CN111441868A - 用于气体涡轮引擎的安装设备 - Google Patents

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CN111441868A
CN111441868A CN201911410845.7A CN201911410845A CN111441868A CN 111441868 A CN111441868 A CN 111441868A CN 201911410845 A CN201911410845 A CN 201911410845A CN 111441868 A CN111441868 A CN 111441868A
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thrust
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Rolls Royce PLC
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Abstract

本发明提供了一种用于将气体涡轮引擎安装到飞行器上的安装设备。所述安装设备包括可操作地连接到所述气体涡轮引擎和所述飞行器的推力支柱。所述推力支柱限定推力支柱轴线。所述安装设备还包括约束结构。所述约束结构包括周向设置在所述推力支柱上的托架以及连接到所述托架和所述气体涡轮引擎的至少一个细长构件。所述约束结构相对于所述推力支柱的所述推力支柱轴线径向和周向地约束所述推力支柱，同时允许所述推力支柱沿推力支柱轴线的方向移动。

Description

用于气体涡轮引擎的安装设备
背景技术
本公开涉及安装设备，尤其涉及用于气体涡轮引擎的安装设备。
用于气体涡轮引擎的安装布置结构通常包括将气体涡轮引擎连接到安装台的一个或多个推力支柱。安装台连接到飞行器的一部分。推力支柱将引擎推力载荷传递到安装台。推力支柱在气体涡轮引擎的操作期间可能经受振动。例如，推力支柱的自然频率可处于气体涡轮引擎的一个或多个转子速度的强制频率下。在一些情况下，可能并不存在任何这样的频率：可将推力支柱调谐到该频率以避免被转子的操作频率驱动。推力支柱的振动可传递到气体涡轮引擎和飞行器。振动可降低气体涡轮引擎和飞行器的各种部件的寿命。
发明内容
本公开提供了如所附权利要求中阐述的安装设备和飞行器。
根据第一方面，提供了一种用于将气体涡轮引擎安装到飞行器上的安装设备，所述安装设备包括：
推力支柱，所述推力支柱可操作地连接到所述气体涡轮引擎和所述飞行器，所述推力支柱限定沿所述推力支柱的长度的推力支柱轴线；
约束结构，所述约束结构包括：
托架，所述托架周向设置在所述推力支柱上；和
至少一个细长构件，所述至少一个细长构件连接到所述托架和所述气体涡轮引擎，
其中所述约束结构相对于所述推力支柱的所述推力支柱轴线径向和周向地约束所述推力支柱，同时允许所述推力支柱沿所述推力支柱轴线移动。
所述约束结构可使所述推力支柱的自然振动频率增加到引擎轴或转子的强制频率的包络之外。换句话讲，所述约束结构可使所述推力支柱的振动频率增加到超过与所述气体涡轮引擎相关联的所述强制频率。此外，所述约束结构可防止或减弱所述推力支柱的所述振动。例如，所述约束结构可防止所述推力支柱的弓形模式下的振动。
所述约束结构可周向和径向地约束所述推力支柱。然而，所述约束结构沿所述推力支柱的所述推力支柱轴线可以是柔性或顺应性的。具体地，所述约束结构允许所述推力支柱沿所述推力支柱的轴向移动。由于所述约束结构沿所述推力支柱的所述轴向是柔性的，因此相比于所述推力支柱的推力或轴向载荷，所述约束结构的刚度沿所述推力支柱的所述轴向也相对较低。因此，当由所述约束结构施加的轴向载荷是所述推力支柱所经受的所述推力载荷的一小部分或一小百分比时，所述推力支柱可保持静定。因此，所述推力支柱的静定构造可不受所述约束结构的存在的影响。
所述托架可被紧固或连接到所述推力支柱，使得所述推力支柱与所述托架之间不存在相对运动。在一些实施方案中，所述托架可通过夹持构件被夹持或夹紧到所述推力支柱上。所述夹持构件可具有一件式构造或两件式构造。在一些其他实施方案中，可在所述托架与所述推力支柱之间提供过盈配合。
所述约束结构可具有低成本且易于制造并结合到所述气体涡轮引擎中的简单设计。所述约束结构也可被改装到气体涡轮引擎。所述约束结构可消除对于具有过大直径的推力支柱的需要。所述约束结构设计的有益效果也可相当容易地用计算方法(例如，有限元方法)而不是依靠引擎测试来建立。
在一些实施方案中，所述至少一个细长构件可适于挠曲以允许所述推力支柱沿所述推力支柱轴线移动。所述至少一个细长构件可变形或挠曲以允许所述托架沿推力支柱的所述推力支柱轴线移动，从而提供轴向顺应性。因此，所述至少一个细长构件可为所述约束结构提供沿所述推力支柱轴线的柔性。由于轴向顺应性，尽管存在所述约束结构，所述推力支柱仍可保持静定。
在一些实施方案中，所述托架可包括围绕所述推力支柱设置的环形部分。所述环形部分的形状可取决于所述推力支柱的形状。在一些实施方案中，可在所述环形部分与所述推力支柱之间提供过盈配合，使得所述推力支柱与所述环形部分之间不存在相对运动。
在一些实施方案中，托架还可包括连接到所述环形部分的一对凸缘部分。所述至少一个细长构件可连接到所述一对凸缘部分中的至少一个凸缘部分。所述至少一个细长构件可通过诸如焊接、硬钎焊、紧固件和粘合剂的各种方法连接到所述一对凸缘部分中的至少一个凸缘部分。
在一些实施方案中，所述托架可包括围绕所述推力支柱设置的环形构件。所述托架还可包括第一夹持构件，所述第一夹持构件包括至少部分地围绕所述环形构件设置的第一弯曲部分并包括一对第一凸缘部分。所述一对第一凸缘部分中的每个第一凸缘部分设置在所述第一弯曲部分的相应端部处。所述托架还可包括第二夹持构件，所述第二夹持构件包括至少部分地围绕所述环形构件设置的第二弯曲部分并包括一对第二凸缘部分。所述一对第二凸缘部分中的每个第二凸缘部分设置在所述第二弯曲部分的相应端部处。所述一对第二凸缘部分中的每个第二凸缘部分连接到所述一对第一凸缘部分中的相应第一凸缘部分。所述第一夹持构件和所述第二夹持构件可将所述环形构件夹紧到所述推力支柱上。在一些实施方案中，所述一对第二凸缘部分中的每个第二凸缘部分可通过紧固件可拆卸地连接到所述相应第一凸缘部分。因此，所述一对第一凸缘部分可容易地与所述第二凸缘部分脱离，以移除在所述环形构件上的夹紧力。这可使得所述环形构件能够出于各种目的(诸如，维修、修理和更换)从所述推力支柱上移除。
