CN112824663A - 航空发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种航空发动机，航空发动机包括：发动机主体(9)；短舱，配置成可将发动机主体(9)设置在其内，短舱包括设置在发动机主体(9)的前端的进气部件(1)和设置在进气部件(1)的后端的风扇罩(2)；以及至少一个可伸缩的连接部(8)，一端与风扇罩(2)连接，另一端与发动机主体(9)连接，以使风扇罩(2)相对于发动机主体(9)的安装位置可调。应用本发明的技术方案，风扇罩通过可伸缩的连接部安装在发动机主体上，以便于使得风扇罩安装位置可调，有利于改善相关技术中存在风扇罩和反推力装置两部件分割处易产生逆向气流阶差的问题。

Description

航空发动机
技术领域
本发明涉及航空设备领域，具体而言，涉及一种航空发动机。
背景技术
涡扇发动机短舱为发动机起到整流作用，同时将经过内流道型面整流的气流，导入发动机风扇机匣进入核心机。短舱系统从部件上通常由进气道、风扇罩和反推力装置共同构成。风扇罩位于进气道和反推力装置之间，且为机匣附件包络部件。而风扇机匣如EEC，AGB等附件需要维护维修，风扇罩在地面停机状态需要打开，为附件维修提供维护可达性通道。故而风扇罩需要具有开合功能，以翼吊发动机为例，通常风扇罩设计为左右开合蒙皮结构，所以需要支撑风扇罩壁板开关的铰链转轴框架结构。
传统地，风扇罩开合固定支撑结构为发动机吊挂部件，一方面吊挂集成了风扇罩铰链固定支撑框架结构，另一方面吊挂又是反推力装置铰链梁结构的支撑载体。这样，首先增加了吊挂装配型架对风扇罩安装的定位要求，引起装配工装制造成本增加；其次，吊挂组件作为风扇罩和反推力装置安装固定支撑结构共同承载体，装配协调关系困难且复杂。主要表现在风扇罩与进气道和反推力装置结构分离面处，特别是风扇罩与反推力装置装配后的分离面处，因吊挂为一体化结构，在风扇罩和反推力装置固定安装时，由于变形协调能力差，在风扇罩和反推力装置两部件分割处易产生逆向气流阶差，可能需多次装夹定位和局部结构补偿协调来弥补该缺陷。从气动性能方面，此类逆向阶差增大气动阻力，对风扇罩开合壁板结构，与进气道和反推力装置搭接处壁板发生边缘风蚀和结构分层故障。
发明内容
本发明旨在提供一种航空发动机，以改善相关技术中存在风扇罩和反推力装置两部件分割处易产生逆向气流阶差的问题。
根据本发明实施例的一个发明，提供了一种航空发动机，航空发动机包括：
发动机主体；
短舱，配置成可将发动机主体设置在其内，短舱包括设置在发动机主体的前端的进气部件和设置在进气部件的后端的风扇罩；以及
至少一个可伸缩的连接部，一端与风扇罩连接，另一端与发动机主体连接，以使风扇罩相对于发动机主体的安装位置可调。
在一些实施例中，连接部包括：
第一连接部；以及
第二连接部，与第一连接部沿发动机主体的轴向布置。
在一些实施例中，连接部包括：
第一连接部；以及
第三连接部，与第一连接部沿发动机主体的周向布置。
在一些实施例中，短舱还包括承载部件，风扇罩安装在承载部件上，连接部的一端与承载部件连接，连接部的另一端与发动机主体连接。
在一些实施例中，承载部件具有位于其沿发动机主体的周向的两端的第一侧边和第二侧边，连接部包括：
第一连接部，位于第一侧边的沿发动机主体的轴向的第一端；
第二连接部，位于第一侧边的沿发动机主体的轴向的第二端；
第三连接部，位于第二侧边的沿发动机主体的轴向的第一端；以及
第四连接部，位于第二侧边的沿发动机主体的轴向的第二端。
在一些实施例中，承载部件具有位于其沿发动机主体的周向的两端的第一侧边和第二侧边，风扇罩包括：
第一风扇罩，与承载部件的第一侧边连接，并可相对于承载部件绕平行于发动机主体的轴向的转动轴线转动；以及
第二风扇罩，与承载部件的第一侧边连接，并可相对于承载部件绕平行于发动机主体的轴向的转动轴线转动。
在一些实施例中，短舱还包括用于连接吊挂部件的吊挂连接部，吊挂连接部具有流线型的外表面。
