ES2236460T3 - Dispositivo de recuperacion de esfuerzos generados por un motor de aeronave. - Google Patents
Dispositivo de recuperacion de esfuerzos generados por un motor de aeronave.Info
- Publication number
- ES2236460T3 ES2236460T3 ES02291443T ES02291443T ES2236460T3 ES 2236460 T3 ES2236460 T3 ES 2236460T3 ES 02291443 T ES02291443 T ES 02291443T ES 02291443 T ES02291443 T ES 02291443T ES 2236460 T3 ES2236460 T3 ES 2236460T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- mast
- reactor
- fixed
- fittings
- engine
- 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.)
- Expired - Lifetime
Links
- 238000011084 recovery Methods 0.000 title claims abstract description 11
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims abstract description 10
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims abstract description 10
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims abstract description 10
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000005465 channeling Effects 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 1
- 238000005204 segregation Methods 0.000 description 1
- 238000004513 sizing Methods 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Clamps And Clips (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
- Medicines Containing Antibodies Or Antigens For Use As Internal Diagnostic Agents (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
Abstract
Dispositivo de recuperación de esfuerzos generados por un motor de aeronave, que comprende un mástil de reactor (10) susceptible de ser fijado a una estructura de la aeronave, y al menos un dispositivo de enganche (12) fijado al mástil de reactor (10) y capacitado para soportar el motor, incluyendo el dispositivo de enganche (12) un herraje intermedio (24) fijado al mástil de reactor (10) con primeros medios de fijación (28), que se caracteriza porque el mástil de reactor (10) incluye, frente al dispositivo de enganche (12), varios herrajes de mástil (30) independientes unos de otros, estando el herraje intermedio (24) fijado a cada uno de los herrajes de mástil (30) a través de los primeros medios de fijación (28).
Description
Dispositivo de recuperación de esfuerzos
generados por un motor de aeronave.
La invención se refiere a un dispositivo
concebido para recuperar los esfuerzos generados por un motor de
aeronave, con el fin de retransmitirlos a una estructura de la
aeronave, tal como un elemento del plano de sustentación o del
fuselaje, a través de un mástil de reactor.
De manera más precisa, la invención se refiere a
un dispositivo encargado de recuperar el par motor, así como los
esfuerzos generados por el motor según las direcciones lateral y
vertical con relación a un eje longitudinal del motor.
Los motores que equipan las aeronaves, están
suspendidos bajo el plano de sustentación, o enganchados
lateralmente en el fuselaje por medio de un mástil de reactor.
La unión entre el motor y el mástil de reactor,
está asegurada por sistemas generalmente constituidos por dos o
tres dispositivos de enganche complementarios, cada uno de los
cuales cumple una función distinta.
Los documentos
US-A-5 620 154,
US-A-5 275 357 y
US-A-6 059 227, describen diferentes
dispositivos de enganche conocidos. Cada uno de estos dispositivos
comprende una estructura de enganche principal y una estructura de
enganche de socorro. La estructura de enganche principal asegura la
transmisión de los esfuerzos durante el funcionamiento normal, es
decir, cuando todas las piezas del dispositivo están intactas. La
estructura de enganche de socorro ha sido prevista para asegurar la
continuidad de la función de transmisión de los esfuerzos entre el
motor y el avión en caso de rotura de una de las piezas de la
estructura de enganche principal.
Los dispositivos de enganche existentes, tales
como los que se ilustran mediante los documentos citados
anteriormente, comprenden habitualmente un herraje intermedio,
fijado al mástil de reactor, por ejemplo mediante tornillos, y al
menos dos bielas provistas de rótula, que aseguran la unión entre
el herraje y el motor. El montaje con rótula de las bielas sobre el
herraje y sobre el motor, permite evitar que la estructura recupere
esfuerzos según el eje longitudinal del motor.
Los dispositivos de enganche existentes, se fijan
por una parte al motor y por otra parte al mástil de reactor. Éste
constituye la interfaz de conexión entre el conjunto propulsor,
constituido por el motor y la barquilla que lo rodea, y la
estructura de la aeronave, constituida por el plano de sustentación
o el fuselaje.
De manera más precisa, el mástil de reactor
permite transmitir al avión los esfuerzos generados por el motor.
También asegura el direccionamiento del carburante, de la
electricidad, de la hidráulica y del aire entre el motor y la
aeronave. Por añadidura, debe cumplir con diferentes limitaciones
tales como una resistencia aerodinámica, una masa y un coste
mínimos para una seguridad máxima.
Habitualmente, un mástil de reactor comprende dos
sub-conjuntos formados por una estructura primaria
y una estructura secundaria, así como los equipamientos.
