所述涡轮框架，从而形成相对于所述旋转轴线的第三角；
所述前安装件接口，所述连杆安装件接口和所述后安装件接口中的每一者配置成接收所述发动机所产生的推力分量。
CN201810612653.3A 2017-06-14 2018-06-14 安装飞行器发动机的系统和方法 Active CN109080849B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/622,290 US10723471B2 (en) 2017-06-14 2017-06-14 Method and system for mounting an aircraft engine
US15/622290 2017-06-14

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109080849A true CN109080849A (zh) 2018-12-25
CN109080849B CN109080849B (zh) 2021-11-09

Family

ID=64656933

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810612653.3A Active CN109080849B (zh) 2017-06-14 2018-06-14 安装飞行器发动机的系统和方法

Country Status (2)

Country Link
US (1) US10723471B2 (zh)
CN (1) CN109080849B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112461525A (zh) * 2020-11-20 2021-03-09 中国直升机设计研究所 一种无人直升机发动机安装支架试验装置

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3076282B1 (fr) * 2017-12-29 2020-02-07 Airbus Operations Ensemble pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage fixee a un caisson de voilure par des attaches presentant un encombrement reduit dans la zone de bord d'attaque
US10882629B2 (en) * 2018-08-07 2021-01-05 The Boeing Company Roll load bearing aircraft propulsor moveable panel systems and methods
GB201906164D0 (en) * 2019-05-02 2019-06-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB201906163D0 (en) * 2019-05-02 2019-06-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine with improved bending resistance
GB201906168D0 (en) * 2019-05-02 2019-06-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine with fan outlet guide vanes
GB201906162D0 (en) * 2019-05-02 2019-06-19 Rolls Royce Plc Turbine engine
GB201906170D0 (en) 2019-05-02 2019-06-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine with a double wall core casing
US11939070B2 (en) 2020-02-21 2024-03-26 General Electric Company Engine-mounting links that have an adjustable inclination angle
US11970279B2 (en) 2020-02-21 2024-04-30 General Electric Company Control system and methods of controlling an engine-mounting link system
US11970278B2 (en) 2020-07-14 2024-04-30 General Electric Company Thrust mounts with load-balancing thrust link-lever

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2925016B1 (fr) * 2007-12-12 2010-06-18 Snecma Suspension d'un turboreacteur a un aeronef
CN103492266A (zh) * 2011-04-14 2014-01-01 斯奈克玛 在吊架上安装航空器发动机的方法以及实施所述方法的发动机紧固件
CN103842251A (zh) * 2011-06-06 2014-06-04 通用电气公司 用于安装飞机发动机的系统和方法
CN106428578A (zh) * 2015-08-13 2017-02-22 空中客车运营简化股份公司 用于飞行器的发动机组件和包括此发动机组件的飞行器