在一些实施方案中，所述至少一个细长构件可连接到所述一对第一凸缘部分中的至少一个第一凸缘部分和所述一对第二凸缘部分中的至少一个第二凸缘部分。所述至少一个细长构件可通过诸如焊接、硬钎焊、紧固件和粘合剂的各种方法连接到所述一对第一凸缘部分中的至少一个第一凸缘部分和所述一对第二凸缘部分中的至少一个第二凸缘部分。
在一些实施方案中，所述托架可包括围绕所述推力支柱设置的环形构件并包括夹持构件。所述夹持构件可包括至少部分地围绕所述环形构件设置的弯曲部分。所述弯曲部分包括一对分裂端部。所述弯曲部分还可包括彼此连接的一对第一凸缘部分。所述一对第一凸缘部分中的每个第一凸缘部分设置在所述一对分裂端部中的相应分裂端部处。所述夹持构件还可包括从所述弯曲部分延伸并且与所述一对第一凸缘部分间隔开的第二凸缘部分。所述夹持构件可将所述环形构件夹紧到所述推力支柱上。在一些实施方案中，所述一对第一凸缘部分中的每个第一凸缘部分可通过紧固件可拆卸地彼此连接。因此，所述一对第一凸缘部分可容易地彼此脱离以移除所述环形构件上的夹紧力。这可使得所述环形构件能够出于各种目的(诸如，维修、修理和更换)从所述推力支柱上移除。
在一些实施方案中，所述至少一个细长构件可连接到所述一对第一凸缘部分和所述第二凸缘部分中的一者或多者。所述至少一个细长构件可通过诸如焊接、硬钎焊、紧固件和粘合剂的各种方法连接到所述一对第一凸缘部分和所述第二凸缘部分中的一者或多者。在一些实施方案中，所述至少一个细长构件可具有矩形横截面。
在一些实施方案中，所述至少一个细长构件可连接到所述气体涡轮引擎的凸缘。所述凸缘可以是所述气体涡轮引擎的现有凸缘。所述约束结构因此可被改装到所述气体涡轮引擎。
在一些实施方案中，所述至少一个细长构件可连接到所述气体涡轮引擎的凸台。在一些实施方案中，所述凸台可以是所述气体涡轮引擎的现有凸台。在一些其他实施方案中，所述凸台可被装配用于与所述至少一个细长构件附接。
在一些实施方案中，所述至少一个细长构件可连接到所述气体涡轮引擎的引擎壳体。所述至少一个细长构件可通过诸如紧固件、焊接、硬钎焊和粘合剂的各种方法连接到所述引擎壳体。
在一些实施方案中，所述至少一个细长构件可连接到所述气体涡轮引擎的短舱。所述至少一个细长构件可通过诸如紧固件、焊接、硬钎焊和粘合剂的各种方法连接到所述引擎壳体。
所述至少一个细长构件可连接到所述引擎壳体或所述短舱以适合特定的应用。
在一些实施方案中，所述约束结构可包括一对所述细长构件。细长构件的数量可变化以适合特定的应用。
在一些实施方案中，所述安装设备还可包括沿所述推力支柱的长度彼此间隔开的多个所述约束结构。所述约束结构可设置在所述推力支柱的对于所述推力支柱的一种或多种振动模式而言预期将经受高应变的节段上。
根据第二方面，提供了一种包括气体涡轮引擎的飞行器，其中所述气体涡轮引擎通过第一方面所述的安装设备安装到飞行器上。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征如作适当变动，可以应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征可以应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征组合。
附图说明
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：
图1是包括安装设备的气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的一部分的透视图，示出了安装设备；
图3是安装设备的约束结构的透视图；
图4是气体涡轮引擎的一部分的透视图，示出了安装设备的另选实施方案；
图5是气体涡轮引擎的一部分的透视图，示出了安装设备的另选实施方案；
图6是气体涡轮引擎的一部分的透视图，示出了安装设备的另选实施方案；
图7是气体涡轮引擎的截面侧视图，示出了安装设备的另选实施方案；
图8是约束结构的另选实施方案的透视图；
图9是约束结构的另选实施方案的透视图；以及
图10是约束结构的另选实施方案的透视图。
具体实施方式
参考图1，气体涡轮引擎通常以100表示，其具有主旋转轴线X-X。气体涡轮引擎100(可互换地称为“引擎100”)包括以轴流式串联的进气口102、推进式风扇104、中压压缩机106、高压压缩机108、燃烧设备110、高压涡轮112、中压涡轮114、低压涡轮116和核心引擎排气喷嘴118。短舱120通常围绕引擎100并且限定进气口102、旁路管道122和旁路排气喷嘴124。
在操作期间，进入进气口102的空气被推进式风扇104加速以产生两股气流：进入中压压缩机106的第一气流“A1”和通过旁路管道122以提供推进推力的第二气流“A2”。中压压缩机106压缩被引导至其中的气流，然后将空气输送到高压压缩机108，在该高压压缩机中发生进一步的压缩。
从高压压缩机108排出的压缩空气被引导至燃烧设备110中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，在通过核心引擎排气喷嘴118排出之前，所得的热燃烧产物膨胀通过并由此驱动高压涡轮112、中压涡轮114和低压涡轮116以提供额外的推进推力。高压涡轮112、中压涡轮114和低压涡轮116各自通过合适的互连轴和/或齿轮系分别驱动高压压缩机108、中压压缩机106和推进式风扇104。
引擎100还包括核心引擎126，其包括各种部件，诸如中压压缩机106、高压压缩机108、燃烧设备110、高压涡轮112、中压涡轮114、低压涡轮116和核心引擎排气喷嘴118。核心引擎126还包括用于至少部分地包封核心引擎126的一个或多个部件的引擎壳体128。
安装设备200被提供用于将引擎100安装到飞行器(未示出)。安装设备200包括可操作地连接到气体涡轮引擎100和飞行器的推力支柱202。在图1的例示的实施方案中，推力支柱202在一端处连接到引擎壳体128，在另一端处连接到引擎安装架204。引擎安装架204连接到挂架206。挂架206连接到飞行器。例如，挂架206可安装在飞行器的机翼上。引擎100因此附接到飞行器的机翼上。飞行器包括气体涡轮引擎100。此外，气体涡轮引擎100通过安装设备200安装到飞行器上。推力支柱202经由引擎安装架204和挂架206可操作地连接到飞行器。推力支柱202可将核心引擎126的前段连接到挂架206。尽管在图1中示出了一个推力支柱202，但安装设备200可包括多个推力支柱202，例如两个推力支柱202。安装设备200可包括连接到挂架206的附加的引擎安装架(未示出)，以用于限制引擎100的各种自由度(DOF)。