La estructura primaria del mástil de reactor está
constituida por un esqueleto y por paneles laterales. La misma
asegura la transmisión a la estructura de la aeronave, de los
esfuerzos ejercidos por el motor. Por esta razón, su rigidez debe
ser importante.
La estructura secundaria del mástil de reactor
comprende todos los elementos de chapistería que se han añadido a
la estructura primaria. Estos elementos cumplen diferentes
funciones, tales como funciones aerodinámicas (con el fin de limitar
la resistencia aerodinámica debida al mástil de reactor), funciones
de protección y de segregación de los sistemas que atraviesan el
mástil de reactor, funciones de accesibilidad a los órganos de la
estructura primaria, etc.
En los aviones modernos, la estructura primaria
del mástil de reactor es de tipo "cajón". La misma comprende
un larguero inferior, un larguero superior delantero, un larguero
superior trasero, y nervaduras de conexión de los citados largueros
y de los paneles laterales que encierran el mástil de reactor. En
ciertos casos, se interpone un herraje intermedio entre el
dispositivo de enganche del motor y el mástil de reactor. Éste se
fija generalmente en uno de los herrajes por medio de cuatro
bulones.
En esta disposición conocida, los esfuerzos
generados por el motor son transmitidos desde el herraje intermedio
hasta el cajón del mástil, y después al plano de sustentación o al
fuselaje a través de los cuatro bulones, de la nervadura y de los
paneles laterales del mástil de reactor. La nervadura cumple con la
función de estabilización de los paneles laterales, solicitados en
cuanto a tracción y compresión.
Si se utiliza un motor que genera esfuerzos más
importantes que en los aviones ya existentes, tal como un motor que
presente una masa y un nivel de empuje incrementados con relación a
los motores existentes, todos los elementos activos del dispositivo
de enganche del motor y del mástil de reactor deben ser capaces de
recuperar estos esfuerzos y transmitirlos al plano de sustentación
o al fuselaje.
Para poder recuperar los esfuerzos generados por
el aumento de la masa y del nivel de empuje de nuevos motores, es
necesario aumentar el número de fijaciones entre el mástil y el
dispositivo de enganche del motor. El número de fijaciones puede ser
doblado, por ejemplo. A causa de este aumento, se puede aumentar el
tamaño del herraje que recibe estas fijaciones, y rigidizarlo.
Esto puede entonces conducir a aumentar las
dimensiones de la nervadura del mástil de reactor a través de la
cual son transmitidos habitualmente los esfuerzos al plano de
sustentación o al fuselaje, para tener en cuenta el cambio de
dimensiones del herraje intermedio y el aumento de los esfuerzos a
recuperar.
Sin embargo, las grandes dimensiones alcanzadas
entonces por la nervadura, conducirían a problemas importantes. Así,
la mecanización de una pieza de tan grandes dimensiones, es difícil
y muy larga, puesto que hay que mecanizar en la masa. Además, una
pieza de este tipo es pesada, voluminosa y cara. Por otra parte,
resulta difícil de montar. Por último, los esfuerzos transitan a
través de todo el herraje, y no tienen dirección de encaminamiento
privilegiada. Esto impone utilizar un herraje rígido en su
totalidad, para evitar problemas de grietas y de rotura, lo que
aumenta aún más su masa.
La invención tiene precisamente por objeto un
dispositivo de recuperación de esfuerzos generados por un motor de
aeronave, cuya concepción original le permite simplificar su
mecanización y su montaje, y limitar su masa, su volumen y su
coste, cuando el dimensionamiento del motor conduce a un aumento de
las dimensiones del herraje intermedio.
De acuerdo con la invención, este resultado se
obtiene por medio de un dispositivo de recuperación de esfuerzos
generados por un motor de aeronave, que comprende un mástil de
reactor capacitado para ser fijado a una estructura de la aeronave,
y al menos un dispositivo de enganche fijado al mástil de reactor y
capaz de soportar el motor, incluyendo el dispositivo de enganche
un herraje intermedio fijado al mástil por medio de primeros medios
de fijación, que se caracteriza porque el mástil de reactor
incorpora, frente al dispositivo de enganche, varios herrajes de
mástil independientes unos de otros, estando el herraje intermedio
fijado a cada uno de los herrajes de mástil por medio de los
primeros medios de fija-
ción.
ción.
Esta disposición permite transmitir los esfuerzos
a través de herrajes de mástil simétricos y de pequeñas
dimensiones, cuya mecanización es fácil y rápida. Además, estos
herrajes de mástil independientes son más ligeros y por ello más
fáciles de manipular y montar en el mástil.