在一些实施例中，吊挂连接部与吊挂部件平滑过度。
在一些实施例中，连接部包括多个可伸缩的杆状部件，每个杆状部件的一端与承载部件连接，另一端与发动机主体连接。
在一些实施例中，杆状部件的一端与承载部件可转动地连接，另一端与发动机主体可转动地连接。
在一些实施例中，多个杆状部件沿发动机主体的周向布置。
在一些实施例中，短舱还包括设置在风扇罩后端的反推力装置，反推力装置安装在发动机主体上。
应用本发明的技术方案，风扇罩通过可伸缩的连接部安装在发动机主体上，以便于使得风扇罩安装位置可调，有利于改善相关技术中存在风扇罩和反推力装置两部件分割处易产生逆向气流阶差的问题。
通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或相关技术中的技术方案，下面将对实施例或相关技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出了本发明的实施例的航空发动机的结构示意图；
图2示出了本发明的实施例的航空发动机的局部的结构示意图；
图3示出了本发明的实施例的航空发动机的内部的结构示意图；
图4示出了本发明的实施例的航空发动机的风扇罩开合状态示意图；
图5示出了本发明的实施例的航空发动机的风扇罩的立体的开合状态示意图；
图6示出了本发明的实施例的航空发动机的风扇罩的安装结构示意图；
图7示出了本发明的实施例的航空发动机的纵截面的结构示意图；
图8示出了本发明的实施例的航空发动机的连接部的可伸缩的杆状部件的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
图1示出了本实施例的航空发动机的结构示意图；图2示出了本实施例的航空发动机的前部的结构示意图；图3示出了本实施例的航空发动机的内部结构示意图。
结合图1至3所示，本实施例的航空发动机包括发动机主体9、短舱和至少一个可伸缩的连接部8，发动机主体9设置在短舱内，短舱包括设置在发动机主体9的前端的进气部件1和设置在进气部件1的后端的风扇罩2。连接部8的一端与风扇罩2连接，另一端与发动机主体9连接，以使风扇罩2相对于发动机主体9的安装位置可调。
本实施例中，风扇罩2通过可伸缩的连接部8安装在发动机主体9上，以便于使得风扇罩2安装位置可调，有利于改善相关技术中存在风扇罩和反推力装置两部件分割处易产生逆向气流阶差的问题。
短舱还包括与风扇罩2相连、用于连接吊挂部件4的吊挂连接部5，吊挂连接部5具有流线型的外表面。
吊挂连接部5为拇指状结构。吊挂连接部与吊挂部部件4的上部外罩41相连形成连续的拇指罩结构，为发动机短舱和吊挂部件提供气动整流作用，最大可能减小因发动机安装引起的机翼气动性能损失。
短舱还包括承载部件7，风扇罩2安装在承载部件7上，连接部8的一端与承载部件7连接，连接部8的另一端与发动机主体9连接。
如图6所示，承载部件7具有位于其沿发动机主体9的周向的两端的第一侧边和第二侧边，连接部8包括第一连接部81、第二连接部82、第三连接部83和第四连接部84。第一连接部81位于第一侧边的沿发动机主体9的轴向的第一端；第二连接部82位于第一侧边的沿发动机主体9的轴向的第二端；第三连接部83位于第二侧边的沿发动机主体9的轴向的第一端；第四连接部84位于第二侧边的沿发动机主体9的轴向的第二端。
在本实施例中，第二连接部82与第一连接部81沿发动机主体9的轴向布置。第四连接部84和第三连接部83沿发动机主体9的轴向布置。由于多个连接部均能够伸缩，因此承载部件7和风扇罩2在发动机主体9的径向上的位置可调的同时，承载部件7和风扇罩2的俯仰角度也可调。
进一步地，第一连接部81和第三连接部83沿发动机主体9的周向并排布置。由于多个连接部均能够伸缩，因此承载部件7和风扇罩2在发动机主体9的径向上的位置可调的同时，承载部件7和风扇罩2的位置可沿发动机主体9的周向调整。
如图4和5所示，本实施例中，风扇罩2包括第一风扇罩21和第二风扇罩22。第一风扇罩21与承载部件7的第一侧边连接，并可相对于承载部件7绕平行于发动机主体9的轴向的转动轴线转动；第二风扇罩22与承载部件7的第一侧边连接，并可相对于承载部件7绕平行于发动机主体9的轴向的转动轴线转动。图4中示出了处于打开状态的第一风扇罩21a、关闭状态的第一风扇罩21b、打开状态的第二风扇罩22a和关闭状态的第二风扇罩22b。
短舱还包括用于连接第一风扇罩21和承载部件7的第一铰接部件61和用于连接第二风扇罩22和承载部件7的第二铰接部件62。
第一风扇罩21和第二风扇罩22分别位于承载部件7的两侧，且第一风扇罩21和第二风扇罩22沿发动机主体9的周向并排布置，以形成一个完整的风扇罩。
如图6和图7所示，承载部件7包括第一边框71和与第一边框71沿发动机主体9的周向并排布置的第二边框72。其中第一边框71形成承载部件7的第一侧边，第二边框形成承载部件7的第二侧边。
承载部件7还包括连接第一边框71和第二边框72的第一连接杆74、第二连接杆75和第三连接杆76。第一连接杆74、第二连接杆75和第三连接杆76的两端分别延伸至第一边框71和第二边框72的外侧，且两端分别与第一铰接部件61和第二铰接部件62连接。第一连接杆74、第二连接杆75和第三连接杆76的两端均设置有用于连接连接铰接部件的耳片结构。
第一边框71的横截面为L形，第二边框71的横截面为L形。第一连接杆74、第二连接杆75和第三连接杆76均与边框的沿发动机主体9的径向延伸的第一部分连接。第一风扇罩21和第二风扇罩22俊宇边框的第二部分搭接。
在一些实施例中，第一连接杆74、第二连接杆75和第三连接杆76均为朝远离发动机主体9的方向突出的拱形，以增大承载部件7与发动机主体9之间的空间。第一连接杆74、第二连接杆75和第三连接杆76也可设计为直杆结构，或拱形连杆与直连杆交叉存在的结构形式。
承载部件7还包括连接第一边框71的前端和第二边框72的前端的前端连杆73。可选地，前端连杆73为朝远离发动机主体9的方向突出的拱形。
如图6至7所示，发动机主体9的周面设有沿其轴向并排设置的第一法兰结构91和第二法兰结构92。第一连接部81和第三连接部83与第一法兰结构91连接，第二连接部82和第四连接部84与第四法兰结构连接。
连接部8包括多个可伸缩的杆状部件，每个杆状部件的一端与承载部件7可转动地连接，另一端与发动机主体9可转动地连接。
图8示出了本实施例的可伸缩的杆状部件的结构示意图，如图8所示，可伸缩的杆状部件包括缸体8a和可伸缩地设置在缸体8a内的活塞杆8b。
下面列举本发明提供的可调安装角的风扇罩结构及其装配的某一实施例工作过程：
以翼吊发动机为例，在风扇罩蒙皮内部装配中，左侧3个第二铰接部件62分别与第二风扇罩22完成装配并形成风扇罩2的左侧蒙皮组件，在此装配过程中，通过装配型架的定位装置保证左侧蒙皮组件的3个第二铰接部件62满足同轴度设计要求。
类似地，右侧3个第一铰接部件61与第一风扇罩21装配构成右侧蒙皮组件，并保证该三个第一铰接部件61满足同轴度设计公差要求。在承载风扇罩2的承载部件7的装配中，通过装配型架定位右侧L型的第一边框71和左侧L型的第二边框72，其中L型边框的上表面Z方向通过与吊挂连接部5贴合面装配定位，L型边框的竖直面Y方向通过左右卡板定位，轴向占位X方向通过3根短连杆耳片定位。第一连接杆74两端耳片穿过第一边框71和第二边框72，左右耳片通过工装完成定位，同时第一连接杆74两端分别与第一边框71和第二边框72的竖直面螺栓连接；相应地，第二连接杆75和第三连接杆76分别完成与左右两侧边框的装配定位，在第二连接杆75和第三连接杆76装配过程中，可根据确定的同轴度及其公差要求，通过调整两个连接杆的安装次序、连接杆与边框的连接贴合面间隙补偿垫片的措施，协调装配间隙直至完成装配的铰接部件的同轴度满足设计要求。
当3根连接杆与两个边框完成初步装配定位后，最后进行最前端连杆73的装配安装。在一些实施例中，第一边框71和第二边框72的竖直面通常设计成与竖直方向具有一定角度，即L型截面的边框的竖直面与上表面夹角为钝角。
可伸缩的连接部8与承载部件7装配及安装俯仰角调整。第三连接部83的3根可伸缩的杆状部件中的中间一根的一端与前端连杆73通过定位销钉装配连接，另一端与发动机本体9定位连接。相应地，将第二连接部82的3根杆状部件的中间一根安装上述方法完成两端装配及定位。同样地，依次完成第一连接部81的中间位置的杆状部件的装配，以及第四连接部84的中间位置的杆状部件的装配。此时，整个承载部件7通过4个可伸缩的杆状部件与发动机主体9连接，通过调整上述可伸缩杆状部件的长度，进而调整承载部件7的前后俯仰角度，直至承载部件7与拇指罩预装配时前后端分割线结构阶差满足要求为止。
两侧的可伸缩的杆状部件的连接以及承载部件7左右方向滚转安装角调节。第三连接部83的3根子杆状部件中第一侧的一根的一端第二边框72装配连接，另一端与发动机本体9定位连接；第三连接部83的3根子杆状部件中第一侧的一根的一端与前端连杆73装配连接，另一端与发动机本体9定位连接。参照上述的安装方式依次完成其余三组可伸缩杆状部件的装配工作。此时，通过调整连接部8的第一侧和第二侧的杆状部件的长度，进而调整承载部件7滚转角度，直至承载部件7与左侧风扇罩蒙皮和右侧风扇罩蒙皮预装配后，风扇罩2与进气部件1和反推力装置3分割线结构阶差满足要求为止。
通过旋转可伸缩的杆状部件的上接头和下接头，调节杆状部件的长度从而控制风扇罩及其承载部件7的俯仰角α和滚转角度β，当风扇罩2安装后与进气部件1和反推力装置3结构满足气流阶差要求时，锁紧杆状部件的可调限位锁紧螺母8c，完成承载部件7的安装协调。
通过长度可调的伸缩连杆结构将风扇罩2的蒙皮固定承载部件上7。该承载部件由左右L型的边框、前端连杆73及三根连接杆结构通过机械连接构成，通过调节前后可伸缩杆状部件的长度，实现风扇罩2安装角度调节，直到满足风扇罩与进气部件1及反推力装置3的气流方向结构阶差要求为止。
本实施例的航空发动机集成了伸缩杆结构与安装接头的结构特征，同时解决上述装配及维修性方面的技术问题。首先，有效解决了因传统的集合在吊挂上的风扇罩蒙皮固定结构，需同时满足风扇罩和反推力装置两个部件安装的定位问题，易产生气动逆向阶差的装配工艺难题，以及转轴无法完全顺利保证风扇罩和反推装置流畅开合的问题；其次，风扇罩与发动机机匣直接连接，避免因吊挂超差或工作状态姿态变形引起的结构局部刚度变形问题；最后，该风扇罩及蒙皮固定支撑结构可通过调整连杆长度增加附件维修通道空间，实现良好的维修经济性。
该结构方案充分利用伸缩连杆的可调性特点，保证风扇罩蒙皮固定安装结构在发动机径向安装位置可调，进而实现风扇罩蒙皮壁板与前后装配后的气动平滑度要求，同时吊挂结构省略风扇罩蒙皮固定安装的定位特征，降低其装配定位要求，增加装配效率。
本发明创造的有益效果：
1、省略了吊挂结构同时安装风扇罩和反推力装置中的风扇罩固定支撑结构特征，简化了吊挂与相应安装结构的装配关系，减少定位，降低吊挂及其装配成本。
2、风扇罩安装角可调，实现风扇罩蒙皮与进气道及反推蒙皮装配后短舱在该处分离面结构的气动平滑性参数可调，用于补偿连接部位结构精度超差，降低制造成本。
3、微调用于安装风扇罩蒙皮的连杆长度，改善风扇舱附件的维护经济性，甚至整体拆卸风扇罩固定支撑结构，完全达到维护性理论空间的最大化。
以上仅为本发明的示例性实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (12)

1.一种航空发动机，其特征在于，包括：
发动机主体(9)；
短舱，配置成可将所述发动机主体(9)设置在其内，所述短舱包括设置在所述发动机主体(9)的前端的进气部件(1)和设置在所述进气部件(1)的后端的风扇罩(2)；以及
至少一个可伸缩的连接部(8)，一端与所述风扇罩(2)连接，另一端与所述发动机主体(9)连接，以使所述风扇罩(2)相对于所述发动机主体(9)的安装位置可调。
2.根据权利要求1所述航空发动机，其特征在于，所述连接部(8)包括：
第一连接部(81)；以及
第二连接部(82)，与所述第一连接部(81)沿所述发动机主体(9)的轴向布置。
3.根据权利要求1所述航空发动机，其特征在于，所述连接部(8)包括：
第一连接部(81)；以及
第三连接部(83)，与所述第一连接部(81)沿所述发动机主体(9)的周向布置。
4.根据权利要求1所述航空发动机，其特征在于，所述短舱还包括承载部件(7)，所述风扇罩(2)安装在所述承载部件(7)上，所述连接部(8)的一端与所述承载部件(7)连接，所述连接部(8)的另一端与所述发动机主体(9)连接。
5.根据权利要求4所述航空发动机，其特征在于，所述承载部件(7)具有位于其沿所述发动机主体(9)的周向的两端的第一侧边和第二侧边，所述连接部(8)包括：
第一连接部(81)，位于所述第一侧边的沿所述发动机主体(9)的轴向的第一端；
第二连接部(82)，位于所述第一侧边的沿所述发动机主体(9)的轴向的第二端；
第三连接部(83)，位于所述第二侧边的沿所述发动机主体(9)的轴向的第一端；以及
第四连接部(84)，位于所述第二侧边的沿所述发动机主体(9)的轴向的第二端。
6.根据权利要求4所述航空发动机，其特征在于，所述承载部件(7)具有位于其沿所述发动机主体(9)的周向的两端的第一侧边和第二侧边，所述风扇罩(2)包括：
第一风扇罩(21)，与所述承载部件(7)的第一侧边连接，并可相对于所述承载部件(7)绕平行于所述发动机主体(9)的轴向的转动轴线转动；以及
第二风扇罩(22)，与所述承载部件(7)的第一侧边连接，并可相对于所述承载部件(7)绕平行于所述发动机主体(9)的轴向的转动轴线转动。
7.根据权利要求4所述航空发动机，其特征在于，所述短舱还包括用于连接吊挂部件(4)的吊挂连接部(5)，所述吊挂连接部(5)具有流线型的外表面。
8.根据权利要求7所述航空发动机，其特征在于，所述吊挂连接部(5)与所述吊挂部件(4)平滑过度。
9.根据权利要求1所述航空发动机，其特征在于，所述连接部(8)包括多个可伸缩的杆状部件，每个所述杆状部件的一端与所述承载部件(7)连接，另一端与所述发动机主体(9)连接。
10.根据权利要求9所述航空发动机，其特征在于，所述杆状部件的一端与所述承载部件(7)可转动地连接，另一端与所述发动机主体(9)可转动地连接。
11.根据权利要求9所述航空发动机，其特征在于，多个所述杆状部件沿所述发动机主体(9)的周向布置。
12.根据权利要求1所述航空发动机，其特征在于，所述短舱还包括设置在所述风扇罩(2)后端的反推力装置(3)，所述反推力装置(3)安装在所述发动机主体(9)上。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114313302A (zh) * 2021-12-23 2022-04-12 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种高可靠的航空发动机动力外罩开启作动系统和方法
CN117554278A (zh) * 2024-01-12 2024-02-13 江苏常友环保科技股份有限公司 一种机舱罩抗风化测试装置

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4822041B1 (zh) * 1969-10-03 1973-07-03
FR2660013A1 (fr) * 1990-03-22 1991-09-27 Mtu Muenchen Gmbh Turbo propulseur a double flux et a helices propulsives comportant un bord d'entree susceptible d'etre deplace au moyen d'un dispositif de reglage.