推力支柱202沿推力支柱202的长度限定推力支柱轴线“TA”。推力支柱202的轴向“AD”平行于推力支柱202的推力支柱轴线“TA”。推力支柱轴线“TA”还可与推力支柱202的中心轴线重合。此外，推力支柱202可将载荷从引擎100轴向传递到挂架206。换句话讲，推力支柱202可沿轴向“AD”传递载荷。推力支柱202也可在引擎100的操作期间经受振动。安装设备200还包括围绕推力支柱202设置并连接到引擎壳体128的约束结构208。约束结构208用于减弱在推力支柱202中产生的振动。在一些实施方案中，约束结构208相对于推力支柱202的推力支柱轴线“TA”径向和周向地约束推力支柱202，同时允许推力支柱202沿推力支柱轴线“TA”的方向移动。换句话讲，约束结构208沿径向“RD”和周向“CD”(如图2所示)约束推力支柱202，同时允许推力支柱202沿轴向“AD”移动。径向“RD”和周向“CD”相对于推力支柱202的推力支柱轴线“TA”限定。
图1所示的引擎100本质上是示例性的。本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。以举例的方式，此类引擎可具有另选数量的互连轴(例如，两个)和/或另选数量的压缩机和/或涡轮。另外，该引擎可包括设置在从涡轮到压缩机和/或风扇的驱动系中的齿轮箱。
虽然所描述的示例涉及涡扇引擎，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子(其中风扇级未被短舱围绕)或例如涡轮螺旋桨引擎。
图2示出了可操作地连接到引擎壳体128的前部210的推力支柱202的透视图。推力支柱202可以倾斜地安装在引擎壳体128上。因此，推力支柱202可相对于引擎100的轴线X-X倾斜(如图1所示)。具体地，推力支柱202的轴向“AD”和推力支柱轴线“TA”相对于引擎100的轴线X-X倾斜。此外，推力支柱202的第一端部部分212经由连接销216枢转地连接到引擎壳体128的连接托架214。推力支柱202因此经由枢转接头可操作地连接到引擎壳体128。然而，在其他实施方案中，推力支柱202可通过球窝接头连接到引擎壳体128。推力支柱202的第二端部部分(未示出)连接到引擎安装架204(如图1所示)。在一些实施方案中，推力支柱202的第二端部部分通过球窝接头连接到引擎安装架204。在一些实施方案中，引擎安装架204包括平衡梁。平衡梁可平衡推力支柱202与另一个推力支柱(未示出)的轴向载荷。在其他实施方案中，引擎安装架204包括用于与推力支柱202的第二端部部分连接的轭架组件。在一些其他实施方案中，推力支柱202可通过其他连接方法连接到引擎壳体128和引擎安装架204。推力支柱202具有主体218，其中第一端部部分212和第二端部部分设置在主体218的两端。推力支柱202的主体218具有基本上圆柱形的形状。推力支柱202的主体218可具有中空圆柱形构造或实心圆柱形构造。然而，在其他实施方案中，推力支柱202的主体218可具有非圆形形状，例如多边形、椭圆形等。推力支柱202可由金属材料、非金属材料、复合材料等制成。在一些实施方案中，推力支柱202的主体218限定推力支柱轴线“TA”和轴向“AD”。
推力支柱202的两端处的连接可被设计成为推力支柱202提供静定构造。静定构造意指，由于存在通过推力支柱202的单个轴向载荷路径，所以可确定推力支柱202的载荷。因此，推力支柱202可被设计成基本上仅承载推力或轴向载荷，从而防止与引擎100的其他安装部件的任何冲突。而且，由于静定构造，引擎100的热膨胀可能不会在推力支柱202上引起过多的载荷。
由于推力支柱202从引擎100的前部210延伸到引擎安装架204，因此推力支柱202可以是长且细的，即具有大的长径比。推力支柱202可因此在引擎100的操作期间易受振动的影响。例如，推力支柱202的自然频率可处于操作期间引擎100的一个或多个转子速度的强制频率下。引起问题的推力支柱202的基本振动模式通常是推力支柱202的弓形模式(跳绳模式)。此外，具有齿轮传动布置结构的气体涡轮引擎通常使每个引擎转子或轴以较大的频率重叠操作。因此，可能并不存在任何这样的频率：可将推力支柱202调谐到该频率以避免被引擎轴的操作频率驱动。约束结构208可使推力支柱202的自然振动频率增加到引擎轴的强制频率的包络之外。换句话讲，约束结构208可使推力支柱202的振动频率增加到超过与引擎100相关联的强制频率。此外，约束结构208可防止或减弱推力支柱202的振动。例如，约束结构208可防止推力支柱202的弓形模式下的振动。
约束结构208包括周向设置在推力支柱202上的托架302以及连接到托架302和气体涡轮引擎100的至少一个细长构件304。具体地，托架302周向设置在推力支柱202的主体218上。在例示的实施方案中，约束结构208包括一对细长构件304。然而，约束结构208可具有一个或多个细长构件304以适合特定的应用。该对细长构件304中的每个细长构件可基本上垂直于推力支柱202的推力支柱轴线“TA”延伸。托架302可被紧固或连接到推力支柱202，以防止托架302与推力支柱202之间的任何相对运动。另外，托架302包括围绕推力支柱202设置的环形构件306(见图6)和至少部分地围绕环形构件306设置的夹持构件308。具体地，环形构件306围绕推力支柱202的主体218设置。环形构件306设置在推力支柱202的主体218的外表面上。夹持构件308可将环形构件306夹持或夹紧到推力支柱202上，以防止环形构件306与推力支柱202之间的任何相对运动。在其他实施方案中，可在环形构件306与推力支柱202之间提供过盈配合，以防止环形构件306与推力支柱202之间的任何相对运动。在过盈配合的情况下，可以不存在夹持构件308。因此，托架302可被夹持或过盈配合到推力支柱202，以防止托架302与推力支柱202之间的相对运动。
在一些实施方案中，夹持构件308是单个部件。在一些其他实施方案中，夹持构件308包括例如通过紧固件彼此连接的两个单独的部件。夹持构件308还包括一对凸缘部分310(图2中仅示出了一个)。该对细长构件304中的每个细长构件可连接到该对凸缘部分310中的相应凸缘部分310。细长构件304可通过各种方法(例如，紧固件、焊接、硬钎焊、粘合剂等)连接到凸缘部分310。此外，该至少一个细长构件304连接到气体涡轮引擎100的引擎壳体128。具体地，细长构件304可通过诸如紧固件、焊接、硬钎焊、粘合剂等各种方法连接到引擎壳体128。细长构件304中的每个细长构件可连接到引擎100的凸缘或凸台。凸缘或凸台可设置在引擎壳体128上。在一些实施方案中，该至少一个细长构件304适于挠曲以允许推力支柱202沿平行于推力支柱轴线“TA”的方向移动。具体地，细长构件304中的每个细长构件适于挠曲以允许推力支柱202沿轴向“AD”移动。