Family Cites Families (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3085773A (en) 1960-02-01 1963-04-16 North American Aviation Inc Adjustable engine mount
US3844115A (en) 1973-02-14 1974-10-29 Gen Electric Load distributing thrust mount
US4437627A (en) 1982-03-12 1984-03-20 The Boeing Company Integrated power plant installation system
US4603821A (en) * 1983-12-30 1986-08-05 The Boeing Company System for mounting a jet engine
FR2676707B1 (fr) 1991-05-23 1993-08-13 Snecma Nacelle pour suspendre sous l'aile d'un avion un groupe turboreacteur du type a double flux.
US5320307A (en) 1992-03-25 1994-06-14 General Electric Company Aircraft engine thrust mount
US5452575A (en) 1993-09-07 1995-09-26 General Electric Company Aircraft gas turbine engine thrust mount
US5467941A (en) 1993-12-30 1995-11-21 The Boeing Company Pylon and engine installation for ultra-high by-pass turbo-fan engines
GB2303884B (en) * 1995-04-13 1999-07-14 Rolls Royce Plc A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure
FR2793768B1 (fr) 1999-05-17 2001-09-07 Aerospatiale Airbus Dispositif de montage sur un mat d'un ensemble propulsif d'aeronef et mat adapte a ce dispositif
US6401448B1 (en) 2000-08-31 2002-06-11 General Electric Company System for mounting aircraft engines
GB2375513B (en) * 2001-05-19 2005-03-23 Rolls Royce Plc A mounting arrangement for a gas turbine engine
GB0418454D0 (en) 2004-08-19 2004-09-22 Rolls Royce Plc An engine mounting assembly
FR2903382B1 (fr) 2006-07-10 2008-10-10 Airbus France Sas Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef comportant deux bielles de reprise de poussee a emboitement transversal
FR2917379B1 (fr) * 2007-06-12 2010-02-26 Airbus France Mat de fixation d'un moteur a une aile d'aeronef.
FR2921900B1 (fr) 2007-10-05 2011-03-18 Aircelle Sa Ensemble propulsif pour aeronef.
FR2924684B1 (fr) * 2007-12-07 2010-01-01 Snecma Suspension d'un turboreacteur a un aeronef
US8438859B2 (en) 2008-01-08 2013-05-14 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Integrated bypass engine structure
FR2926788B1 (fr) * 2008-01-25 2010-04-02 Snecma Fixation d'un turboreacteur multiflux a un aeronef
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
FR2959210B1 (fr) * 2010-04-21 2013-08-23 Snecma Palonnier de suspension de turboreacteur d'aeronef et suspension avec accroche-soufflante ainsi equipee
FR2969578B1 (fr) * 2010-12-27 2013-02-08 Snecma Dispositif de suspension d'un turboreacteur
US9016068B2 (en) 2012-07-13 2015-04-28 United Technologies Corporation Mid-turbine frame with oil system mounts
FR2995282B1 (fr) * 2012-09-13 2015-06-19 Snecma Pylone de montage d'un moteur a la structure d'un aeronef
US20140084129A1 (en) 2012-09-27 2014-03-27 United Technologies Corporation Assembly for mounting a turbine engine case to a pylon
US10144524B2 (en) * 2013-06-14 2018-12-04 Rohr, Inc. Assembly for mounting a turbine engine to a pylon
US9248921B2 (en) 2013-07-11 2016-02-02 Spirit Aerosystems, Inc. Method for mounting a pylon to an aircraft
CA2916522C (en) 2013-07-29 2021-05-11 Bombardier Inc. Method for attachment of a pre-assembled powerplant and pylon assembly to an aircraft
GB201315968D0 (en) 2013-09-09 2013-10-23 Rolls Royce Plc Aircraft engine mount
US20160167798A1 (en) * 2014-12-12 2016-06-16 General Electric Company Variable pitch mounting for aircraft gas turbine engine
CN110182373B (zh) 2015-01-07 2023-01-10 洛德公司 用于飞行器发动机安装架的轴承组件
FR3040369B1 (fr) 2015-09-02 2018-07-13 Airbus Operations Sas Ensemble moteur d'aeronef comprenant une attache moteur avant amelioree

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2925016B1 (fr) * 2007-12-12 2010-06-18 Snecma Suspension d'un turboreacteur a un aeronef
CN103492266A (zh) * 2011-04-14 2014-01-01 斯奈克玛 在吊架上安装航空器发动机的方法以及实施所述方法的发动机紧固件
CN103842251A (zh) * 2011-06-06 2014-06-04 通用电气公司 用于安装飞机发动机的系统和方法
CN106428578A (zh) * 2015-08-13 2017-02-22 空中客车运营简化股份公司 用于飞行器的发动机组件和包括此发动机组件的飞行器

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112461525A (zh) * 2020-11-20 2021-03-09 中国直升机设计研究所 一种无人直升机发动机安装支架试验装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN109080849B (zh) 2021-11-09
US10723471B2 (en) 2020-07-28
US20180362170A1 (en) 2018-12-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109080849A (zh) 安装飞行器发动机的系统和方法
JP6387062B2 (ja) 航空機用後部エンジン
JP6401759B2 (ja) 航空機用後部エンジン
CN103958348B (zh) 具有低级数低压涡轮的燃气涡轮发动机
CA2680629C (en) Integrated guide vane assembly
EP3093437A1 (en) Immersed core flow inlet between rotor blade and stator vane for an unducted fan gas turbine
US11401824B2 (en) Gas turbine engine outlet guide vane assembly
US10550852B2 (en) Gas turbine engine airfoil
US11021257B2 (en) Pylon shape with geared turbofan for structural stiffness
CN103635658A (zh) 气体涡轮结构件的整流装置
US10036257B2 (en) Gas turbine engine airfoil
CN107176303A (zh) 安装飞行器发动机的系统和方法
US20200378312A1 (en) Geared turbine engine with relatively lightweight propulsor module
US11041507B2 (en) Gas turbine engine airfoil
US10974813B2 (en) Engine nacelle for an aircraft
CN115675836A (zh) 无导管推力产生系统
US9932842B2 (en) Structural guide vane leading edge
WO2017204941A1 (en) System for a low swirl low pressure turbine
EP3608518A1 (en) Gas turbine engine mounting arrangement
CN116557346A (zh) 具有不同定向级的翼型件组件

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant