CN111703581B - 飞行器的后部发动机紧固件和飞行器 - Google Patents

飞行器的后部发动机紧固件和飞行器 Download PDF

Info

Publication number
CN111703581B
CN111703581B CN202010186892.4A CN202010186892A CN111703581B CN 111703581 B CN111703581 B CN 111703581B CN 202010186892 A CN202010186892 A CN 202010186892A CN 111703581 B CN111703581 B CN 111703581B
Authority
CN
China
Prior art keywords
engine
link pin
lateral
lug
main
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
Application number
CN202010186892.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111703581A (zh
Inventor
朱利恩·凯西亚尔
米夏埃尔·贝尔若
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.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
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 Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of CN111703581A publication Critical patent/CN111703581A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111703581B publication Critical patent/CN111703581B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • 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
    • 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
    • B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
    • 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
    • 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
    • B64D27/406—Suspension arrangements specially adapted for supporting thrust loads, e.g. thrust links

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Arrangement Or Mounting Of Propulsion Units For Vehicles (AREA)
  • Hybrid Electric Vehicles (AREA)

Abstract

本发明的主题是一种飞行器的后部发动机紧固件和飞行器，该后部发动机紧固件用于连接飞行器的主结构(56)和发动机(58)，所述后部发动机紧固件包括：‑支撑件(62)，所述支撑件被配置成连接至所述主结构(56)；‑至少一个主吊耳(70)，该至少一个主吊耳通过第一支撑链接销(72.1)和第二支撑链接销(72.2)连接至所述支撑件(62)，这些支撑链接销相对于竖直纵向平面对称，并且通过第一侧向发动机链接销(76.1)以及中央发动机链接销(74)连接至发动机(58)；‑至少一个次级吊耳(78)，该至少一个次级吊耳通过第二侧向发动机链接销(76.2)连接至发动机，并且通过次级链接销(80)连接至主吊耳(70)。