约束结构208相对于推力支柱轴线“TA”径向和周向地约束推力支柱202，同时允许推力支柱202沿推力支柱轴线“TA”的方向移动。约束结构208在径向“RD”和周向“CD”上对推力支柱202施加约束。然而，约束结构208沿推力支柱202的轴向“AD”是柔性或顺应性的。细长构件304可变形或挠曲以允许托架302沿轴向“AD”移动以提供轴向顺应性。具体地，环形构件306可与推力支柱202一起沿轴向“AD”移动以提供轴向顺应性。由于约束结构208沿轴向“AD”是柔性的，因此相比于推力支柱202的推力或轴向载荷，约束结构208的刚度沿轴向“AD”也相对较低。因此，当由约束结构208施加的轴向载荷是推力支柱202所经受的推力载荷的一小部分或一小百分比时，推力支柱202可保持静定。因此，约束结构208可能不会使推力支柱202超静定。换句话讲，推力支柱202的静定构造可不受约束结构208的存在的影响。
约束结构208可被配置为沿不同的方向(例如周向“CD”、径向“RD”和/或轴向“AD”)提供期望的刚度。例如，可根据不同方向上的期望刚度来选择环形构件306的厚度、环形构件306的长度、夹持构件308的厚度和/或细长构件304的厚度。环形构件306沿推力支柱202的长度的轴向位置也可被调谐以影响感兴趣的频率。例如，可选择环形构件306与推力支柱202的第一端部部分212之间的距离“D1”以适合特定的应用。环形构件306的内径可小于或等于推力支柱202的主体218的外径。此外，夹持构件308的内径可小于或等于环形构件306的外径。夹持构件308的长度可小于或等于环形构件306的长度。细长构件304中的每个细长构件的长度可取决于在环形构件306的附接区域处引擎壳体128与推力支柱202之间的距离。细长构件304可具有不同的长度，以便考虑到引擎壳体128的曲率和推力支柱202的倾斜安装。然而，如果推力支柱202同轴地安装在引擎壳体128上，则细长构件304可具有基本上相等的长度。
在例示的实施方案中，环形构件306具有基本上环形的形状。然而，环形构件306的形状可取决于推力支柱202的主体218的形状。具体地，环形构件306的内表面的形状可基本上类似于推力支柱202的主体218的外表面的形状。例如，如果推力支柱202的主体218具有非圆形形状，则环形构件306可具有类似的非圆形形状。夹持构件308的形状可基于环形构件306的形状。
环形构件306可由金属材料(金属或合金)、非金属材料、复合材料等制成。在一些实施方案中，环形构件306由抗微动材料制成，以防止对推力支柱202的主体218造成磨损或损坏。夹持构件308和细长构件304可由金属材料(金属或合金)、非金属材料、复合材料等制成。可选择环形构件306、夹持构件308和细长构件304的材料以适合特定的应用。
约束结构208可具有低成本且易于制造并结合到引擎100中的简单设计。例如，环形构件306可滑动地设置在推力支柱202的主体218上。然后，夹持构件308可设置在环形构件306上，以将环形构件306夹紧到推力支柱202的主体218上。然后细长构件304可附接到相应的凸缘部分310和引擎壳体128。在一些实施方案中，约束结构208可被改装到气体涡轮引擎100上。在不存在约束结构208的情况下，推力支柱通常可能需要具有大的直径，以使自然频率增加至超过引擎100的强制频率。约束结构208可消除对于此类具有过大直径和/或厚度的推力支柱的需要。约束结构208设计的有益效果也可相当容易地用计算方法(例如，有限元方法)而不是依靠引擎测试来建立。
在图2的例示的实施方案中，示出了具有约束结构208的一个推力支柱202。然而，在其他实施方案中，可存在多个此类推力支柱202，其中每个推力支柱202都设置有约束结构208。
图3示出了根据本公开的另一实施方案的约束结构400的透视图。图4示出了安装在推力支柱202上的约束结构400。约束结构400可以是安装设备401(如图4所示)或安装设备200(如图1和图2所示)的一部分。安装设备401还包括推力支柱202。参见图3和图4，约束结构400包括周向设置在推力支柱202上的托架402以及连接到托架402和气体涡轮引擎100的至少一个细长构件404。具体地，托架402周向设置在推力支柱202的主体218上。在例示的实施方案中，约束结构400包括一对细长构件404。然而，约束结构400可具有一个或多个细长构件404以适合特定的应用。该对细长构件404中的每个细长构件可沿基本上垂直于推力支柱202的轴向“AD”的方向延伸。换句话讲，该对细长构件404中的每个细长构件可基本上垂直于推力支柱轴线“TA”延伸。此外，托架402包括环形构件406、第一夹持构件408和第二夹持构件410。环形构件406围绕推力支柱202设置。具体地，环形构件406围绕推力支柱202的主体218设置。环形构件406设置在推力支柱202的主体218的外表面上。环形构件406可具有基本上环形的形状，其具有矩形的横截面。然而，环形构件406可具有任何另选的横截面形状(例如，圆形)以适合特定的应用。
第一夹持构件408和第二夹持构件410可一起围绕环形构件406的至少一部分。第一夹持构件408包括至少部分地围绕环形构件406设置的第一弯曲部分412并包括一对第一凸缘部分414。第一弯曲部分412限定两个端部416(仅示出一个)。该对第一凸缘部分414中的每个第一凸缘部分设置在第一弯曲部分412的相应端部416处。相似地，第二夹持构件410包括至少部分地围绕环形构件406设置的第二弯曲部分418并包括一对第二凸缘部分420。第二弯曲部分418限定两个端部422(仅示出一个)。该对第二凸缘部分420中的每个第二凸缘部分设置在第二弯曲部分418的相应端部422处。该对第二凸缘部分420中的每个第二凸缘部分连接到该对第一凸缘部分414中的相应第一凸缘部分414。在例示的实施方案中，第二凸缘部分420通过相应的紧固件424可拆卸地连接到相应的第一凸缘部分414。每个紧固件424可包括螺母426和螺栓428。另选地，每个紧固件可包括螺杆。在其他实施方案中，第一凸缘部分414可通过诸如焊接、硬钎焊、粘合剂等另选的方法连接到相应的第二凸缘部分420。第一凸缘部分414中的每个凸缘部分设置在相应的第二凸缘部分420上。另外，第一凸缘部分414中的每个凸缘部分可具有从第一弯曲部分412的相应端部416延伸的基本上立方体形状。相似地，第二凸缘部分420中的每个第二凸缘部分可具有从第二弯曲部分418的相应端部422延伸的基本上立方体形状。在连接第一凸缘部分414和第二凸缘部分420之后，第一夹持构件408和第二夹持构件410可将环形构件406夹持或夹紧到推力支柱202，以防止环形构件406与推力支柱202之间的任何相对运动。第一弯曲部分412和第二弯曲部分418中的每一者具有基本上半圆形的形状，其具有矩形横截面。因此，第一凸缘部分414和第二凸缘部分420可设置在环形构件406的沿直径相对的端部处。另选地，第一弯曲部分412和第二弯曲部分418可具有不同的形状。此外，第一弯曲部分412和第二弯曲部分418中的每一者可具有任何另选的横截面形状(例如，圆形)以适合特定的应用。
该至少一个细长构件404连接到该对第一凸缘部分414中的至少一第一凸缘部分和该对第二凸缘部分420中的至少一个第二凸缘部分。具体地，该对细长构件404中的每个细长构件连接到相应的第一凸缘部分414和相应的第二凸缘部分420。细长构件404中的每个细长构件限定在托架402近侧的第一端部404A和在托架402远侧的第二端部404B。每个细长构件404的第一端部404A可连接到相应的第一凸缘部分414和相应的第二凸缘部分420的侧表面。细长构件404可通过诸如焊接、硬钎焊、粘合剂、紧固件等各种方法连接到相应的第一凸缘部分414和相应的第二凸缘部分420。每个细长构件404的第二端部404B可连接到引擎壳体128。在例示的实施方案中，该至少一个细长构件404连接到气体涡轮引擎100的凸台430。具体地，每个细长构件404连接到从气体涡轮引擎100的引擎壳体128延伸的相应的凸台430(图4中仅示出了一个)。每个细长构件404通过紧固件432可拆卸地连接到相应的凸台430。细长构件404中的每个细长构件可限定在第二端部404B近侧的孔(未示出)。可通过相应的细长构件404的孔接纳紧固件432。此外，每个细长构件404的第二端部404B可被倒角。紧固件432可以是螺母和螺栓组件、螺杆等。凸台430可限定用于接纳紧固件432的孔(未示出)。然而，在一些其他实施方案中，每个细长构件404可通过诸如焊接、硬钎焊、粘合剂等另选的方法连接到相应的凸台430。凸台430可以是引擎壳体128的现有凸台。另选地，凸台430可以是被装配用于与相应的细长构件404联接的新凸台。凸台430可与引擎壳体128成一体。另选地，凸台430可通过焊接、硬钎焊、粘合剂等附接到引擎壳体128。
细长构件404中的每个细长构件可具有基本上矩形的横截面。然而，细长构件404中的每个细长构件可具有任何另选的横截面形状(例如，圆形)以适合特定的应用。细长构件404中的每个细长构件的长度可取决于在环形构件406的附接区域处引擎壳体128与推力支柱202之间的距离。细长构件404可具有不同的长度，以便考虑引擎壳体128的曲率和推力支柱202的倾斜安装。因为推力支柱202相对于引擎100的轴线X-X倾斜，所以引擎壳体128的表面与推力支柱202之间的距离在推力支柱202的沿直径相对的两端处可不同。具有较大长度的细长构件404可附接到引擎壳体128的一部分，该部分位于距推力支柱202较大的距离处。另外，具有较小长度的细长构件404可附接到引擎壳体128的另一部分，该另一部分位于距推力支柱202较小的距离处。然而，在另选实施方案中，如果推力支柱202同轴地安装在引擎壳体128上，则细长构件404可具有基本上相等的长度。
在一些实施方案中，该至少一个细长构件404适于挠曲以允许推力支柱202沿推力支柱轴线“TA”的轴向移动。具体地，细长构件404中的每个细长构件适于挠曲以允许推力支柱202沿轴向“AD”移动。约束结构400相对于推力支柱轴线“TA”径向和周向地约束推力支柱202，同时允许推力支柱202沿轴向“AD”移动。约束结构400在径向“RD”和周向“CD”上对推力支柱202施加约束。然而，约束结构400沿推力支柱202的轴向“AD”是柔性或顺应性的。细长构件404变形或挠曲以允许托架402沿轴向“AD”移动以提供轴向顺应性。具体地，环形构件406可与推力支柱202一起沿轴向“AD”移动以提供轴向顺应性。由于约束结构400沿轴向“AD”是柔性的，因此相比于推力支柱202的推力或轴向载荷，约束结构400的刚度沿轴向“AD”也相对较低。因此，当由约束结构400施加的轴向载荷是推力支柱202所经受的推力载荷的一小部分或一小百分比时，推力支柱202可保持静定。因此，约束结构400可能不会使推力支柱202超静定。换句话讲，推力支柱202的静定构造可不受约束结构400的存在的影响。
约束结构400可被配置为沿不同的方向(例如周向“CD”、径向“RD”和/或轴向“AD”)提供期望的刚度。例如，可根据不同方向上的期望刚度来选择环形构件406的厚度、环形构件406的长度、第一夹持构件408的厚度、第二夹持构件410的厚度和/或细长构件404的厚度。环形构件406沿推力支柱202的长度的轴向位置也可被调谐以影响感兴趣的频率。环形构件406的内径可基本上等于推力支柱202的主体218的外径。另外，第一夹持构件408和第二夹持构件410中的每一者的内径可小于或等于环形构件406的外径。第一夹持构件408和第二夹持构件410中的每一者的长度可小于或等于环形构件406的长度。
在例示的实施方案中，环形构件406具有基本上环形的形状。然而，环形构件406的形状可取决于推力支柱202的主体218的形状。具体地，环形构件406的内表面的形状可基本上类似于推力支柱202的主体218的外表面的形状。例如，如果推力支柱202的主体218具有非圆形形状，则环形构件406可具有类似的非圆形形状。第一夹持构件408和第二夹持构件410的形状可基于环形构件406的形状。
环形构件406可由金属材料(金属或合金)、非金属材料、复合材料等制成。在一些实施方案中，环形构件406由抗微动材料制成，以防止对推力支柱202的主体218造成磨损或损坏。第一夹持构件408和第二夹持构件410以及细长构件404可由金属材料(金属或合金)、非金属材料、复合材料等制成。可选择环形构件406、第一夹持构件408、第二夹持构件410和细长构件404的材料以适合特定的应用。
约束结构400可具有低成本且易于制造并结合到引擎100中的简单设计。例如，环形构件406可滑动地设置在推力支柱202的主体218上。然后，第一夹持构件408和第二夹持构件410可设置在环形构件406上，并且经由紧固件424彼此连接，以将环形构件406夹紧到推力支柱202的主体218上。然后，细长构件404可附接到相应的第一凸缘部分414、相应的第二凸缘部分420和引擎壳体128。在一些实施方案中，约束结构400可被改装到气体涡轮引擎100上。在不存在约束结构400的情况下，推力支柱通常可能需要具有大的直径，以使自然频率增加至超过引擎100的强制频率。约束结构400可消除对于此类具有过大直径的推力支柱的需要。约束结构400设计的有益效果也可相当容易地用计算方法(例如，有限元方法)而不是依靠引擎测试来建立。
约束结构400也可容易地从推力支柱202和引擎壳体128移除，以用于各种目的，诸如维修、修理和/或更换。例如，可通过松开紧固件432使细长构件404从相应的凸台430脱离。可松开连接相应的第一凸缘部分414和第二凸缘部分420的紧固件424以移除环形构件406上的夹紧力。然后可通过使环形构件406沿推力支柱202滑动而将约束结构400从推力支柱202移除。
图5示出了包括约束结构400的安装设备500的透视图。如图5所示，该至少一个细长构件404连接到气体涡轮引擎100的凸缘502。具体地，该对细长构件404连接到凸缘502。凸缘502可从引擎壳体128的表面延伸。紧固件432(图5中仅示出了一个)将相应的细长构件404连接到凸缘502。紧固件432可被接纳在凸缘502的孔504中的一个孔中。凸缘502可以是引擎壳体128的现有凸缘。
图6示出了包括沿推力支柱202的长度彼此间隔开的多个约束结构208的安装设备600。在图6的例示的实施方案中，推力支柱202上设置有三个约束结构208。然而，可基于应用要求提供任何数量的约束结构208。约束结构208可设置在推力支柱202的对于一种或多种感兴趣的振动模式(例如弓形模式)预期经受高应变的节段上。可相应地选择相邻约束结构208之间的距离“F1”和距离“F2”。距离“F1”和“F2”可基本上彼此相等。另选地，距离“F1”和“F2”可彼此不同。另外，如图6所示，对应的约束结构208的细长构件304的长度基于在约束结构208的对应的安装位置处推力支柱202与引擎壳体128的表面之间的距离而变化。例如，由于推力支柱202相对于水平面或轴线倾斜，细长构件304的长度可随着与推力支柱202的第一端部部分212的距离的增加而增大。
尽管在图6中示出了多个约束结构208，但也可在推力支柱202上另选地设置多个约束结构400(如图3所示)。约束结构400可沿推力支柱202的长度彼此间隔开。一个或多个约束结构400的细长构件404可连接到相应的凸台430(如图4所示)。另选地或除此之外，一个或多个约束结构400的细长构件404可连接到相应的凸缘502(如图5所示)。在一些实施方案中，在推力支柱202上可设置一个或多个约束结构208和一个或多个约束结构400。
图7示出了具有安装设备700的气体涡轮引擎100。安装设备700基本上类似于图1和图2所示的安装设备200。然而，在图7的例示的实施方案中，约束结构208附接到短舱120而不是引擎壳体128。具体地，该至少一个细长构件304(如图2所示)连接到气体涡轮引擎100的短舱120。因此，该至少一个细长构件304附接到引擎100的旁路侧而不是核心引擎126。在一些实施方案中，多个约束结构208可沿推力支柱202设置，其中对应的细长构件304连接到短舱120。在一些其他实施方案中，一个或多个约束结构400(如图3所示)可另外地或任选地设置在推力支柱202上，其中对应的细长构件404连接到短舱120。一个或多个约束结构400的细长构件404可连接到相应的凸台430(如图4所示)或连接到相应的凸缘502(如图5所示)。
图8示出了根据本公开的另一实施方案的约束结构800。约束结构800基本上类似于约束结构400(如图3所示)。然而，约束结构800包括具有一件式构造的夹持构件808，而不是约束结构400的第一夹持构件408和第二夹持构件410的两件式构造。约束结构800可以是安装设备200、401、500、600或700的一部分。
约束结构800包括周向设置在推力支柱202上的托架802以及连接到托架802和气体涡轮引擎100的至少一个细长构件804。在图8的例示的实施方案中，约束结构800包括等同于约束结构400的一对细长构件404的一对细长构件804。托架802包括等同于约束结构400的环形构件406的环形构件806。环形构件806被配置为围绕推力支柱202设置。夹持构件808包括至少部分地围绕环形构件806设置的弯曲部分810。弯曲部分810包括一对分裂端部812。具体地，弯曲部分810可具有基本上环形的形状，其具有分裂端部812。夹持构件808还包括彼此连接的一对第一凸缘部分814。该对第一凸缘部分814中的每个第一凸缘部分设置在该对分裂端部812中的相应分裂端部812处。夹持构件808还包括从弯曲部分810延伸并且与该对第一凸缘部分814间隔开的第二凸缘部分816。该对第一凸缘部分814可通过紧固件818彼此连接。紧固件818可包括螺母820和螺栓822。该对第一凸缘部分814中的每个第一凸缘部分可具有基本上立方体的形状。另外，第二凸缘部分816可具有基本上立方体的形状。
该至少一个细长构件804连接到该对第一凸缘部分814和第二凸缘部分816中的一者或多者。在例示的实施方案中，细长构件804中的一个细长构件连接到该对第一凸缘部分814。另一细长构件804连接到第二凸缘部分816。细长构件804经由等同于约束结构400的紧固件432的相应紧固件832连接到引擎壳体128。
图9示出了根据本公开的另一实施方案的约束结构900。约束结构900基本上类似于约束结构400(如图3所示)。然而，约束结构900包括单个细长构件904，而不是约束结构400的一对细长构件404。约束结构900可以是上述安装设备200、401、500、600或700的一部分。
约束结构900包括围绕推力支柱202周向设置的托架902以及连接到托架902和气体涡轮引擎100的细长构件904。托架902包括等同于约束结构400的环形构件406的环形构件906。环形构件906被配置为围绕推力支柱202设置。托架还包括分别等同于约束结构400的第一夹持构件408和第二夹持构件410的第一夹持构件908和第二夹持构件910。第一夹持构件908包括至少部分地围绕环形构件906设置的第一弯曲部分912并包括一对第一凸缘部分914。第一弯曲部分912限定两个端部916(仅示出一个)。该对第一凸缘部分914中的每个第一凸缘部分设置在第一弯曲部分912的相应端部916处。相似地，第二夹持构件910包括至少部分地围绕环形构件906设置的第二弯曲部分918并包括一对第二凸缘部分920。第二弯曲部分918限定两个端部922(仅示出一个)。该对第二凸缘部分920中的每个第二凸缘部分设置在第二弯曲部分918的相应端部922处。该对第二凸缘部分920中的每个第二凸缘部分连接到该对第一凸缘部分914中的相应第一凸缘部分914。在例示的实施方案中，第二凸缘部分920通过相应的紧固件924可拆卸地连接到相应的第一凸缘部分914。每个紧固件924可包括螺母926和螺栓928。
细长构件904可以是将托架902连接到引擎壳体128的宽构件。细长构件904可沿基本上垂直于推力支柱202的轴向“AD”的方向延伸。换句话讲，细长构件904可基本上垂直于推力支柱轴线“TA”延伸。细长构件904包括一对腿部934和设置在该对腿部934之间并与其连接的连接部分936。该对腿部934连接到相应的第一凸缘部分914和相应的第二凸缘部分920。腿部934还可经由相应的紧固件932可拆卸地连接到引擎壳体128。连接部分936可包括上弯曲边缘938和下直边缘940。然而，连接部分936可具有任何另选的形状以适合特定的应用。
图10示出了根据本公开的另一实施方案的约束结构1000。约束结构1000基本上类似于约束结构400(如图3所示)。然而，约束结构1000不包括任何夹持构件。约束结构1000可以是安装设备200、401、500、600或700的一部分。
约束结构1000包括周向设置在推力支柱202上的托架1002以及连接到托架1002和气体涡轮引擎100的至少一个细长构件1004。在图10的例示的实施方案中，约束结构1000包括等同于约束结构400的一对细长构件404的一对细长构件1004。托架1002包括围绕推力支柱202设置的环形部分1006。在一些实施方案中，环形部分1006可经由过盈配合连接到推力支柱202。托架1002还包括连接到环形部分1006的一对凸缘部分1008。凸缘部分1008可从环形部分1006的沿直径相对的端部延伸。
该至少一个细长构件1004连接到该对凸缘部分1008中的至少一个凸缘部分。在例示的实施方案中，该对细长构件1004中的每个细长构件连接到该对凸缘部分1008中的相应凸缘部分1008。细长构件1004经由等同于约束结构400的紧固件432的相应紧固件1032连接到引擎壳体128。
应当理解，本公开不限于上述实施方案，并且在不脱离本文所述的概念的情况下可以进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (15)

1.一种用于将气体涡轮引擎安装到飞行器上的安装设备，所述安装设备包括：
推力支柱，所述推力支柱可操作地连接到所述气体涡轮引擎和所述飞行器，所述推力支柱限定沿所述推力支柱的长度的推力支柱轴线；
约束结构，所述约束结构包括：
托架，所述托架周向设置在所述推力支柱上；和
至少一个细长构件，所述至少一个细长构件连接到所述托架和所述气体涡轮引擎，
其中所述约束结构相对于所述推力支柱的所述推力支柱轴线径向和周向地约束所述推力支柱，同时允许所述推力支柱沿所述推力支柱轴线的轴向移动。
2.根据权利要求1所述的安装设备，其中所述至少一个细长构件适于挠曲以允许所述推力支柱沿所述推力支柱轴线的所述轴向移动。
3.根据权利要求1所述的安装设备，其中所述托架包括围绕所述推力支柱设置的环形部分。
4.根据权利要求3所述的安装设备，其中所述托架还包括连接到所述环形部分的一对凸缘部分，并且其中所述至少一个细长构件连接到所述一对凸缘部分中的至少一个凸缘部分。
5.根据权利要求1所述的安装设备，其中所述托架包括：
环形构件，所述环形构件围绕所述推力支柱设置；
第一夹持构件，所述第一夹持构件包括至少部分地围绕所述环形构件设置的第一弯曲部分并包括一对第一凸缘部分，其中所述一对第一凸缘部分中的每个第一凸缘部分设置在所述第一弯曲部分的相应端部处；和
第二夹持构件，所述第二夹持构件包括至少部分地围绕所述环形构件设置的第二弯曲部分并包括一对第二凸缘部分，其中所述一对第二凸缘部分中的每个第二凸缘部分设置在所述第二弯曲部分的相应端部处，并且其中所述一对第二凸缘部分中的每个第二凸缘部分连接到所述一对第一凸缘部分中的相应第一凸缘部分。
6.根据权利要求5所述的安装设备，其中所述至少一个细长构件连接到所述一对第一凸缘部分中的至少一个第一凸缘部分和所述一对第二凸缘部分中的至少一个第二凸缘部分。
7.根据权利要求1所述的安装设备，其中所述托架包括：
环形构件，所述环形构件围绕所述推力支柱设置；和
夹持构件，所述夹持构件包括：
弯曲部分，所述弯曲部分至少部分地围绕所述环形构件设置，所述弯曲部分包括一对分裂端部；
彼此连接的一对第一凸缘部分，其中所述一对第一凸缘部分中的每个第一凸缘部分设置在所述一对分裂端部中的相应分裂端部处；和
第二凸缘部分，所述第二凸缘部分从所述弯曲部分延伸并且与所述一对第一凸缘部分间隔开。
8.根据权利要求7所述的安装设备，其中所述至少一个细长构件连接到所述一对第一凸缘部分和所述第二凸缘部分中的一者或多者。
9.根据权利要求1所述的安装设备，其中所述至少一个细长构件连接到所述气体涡轮引擎的凸缘。
10.根据权利要求1所述的安装设备，其中所述至少一个细长构件连接到所述气体涡轮引擎的凸台。
11.根据权利要求1所述的安装设备，其中所述至少一个细长构件连接到所述气体涡轮引擎的引擎壳体。
12.根据权利要求1所述的安装设备，其中所述至少一个细长构件连接到所述气体涡轮引擎的短舱。
13.根据权利要求1所述的安装设备，其中所述约束结构包括一对所述细长构件。
14.根据权利要求1所述的安装设备，还包括沿所述推力支柱的长度彼此间隔开的多个所述约束结构。
15.一种包括气体涡轮引擎的飞行器，其中所述气体涡轮引擎通过权利要求1所述的安装设备安装到所述飞行器上。
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102686864A (zh) * 2010-01-08 2012-09-19 斯奈克玛 用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统
CN103291456A (zh) * 2011-12-22 2013-09-11 劳斯莱斯有限公司 电线束
CA2835584A1 (en) * 2012-12-18 2014-06-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine mounting ring
CN105793543A (zh) * 2013-11-07 2016-07-20 斯奈克玛 配备有用于吸收来自其发动机的推力的装置的涡轮发动机