La independencia de los herrajes de mástil
permite canalizar el direccionamiento de los esfuerzos del
dispositivo de enganche hacia el plano de sustentación o el
fuselaje, en una sola dirección principal. Se asegura así una mejor
repartición de los esfuerzos. Cada uno de los herrajes de mástil
está así solicitado de manera equilibrada, lo que le evita una
fatiga estructural perjudicial.
De manera convencional, el mástil de reactor
incluye generalmente también un larguero inferior. Los primeros
medios de fijación comprenden también, ventajosamente, bulones que
unen el herraje intermedio con los herrajes de mástil a través del
larguero inferior.
Habitualmente, el mástil de reactor incluye
también, por lo general, dos paneles laterales. Con preferencia,
estos paneles están entonces, respectivamente, fijados a los
herrajes de mástil independientes por medio de segundos medios de
fijación.
En un modo de realización preferido de la
invención, el herraje intermedio se fija a dos pares de herrajes de
mástil independientes, por medio de los primeros medios de
fijación.
Ventajosamente, en este modo de realización
preferida de la invención, el mástil de reactor incluye, además,
una nervadura de rigidización, situada entre los dos pares de
herrajes de mástil independientes, y fijada a éstos por medio de
terceros medios de fijación.
Ahora se va a describir, a título de ejemplo
ilustrativo y no limitativo, un modo de realización preferida de la
invención, con referencia a los dibujos anexos, en los que:
La Figura 1 es una vista en perspectiva,
despiezada, que representa un dispositivo de recuperación de
esfuerzos conforme a la invención, y
La Figura 2 es una vista en perspectiva que
representa, con mayor detalle, la parte baja de un herraje de
mástil utilizado en el dispositivo de la Figura 1, así como las
piezas contiguas.
Según ilustra esquemáticamente, y de forma
intencionadamente incompleta la Figura 1, un dispositivo de
recuperación de esfuerzos conforme a la invención comprende un
mástil de reactor 10 y un dispositivo de enganche 12.
El mástil de reactor 10 está previsto para ser
fijado a un elemento de la estructura de una aeronave, tal como un
elemento de plano de sustentación o de fuselaje. Esta fijación está
asegurada con medios conocidos, que no forman parte de la invención.
Para facilitar la lectura de la Figura 1, la parte superior del
mástil de reactor 10 que integra los medios de fijación de éste a
la estructura de la aeronave, ha sido omitida voluntariamente.
Más precisamente, en la Figura 1 se ha
representado únicamente el larguero inferior 14, uno sólo de los
dos paneles laterales, y las piezas del mástil de reactor 10 que
aseguran la recuperación de los esfuerzos, conforme a la invención.
Estas piezas serán descritas con mayor detalle en lo que sigue.
El dispositivo de enganche 12 sirve de interfaz
entre el motor (no representado) de la aeronave, y el mástil de
reactor 10. De manera más precisa, en el modo de realización
representado a título de ejemplo en las Figuras, ha sido concebido
para recuperar el par motor, así como los esfuerzos ejercidos según
las direcciones lateral y vertical (en el caso de un motor
suspendido del plano de sustentación) con relación al eje
longitudinal del motor. A este efecto, el dispositivo de enganche 12
ha sido previsto para ser fijado al motor a través de medios
conocidos (no representados), y se ha fijado al mástil de reactor
10 de la manera que se describirá con mayor detalle en lo que
sigue.
sigue.
La estructura y disposición del dispositivo de
enganche 12 son, en lo esencial, convencionales. No serán, por
tanto, objeto de descripción detallada.
Para la buena comprensión de la invención, se
recuerda que este dispositivo comprende una zapata 18, así como al
menos dos bielas con rótula 20, que aseguran la conexión entre el
motor y la zapata 18 según direcciones circunferenciales con
relación al motor. En el modo de realización representado, el
dispositivo de enganche 12 comprende igualmente dos bielas con
rótula 22 que unen la zapata 18 con el motor según direcciones
orientadas oblicuamente con relación al eje longitudinal del
motor.
La zapata 18 del dispositivo de enganche 12 se
fija al mástil de reactor 10 con la interposición de un herraje
intermedio 24. De manera más precisa, la zapata 18 se fija a un
herraje intermedio 24 con medios de fijación materializados, por
ejemplo, mediante bulones 26.