EP1862646A2 (en) * 2006-06-01 2007-12-05 United Technologies Corporation Low deflection fan case containment fabric
CN101784448A (zh) * 2007-08-20 2010-07-21 埃尔塞乐公司 用于控制涡轮喷气发动机舱整流罩的维修致动器的设备
US20110127367A1 (en) * 2009-11-27 2011-06-02 Rohr, Inc. Fan cowl support for a turbofan engine
CN103112594A (zh) * 2011-11-10 2013-05-22 罗尔股份有限公司 发动机舱
CN103620165A (zh) * 2011-05-27 2014-03-05 斯奈克玛 涡轮机组风扇壳体
US20150110613A1 (en) * 2013-10-18 2015-04-23 Rohr, Inc. Propulsion system nacelle with reduced number of external split lines
US20160069118A1 (en) * 2014-09-04 2016-03-10 Hartwell Corporation Hold open rod locking mechanism
CN105555665A (zh) * 2013-09-19 2016-05-04 萨甘安全防护公司 伸缩式致动器和包括这种致动器的飞机发动机
CN207315527U (zh) * 2017-09-20 2018-05-04 中国航发商用航空发动机有限责任公司 短舱整流罩锁紧警示装置、发动机短舱及航空发动机
US20180155043A1 (en) * 2016-12-05 2018-06-07 The Boeing Company Composite Fan Cowl Having Core with Varying Thickness
CN109098887A (zh) * 2017-06-21 2018-12-28 空中客车运营简化股份公司 推力反向器系统和飞行器涡轮风扇发动机及飞行器

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4822041B1 (zh) * 1969-10-03 1973-07-03
FR2660013A1 (fr) * 1990-03-22 1991-09-27 Mtu Muenchen Gmbh Turbo propulseur a double flux et a helices propulsives comportant un bord d'entree susceptible d'etre deplace au moyen d'un dispositif de reglage.
EP1862646A2 (en) * 2006-06-01 2007-12-05 United Technologies Corporation Low deflection fan case containment fabric
CN101784448A (zh) * 2007-08-20 2010-07-21 埃尔塞乐公司 用于控制涡轮喷气发动机舱整流罩的维修致动器的设备
US20110127367A1 (en) * 2009-11-27 2011-06-02 Rohr, Inc. Fan cowl support for a turbofan engine
CN103620165A (zh) * 2011-05-27 2014-03-05 斯奈克玛 涡轮机组风扇壳体
CN103112594A (zh) * 2011-11-10 2013-05-22 罗尔股份有限公司 发动机舱
CN105555665A (zh) * 2013-09-19 2016-05-04 萨甘安全防护公司 伸缩式致动器和包括这种致动器的飞机发动机
US20150110613A1 (en) * 2013-10-18 2015-04-23 Rohr, Inc. Propulsion system nacelle with reduced number of external split lines
US20160069118A1 (en) * 2014-09-04 2016-03-10 Hartwell Corporation Hold open rod locking mechanism
US20180155043A1 (en) * 2016-12-05 2018-06-07 The Boeing Company Composite Fan Cowl Having Core with Varying Thickness
CN109098887A (zh) * 2017-06-21 2018-12-28 空中客车运营简化股份公司 推力反向器系统和飞行器涡轮风扇发动机及飞行器
CN207315527U (zh) * 2017-09-20 2018-05-04 中国航发商用航空发动机有限责任公司 短舱整流罩锁紧警示装置、发动机短舱及航空发动机

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114313302A (zh) * 2021-12-23 2022-04-12 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种高可靠的航空发动机动力外罩开启作动系统和方法
CN114313302B (zh) * 2021-12-23 2023-12-08 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种高可靠的航空发动机动力外罩开启作动系统和方法
CN117554278A (zh) * 2024-01-12 2024-02-13 江苏常友环保科技股份有限公司 一种机舱罩抗风化测试装置
CN117554278B (zh) * 2024-01-12 2024-03-19 江苏常友环保科技股份有限公司 一种机舱罩抗风化测试装置

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