Description

飞行器的后部发动机紧固件和飞行器
技术领域
本申请涉及一种用于飞行器的具有宽度方向上减小的体积的后部发动机紧固件，并且涉及一种包括至少一个这种后部发动机紧固件的飞行器。
背景技术
根据在图1和图2中可见的一个实施例，飞行器10包括定位在飞行器的每个机翼14下方的多个动力装置12。每个动力装置12包括发动机16、围绕发动机16定位的短舱(图2中未示出)、以及连接发动机16与机翼14的支柱18。支柱18包括主结构20，该主结构通过发动机紧固件22连接至发动机16、并且通过机翼单元紧固件24连接至机翼14。
对于本发明，纵向方向与发动机的旋转轴线A16基本上平行。竖直纵向平面是穿过发动机的旋转轴线A16的竖直平面。横向平面是与发动机的旋转轴线A16垂直的平面。水平横向方向是水平的并且与发动机的旋转轴线A16垂直的方向。
发动机紧固件22包括前部发动机紧固件26、后部发动机紧固件28和用于吸收推力的一对推力连接杆30。
根据图3所示出的一个实施例，对于后部发动机紧固件28，主结构20包括大致定位在水平平面中的基板32。后部发动机紧固件28包括：横梁34，该横梁通过链接元件36连接至主结构20，并且通过中央发动机链接销38连接至发动机16；第一吊耳40，该第一吊耳通过第一侧向发动机链接销42连接至发动机16，并且通过两个梁链接销44连接至横梁34；以及第二吊耳46，该第二吊耳通过第二侧向发动机链接销48连接至发动机，并且通过梁链接销50连接至横梁34。
链接销38、42、44、48、50基本彼此平行并且与纵向方向平行。
根据这个实施例，第一吊耳40吸收张力/压缩力和发动机转矩。第二吊耳46吸收张力/压缩力。
第一吊耳40和第二吊耳46通过三个梁链接销44、50连接至横梁34，这些梁链接销间隔开、并且在水平横向方向上与中央发动机链接销38大致对齐。这种布置在横向上占用了大量体积。因此，主结构的下部分非常宽，从而不利地影响了支柱18的空气动力学性能。
本发明的目的是克服现有技术的全部或一些缺点。
发明内容
为此目的，本发明的目的是本发明的主题是一种飞行器的后部发动机紧固件，所述后部发动机紧固件用于连接飞行器的主结构和发动机，所述后部发动机紧固件包括：支撑件，所述支撑件被配置成连接至所述主结构；刚性连接至所述发动机的至少一个中央附接凸耳，刚性连接至所述发动机的至少一个第一侧向附接凸耳，刚性连接至所述发动机的至少一个第二侧向附接凸耳，所述第一侧向附接凸耳和所述第二侧向附接凸耳布置在所述中央附接凸耳的两侧；至少一个主吊耳，所述至少一个主吊耳通过第一支撑链接销和第二支撑链接销连接至所述支撑件，并且通过第一侧向发动机链接销连接至所述第一侧向附接凸耳；至少一个次级吊耳，所述至少一个次级吊耳通过第二侧向发动机链接销连接至所述第二侧向附接凸耳。
根据本发明，所述主吊耳通过定位在竖直纵向平面中的中央发动机链接销连接至所述中央附接凸耳，所述第一支撑链接销和所述第二支撑链接销相对于所述竖直纵向平面对称地定位，并且，所述次级吊耳通过次级链接销连接至所述主吊耳。
根据本发明，后部发动机紧固件仅包括在水平横向方向中对齐的两个支撑链接销。出于此原因，后部发动机紧固件在主结构的基部附近，在横向方向中更紧凑，这允许支柱宽度的减小，并且因此改善了空气动力学性能。
根据另一特征，所述支撑件包括至少一个安装板，所述安装板具有支承表面，所述支承表面被配置成压靠所述主结构、并且穿过用于容纳链接元件的孔口，以及至少一个腹板，所述腹板与所述安装板被生产为单件，定位在大致横向的平面中，并且具有用于所述第一支撑链接销的第一通孔和用于所述第二支撑链接销的第二通孔。
根据另一特征，每个主吊耳均呈大致定位在横向平面中的板件的形式，并且包括五个孔口，所述五个孔口包括用于容纳所述第一支撑链接销的第一孔口和用于容纳所述第二支撑链接销的第二孔口、用于容纳所述中央发动机链接销的第三孔口、用于容纳所述第一侧向发动机链接销的第四孔口、以及用于容纳所述次级链接销第五孔口。
根据另一特征，每个主吊耳均包括：具有三个倒圆的顶点的大致三角形的中央部分，所述第一孔口、所述第二孔口、以及所述第三孔口定位在所述倒圆的顶点的附近；第一长延伸部，所述第四孔口定位在所述第一长延伸部的自由端部处；以及第二短延伸部，所述第五孔口定位在所述第二短延伸部的自由端部处。
根据另一特征，每个次级吊耳均呈板件的形式，所述板件大致定位在横向平面中、呈长形形状，所述次级吊耳包括第一倒圆的端部和第二倒圆的端部，第一孔和第二孔定位在所述倒圆的端部附近，以用于容纳所述第二侧向发动机链接销和所述次级链接销。
根据另一特征，所述第一支撑链接销和所述第二支撑链接销各自集成有球形联结器链接件，以允许所述发动机移动。
根据另一特征，所述第一侧向发动机链接销和所述第二侧向发动机链接销各自集成有球形联结器链接件，以允许所述发动机移动。
根据另一特征，所述后部发动机紧固件包括：单个腹板；两个主安装板，所述主安装板彼此平行、间隔开、并且布置在所述腹板的两侧；插入在所述两个主安装板之间的单个次级安装板，插入在所述两个主安装板之间的单个中央附接凸耳，插入在所述两个主安装板之间的单个第一侧向附接凸耳；以及两个第二侧向附接凸耳，所述第二侧向附接凸耳彼此平行、间隔开、并且布置在所述次级安装板的两侧。
根据另一特征，所述后部发动机紧固件包括：两个腹板，所述两个腹板彼此平行并且间隔开；单个主安装板，所述单个主安装板定位在所述两个腹板之间；两个次级安装板，所述两个次级安装板彼此平行、间隔开、并且布置在所述主安装板的两侧；两个中央附接凸耳，所述两个中央附接凸耳彼此平行、间隔开、并且布置在所述主安装板的两侧；两个第一侧向附接凸耳，所述两个第一侧向附接凸耳彼此平行、间隔开、并且布置在所述主安装板的两侧；以及单个第二侧向附接凸耳，所述单个第二侧向附接凸耳定位在所述次级安装板之间。
本发明的进一步的目的是一种包括至少一个根据前述特征之一的后部发动机紧固件的飞行器。
附图说明
进一步的特征和优点将从本发明的以下描述中变得明显，该描述仅是通过举例方式参照附图提供的，在附图中：
图1是飞行器的侧视图；
图2是动力装置的侧视图；
图3示出了现有技术的实施例的后部发动机紧固件的前视图；
图4示出了本发明的第一实施例的后部发动机紧固件前视图；
图5是图4中示出的后部发动机紧固件的透视图；
图6是图4中示出的后部发动机紧固件的分解透视图；并且
图7示出了本发明的第二实施例的后部发动机紧固件的透视图。
具体实施方式
图4至图7示出了通过后部发动机紧固件60连接至发动机58的飞行器的主结构56。
根据一种构型，主结构56包括基本平坦的基板56F，该基板用于刚性地连接后部发动机紧固件60。
后部发动机紧固件60包括支撑件62，该支撑件通过用于链接至主结构56的元件64连接至主结构56。该支撑件62包括至少一个安装板66，该安装板具有支承表面66F以及至少一个腹板68，该支承表面压靠主结构56的基板56F、并且穿过用于容纳链接元件64的孔口，该至少一个腹板与安装板66被生产为单件，并且定位在大致横向的平面中。
后部发动机紧固件60包括至少一个主吊耳70，该至少一个主吊耳呈大致定位在横向平面中的板件的形式，该主吊耳通过第一支撑链接销72.1和第二支撑连杆销72.2连接至腹板68、并且通过中央发动机链接销74和第一侧向发动机链接销76.1连接至发动机58。
后部发动机紧固件60包括至少一个次级吊耳78，该次级吊耳呈大致定位在横向平面中的板件的形式，该次级吊耳通过次级链接销80连接至主吊耳70，并且通过第二侧向发动机链接销76.2连接至发动机58。
第一支撑链接销72.1和第二支撑链接销72.2、中央发动机链接销74、第一侧向发动机链接销76.1和第二侧向发动机链接销76.2、以及次级链接销80彼此平行，并且在与纵向方向大致平行的方向上定向。
第一支撑链接销72.1和第二支撑链接销72.2相对于竖直纵向平面对称地定位。
支撑件62的腹板68包括分别用于第一支撑链接销72.1的第一通孔68.1和用于第二支撑链接销72.2的第二通孔68.2。每个主吊耳70包括用于容纳第一支撑链接销72.1的第一孔口70.1和用于容纳第二支撑链接销72.2的第二孔口70.2。第一支撑链接销72.1和第二支撑链接销72.2各自集成有球形联结器链接件，以允许发动机58移动。由于第一支撑链接销72.1和第二支撑链接销72.2可以与现有技术的梁链接销44、50相同，所以不再对其进行进一步的描述。
中央发动机链接销74定位在竖直纵向平面中。第一侧向发动机链接销76.1和第二侧向发动机链接销76.2相对于竖直纵向平面对称地定位。
发动机58包括定位在横向平面中的至少一个中央附接凸耳82，该至少一个中央附接凸耳具有用于容纳中央发动机链接销74的通孔82.1。中央发动机链接销74定位在竖直纵向平面中。
每个主吊耳70均包括用于容纳中央发动机链接销74的第三孔口70.3。
由于中央发动机链接销74可以与现有技术的中央发动机链接销38相同，所以不再对其进行进一步的描述。
发动机58包括定位在横向平面中的至少一个第一侧向附接凸耳84，该至少一个第一侧向附接凸耳具有用于容纳第一侧向发动机链接销76.1的第一通孔84.1。每个主吊耳70均包括用于容纳第一侧向发动机链接销76.1的第四孔口70.4。
发动机58包括定位在横向平面中的至少一个第二侧向附接凸耳86，该至少一个第二侧向附接凸耳具有用于容纳第二侧向发动机链接销76.2的第二通孔86.1。每个次级吊耳78均包括用于容纳第二侧向发动机链接销76.2的第一孔78.1。
第一通孔84.1和第二通孔86.2定位成使得第一侧向发动机链接销76.1和第二侧向发动机链接销76.2相对于竖直纵向平面对称地布置。
第一侧向发动机链接销76.1和第二侧向发动机链接销76.2各自集成有球形联结器链接件，以允许发动机58移动。由于第一侧向发动机链接销76.1和第二侧向发动机链接销76.2可以与现有技术的第一侧向发动机链接销42和第二侧向发动机链接销48相同，所以不再对其进行进一步的描述。
每个主吊耳70均包括用于容纳次级链接销80的第五孔口70.5。每个次级吊耳78均包括用于容纳次级链接销80的第二孔78.2。
根据一种构型，次级链接销80与第二侧向发动机链接销76.2相同。
根据一个实施例，每个次级吊耳78均呈长形形状，该次级吊耳具有第一倒圆的端部和第二倒圆的端部，第一孔78.1和第二孔78.2定位在这些倒圆的端部附近。
每个主吊耳70均包括：具有三个倒圆的顶点的大致三角形的中央部分，第一孔口、第二孔口、以及第三孔口70.1至70.3定位在这些倒圆的顶点附近；第一长延伸部88，第四孔口70.4定位在该第一长延伸部的自由端部处；以及第二短延伸部90，第五孔口70.5定位在该第二短延伸部的自由端部处。
根据图6中示出的第一实施例，后部发动机紧固件60包括：单个腹板68；两个主安装板，这些主安装板彼此平行、间隔开、并且布置在腹板68的两侧；插入在两个主安装板之间的单个次级安装板，插入在两个主安装板之间的单个中央附接凸耳82，插入在两个主安装板之间的单个第一侧向附接凸耳84；以及两个第二侧向附接凸耳86、86’，这些第二侧向附接凸耳彼此平行、间隔开、并且布置在次级安装板的两侧。
根据图7中示出的第二实施例，后部发动机紧固件60包括：两个彼此平行并且间隔开的腹板68、68’；定位在两个腹板68之间的单个主安装板；两个次级安装板，这些次级安装板彼此平行、间隔开、并且布置在主安装板的两侧；两个中央附接凸耳82、82’，这些中央附接凸耳彼此平行、间隔开、并且布置在主安装板的两侧；两个第一侧向附接凸耳84、84’，这些第一侧向附接凸耳彼此平行、间隔开、并且布置在主安装板的两侧；以及定位在次级安装板之间的单个第二侧向附接凸耳86。
不论实施例如何，发动机58、更具体地说是其壳体，都具有不对称的侧向和中央附接凸耳，其中，发动机58包括单个中央附接凸耳82，单个第一侧向附接凸耳84和两个第二侧向附接凸耳86，或是包括两个第二中央附接凸耳82、82’，两个第一侧向附接凸耳84、84’和单个第二侧向附接凸耳86。
与在主结构56下方提供在水平横向方向上对齐的三个链接销的现有技术相反，本发明的后部发动机紧固件仅提供在水平横向方向上对齐的两个支撑链接销72.1、72.2。因此，后部发动机紧固件60在主结构56的基部附近，在横向方向中更紧凑，这允许支柱宽度的减小，并且因此改善了空气动力学性能。

Claims (8)

1.一种用于飞行器的后部发动机紧固件，所述后部发动机紧固件用于连接飞行器的主结构(56)和发动机(58)，所述后部发动机紧固件包括：支撑件(62)，所述支撑件被配置成连接至所述主结构(56)；刚性连接至所述发动机(58)的至少一个中央附接凸耳(82)，刚性连接至所述发动机(58)的至少一个第一侧向附接凸耳(84)，刚性连接至所述发动机(58)的至少一个第二侧向附接凸耳(86)，所述第一侧向附接凸耳(84)和所述第二侧向附接凸耳(86)布置在所述中央附接凸耳(82)的两侧；至少一个主吊耳(70)，所述至少一个主吊耳通过第一支撑链接销(72.1)和第二支撑链接销(72.2)连接至所述支撑件(62)，并且通过第一侧向发动机链接销(76.1)连接至所述第一侧向附接凸耳(84)；至少一个次级吊耳(78)，所述至少一个次级吊耳通过第二侧向发动机链接销(76.2)连接至所述第二侧向附接凸耳(86)，其特征在于，所述主吊耳(70)通过定位在竖直纵向平面中的中央发动机链接销(74)连接至所述中央附接凸耳(82)，所述第一支撑链接销(72.1)和所述第二支撑链接销(72.2)相对于所述竖直纵向平面对称地定位，所述次级吊耳(78)通过次级链接销(80)连接至所述主吊耳(70)，并且所述后部发动机紧固件还包括：两个腹板(68，68’)，所述两个腹板彼此平行并且间隔开；单个主安装板，所述单个主安装板定位在所述两个腹板(68)之间并且形成所述主吊耳(70)；两个次级安装板，所述两个次级安装板彼此平行、间隔开、并且布置在所述主安装板的两侧，所述两个次级安装板形成所述至少一个次级吊耳；两个中央附接凸耳(82，82’)，所述两个中央附接凸耳彼此平行、间隔开、并且布置在所述主安装板的两侧；两个第一侧向附接凸耳(84，84’)，所述两个第一侧向附接凸耳彼此平行、间隔开、并且布置在所述主安装板的两侧；以及单个第二侧向附接凸耳(86)，所述单个第二侧向附接凸耳定位在所述次级安装板之间。
2.根据权利要求1所述的用于飞行器的后部发动机紧固件，其特征在于，所述支撑件(62)包括至少一个安装板(66)，所述安装板具有支承表面(66F)，所述支承表面被配置成压靠所述主结构(56)、并且穿过用于容纳链接元件(64)的孔口，以及至少一个腹板(68)，所述腹板与所述安装板(66)被生产为单件，定位在大致横向的平面中，并且具有用于所述第一支撑链接销(72.1)的第一通孔(68.1)和用于所述第二支撑链接销(72.2)的第二通孔(68.2)。
3.根据权利要求1或2所述的用于飞行器的后部发动机紧固件，其特征在于，每个主吊耳(70)均呈大致定位在横向平面中的板件的形式，并且包括五个孔口(70.1至70.5)，所述五个孔口包括用于容纳所述第一支撑链接销(72.1)的第一孔口(70.1)和用于容纳所述第二支撑链接销(72.2)的第二孔口(70.2)、用于容纳所述中央发动机链接销(74)的第三孔口(70.3)、用于容纳所述第一侧向发动机链接销(76.1)的第四孔口(70.4)、以及用于容纳所述次级链接销(80)第五孔口(70.5)。
4.根据权利要求3所述的用于飞行器的后部发动机紧固件，其特征在于，每个主吊耳(70)均包括：具有三个倒圆的顶点的大致三角形的中央部分，所述第一孔口、所述第二孔口、以及所述第三孔口(70.1至70.3)定位在所述倒圆的顶点的附近；第一长延伸部(88)，所述第四孔口(70.4)定位在所述第一长延伸部的自由端部处；以及第二短延伸部(90)，所述第五孔口(70.5)定位在所述第二短延伸部的自由端部处。
5.根据权利要求1或2所述的用于飞行器的后部发动机紧固件，其特征在于，每个次级吊耳(78)均呈板件的形式，所述板件大致定位在横向平面中、呈长条形形状，所述次级吊耳包括第一倒圆的端部和第二倒圆的端部，第一孔(78.1)和第二孔(78.2)定位在所述倒圆的端部附近，以用于容纳所述第二侧向发动机链接销(76.2)和所述次级链接销(80)。
6.根据权利要求1或2所述的用于飞行器的后部发动机紧固件，其特征在于，所述第一支撑链接销(72.1)和所述第二支撑链接销(72.2)各自集成有球形联结器链接件，以允许所述发动机(58)移动。
7.根据权利要求1或2所述的用于飞行器的后部发动机紧固件，其特征在于，所述第一侧向发动机链接销(76.1)和所述第二侧向发动机链接销(76.2)各自集成有球形联结器链接件，以允许所述发动机(58)移动。
8.一种飞行器，所述飞行器包括至少一个根据权利要求1至7中的任一项所述的后部发动机紧固件。
CN202010186892.4A 2019-03-18 2020-03-17 飞行器的后部发动机紧固件和飞行器 Active CN111703581B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1902776A FR3093995A1 (fr) 2019-03-18 2019-03-18 Attache moteur arrière d’un aéronef présentant un encombrement réduit en largeur et aéronef comprenant au moins une telle attache moteur arrière
FR1902776 2019-03-18

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111703581A CN111703581A (zh) 2020-09-25
CN111703581B true CN111703581B (zh) 2023-04-18

Family

ID=67956889

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010186892.4A Active CN111703581B (zh) 2019-03-18 2020-03-17 飞行器的后部发动机紧固件和飞行器

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11459115B2 (zh)
EP (1) EP3718899B1 (zh)
CN (1) CN111703581B (zh)
FR (1) FR3093995A1 (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3123888A1 (fr) * 2021-06-09 2022-12-16 Airbus Operations (S.A.S.) Aéronef comprenant au moins une turbomachine orientée approximativement parallèlement à un longeron d’une aile
FR3126695A1 (fr) * 2021-09-03 2023-03-10 Airbus Operations Système d’attache moteur avant pour un moteur d’aéronef qui comporte une structure compacte
FR3147558A1 (fr) * 2023-04-06 2024-10-11 Airbus Operations Mât réacteur pour fixer un moteur d’aéronef

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4725019A (en) * 1986-08-11 1988-02-16 The Boeing Company Aircraft engine mount with vertical vibration isolation
US5351930A (en) * 1992-08-11 1994-10-04 Lord Corporation Mounting for engines and the like
FR2867155B1 (fr) * 2004-03-08 2007-06-29 Snecma Moteurs Suspension d'un moteur a la structure d'un avion
FR2891245B1 (fr) * 2005-09-26 2007-10-26 Airbus France Sas Procede de montage d'un moteur d'aeronef sur une structure rigide d'un mat d'accrochage du moteur
FR2894934B1 (fr) * 2005-12-15 2009-11-13 Airbus France Attache arriere d'un moteur d'aeronef avec manille en attente et ressort pour un tel axe en attente
FR2914907B1 (fr) * 2007-04-16 2009-10-30 Snecma Sa Suspension souple avec peigne pour turbomoteur
US9217337B2 (en) * 2012-05-10 2015-12-22 United Technologies Corporation Adjustable engine mount
FR3000529B1 (fr) * 2012-12-28 2015-03-06 Airbus Operations Sas Dispositif de liaison souple pour ensemble propulsif d'aeronef
FR3027875A1 (fr) * 2014-10-30 2016-05-06 Airbus Operations Sas Dispositif de fixation d'un moteur d'aeronef, et aeronef correspondant
FR3069848B1 (fr) * 2017-08-02 2019-08-30 Airbus Structure primaire allegee pour mat d'accrochage de moteur d'aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
EP3718899A1 (fr) 2020-10-07
EP3718899B1 (fr) 2022-02-23
US11459115B2 (en) 2022-10-04
FR3093995A1 (fr) 2020-09-25
CN111703581A (zh) 2020-09-25
US20200298986A1 (en) 2020-09-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111703581B (zh) 飞行器的后部发动机紧固件和飞行器
US8757579B2 (en) Linking device for linking a first body to a second body, in particular for an aircraft engine assembly
EP1550849B1 (de) Kraftmessvorrichtung, insbesondere Wägezelle
DE102004008957B4 (de) Federlenker für eine Radaufhängung eines Kraftfahrzeugs
US20090200424A1 (en) Lateral Force Joint
DE112014005227T5 (de) Vibrationsdämpfende Vorrichtung
US20150048201A1 (en) Aircraft pylon and aircraft
DE102016110460A1 (de) Tragelement mit einem Sensor
WO2001076896A1 (en) Draw beam
DE102017129060A1 (de) Integrierte Tragstruktur für ein Flugzeugtriebwerk und dessen Zubehörkomponenten
CN101784755A (zh) 用于推力反向器的结构
US20180215459A1 (en) Drone quadrotor
DE102017117142A1 (de) Kühlmodullager und Baugruppe mit KFZ-Kühlmodul und Kühlmodullager
DE3342502C2 (zh)
US11745799B2 (en) Spring hanger for trailer frame
CN217022917U (zh) 一种减震结构、云台以及无人机
CN213535084U (zh) 用于无人机的框架结构及无人机
DE102008048484B4 (de) Abgaskrümmer mit Flansch
US10239372B2 (en) Equalizer for suspension system
CN109506914B (zh) 尾浆变距疲劳试验装置
CN112238799A (zh) 车辆座椅安装系统
CN216546367U (zh) 主副车架连接机构及车架总成
CN221497571U (zh) 一种u形螺栓座及板簧连接结构
CN220465792U (zh) 一种减振连接结构以及无人机
CN113665825A (zh) 包括两个连杆和中间加强件的组件、包括至少一个该组件的飞机发动机架

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