EP3054140A1 (en) * 2015-02-06 2016-08-10 United Technologies Corporation Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine
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
CN106988889A (zh) * 2016-01-21 2017-07-28 通用电气公司 用于涡轮发动机的涡轮后框架
CN108431373A (zh) * 2015-12-24 2018-08-21 赛峰飞机发动机公司 在居间压缩机壳体上具有推力抵抗装置的涡轮喷气发动机

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US577284A (en) * 1897-02-16 Conduit-sheathing
US539462A (en) * 1895-05-21 Pipe-bracket
US1760458A (en) * 1928-07-16 1930-05-27 Adolph B Weber Pipe support
GB1318748A (en) * 1970-08-11 1973-05-31 Secr Defence Gas turgine ducted fan engines for aircraft
US4471609A (en) * 1982-08-23 1984-09-18 The Boeing Company Apparatus and method for minimizing engine backbone bending
US4603821A (en) * 1983-12-30 1986-08-05 The Boeing Company System for mounting a jet engine
US5435506A (en) * 1994-03-02 1995-07-25 United Technologies Corporation Clamp with mechanically attached grommet
FR2806699B1 (fr) * 2000-03-22 2002-05-10 Aerospatiale Matra Airbus Dispositif de reprise de poussee apte a relier un turbomoteur et un mat d'aeronef
US6330985B1 (en) * 2000-06-30 2001-12-18 General Electric Company Link component for aircraft engine mounting systems
US6755005B2 (en) * 2001-08-10 2004-06-29 General Electric Company Method and apparatus for stiffening and apparatus
US6729588B2 (en) * 2001-11-16 2004-05-04 Wilkinson, Iii Joseph Pipe shoe and method
US8870132B2 (en) * 2009-03-25 2014-10-28 Franklin Fastener Company Wrap bracket clamp assembly
US20130118627A1 (en) * 2011-11-14 2013-05-16 United Technologies Corporation Tuned response duct clamp
FR2992701B1 (fr) * 2012-07-02 2015-04-17 Airbus Operations Sas Bielle integrant un absorbeur d'energie
FR3013077B1 (fr) 2013-11-08 2015-11-20 Snecma Turbomachine comportant des moyens de support d'au moins un equipement
GB201322077D0 (en) * 2013-12-13 2014-01-29 Rolls Royce Plc Engine mount
US9404421B2 (en) * 2014-01-23 2016-08-02 Siemens Energy, Inc. Structural support bracket for gas flow path
WO2018116083A1 (en) * 2016-12-20 2018-06-28 Bombardier Inc. Thrust link with tuned absorber

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102686864A (zh) * 2010-01-08 2012-09-19 斯奈克玛 用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统
CN103291456A (zh) * 2011-12-22 2013-09-11 劳斯莱斯有限公司 电线束
CA2835584A1 (en) * 2012-12-18 2014-06-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine mounting ring
CN105793543A (zh) * 2013-11-07 2016-07-20 斯奈克玛 配备有用于吸收来自其发动机的推力的装置的涡轮发动机
EP3054140A1 (en) * 2015-02-06 2016-08-10 United Technologies Corporation Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine
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
CN108431373A (zh) * 2015-12-24 2018-08-21 赛峰飞机发动机公司 在居间压缩机壳体上具有推力抵抗装置的涡轮喷气发动机
CN106988889A (zh) * 2016-01-21 2017-07-28 通用电气公司 用于涡轮发动机的涡轮后框架

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