La invención se aplica, en especial, al caso en
que los esfuerzos generados por el motor, por ejemplo debidos a su
empuje y a su masa, son más elevados que en la mayor parte de los
aviones existentes. Por esta razón, se puede aumentar el tamaño del
herraje intermedio 24, doblando sus dimensiones, por ejemplo con
respecto a las de los herrajes intermedios utilizados
habitualmente, con el fin de obtener una rigidez satisfactoria. En
consecuencia, se utilizan, con preferencia, ocho bulones 26 para
fijar el herraje intermedio 24 a la zapata 18, en lugar de los
cuatro
habituales.
habituales.
El herraje intermedio 24 se fija al mástil de
reactor 10 con medios de fijación tales como los bulones 28. En el
caso representado, en el que las dimensiones del herraje intermedio
24 se han doblado con respecto a las de un herraje convencional de
la técnica anterior, se utilizan ocho bulones 28 en lugar de los
cuatro habituales.
Como muestran claramente las Figuras 1 y 2, el
mástil de reactor 10 incluye asimismo, de acuerdo con la invención,
herrajes de mástil independientes 30 que aseguran la recuperación
de los esfuerzos transmitidos al mástil de reactor por el herraje
intermedio 24.
De manera más precisa, cuatro herrajes de mástil
independientes 30 han sido montados encima del larguero inferior
14, en la parte de éste que está suspendida por encima del herraje
intermedio 24. Así, un par de herrajes de mástil independientes 30
se extienden hacia arriba a partir del larguero inferior 14, a lo
largo de cada uno de los paneles laterales 16, y por el interior de
éste.
El herraje intermedio 24, se ha fijado a cada uno
de los mástiles 30 por medio de dos bulones 28, de tal modo que
cada bulón 28 atraviesa orificios alineados (no representados),
formados a este efecto en el herraje intermedio 24, en el larguero
inferior 14, y en el herraje de mástil 30.
Además, medios de fijación tales como los bulones
32, atraviesan orificios alineados (no representados) formados en
los herrajes de mástil 30 y en los paneles laterales 16. Estos
bulones 32 solidarizan los herrajes de mástil independientes 30 con
los paneles laterales 16.
Según ilustran las Figuras, se ha montado una
nervadura de sostén 34 entre los dos pares de herrajes de mástil
independientes 30, con el fin de conservar la geometría del mástil.
La nervadura de sostenimiento 34 no hace transitar ningún esfuerzo.
La misma no tiene necesidad de ser rígida, ni estar dimensionada en
función de los esfuerzos a transmitir entre el motor y la
estructura del avión.
La nervadura de rigidización 34 se ha fijado a
los herrajes de mástil independientes 30 con medios de fijación
tales como los bulones 36. La misma se ha fijado igualmente al
larguero inferior 14 del mástil de reactor 10 con medios de fijación
tales como los bulones 38. Además, la nervadura de rigidización 34
incluye, de manera conocida, un vaciado central 40 que permite el
paso de cables, canalizaciones u otros, tales como cables
eléctricos, por el interior del mástil de reactor 10.
En la disposición que se acaba de describir con
referencia a las Figuras 1 y 2, los bulones 26 permiten hacer
transitar los esfuerzos generados por el motor hacia el herraje
intermedio 24. Estos esfuerzos, son transmitidos a continuación
desde el herraje intermedio 24 hacia los herrajes de mástil 30, a
través de los bulones 28. Para terminar, los esfuerzos citados
anteriormente son transmitidos desde los herrajes de mástil 30 hasta
los paneles laterales 16 por medio de los bulones 32.
Por consiguiente, a diferencia de los
dispositivos de recuperación de esfuerzo convencionales, los
herrajes de mástil 30 permiten direccionar los esfuerzos según una
dirección de encaminamiento principal privilegiada. La mayor parte
de los esfuerzos transita así por los herrajes de mástil 30 y los
bulones 32, hacia los paneles laterales 16. A la inversa, sólo una
pequeña parte de los esfuerzos transita hacia la nervadura de
rigidización 34 a través de los bulones 36, lo que no afecta a la
integridad de la citada nervadura, la cual está presente solamente
para rigidizar el conjunto y no ha sido dimensionada para hacer
transitar los esfuerzos.
Bien entendido, la invención no está limitada al
modo de realización que se acaba de describir a título de ejemplo.
En particular, los bulones 26, 28, 32 y 36 pueden ser reemplazados
por medios de fijación técnicamente equivalentes tales como
remaches, tornillos, etc., sin apartarse del marco de la
invención.
Claims (5)
1. Dispositivo de recuperación de esfuerzos
generados por un motor de aeronave, que comprende un mástil de
reactor (10) susceptible de ser fijado a una estructura de la
aeronave, y al menos un dispositivo de enganche (12) fijado al
mástil de reactor (10) y capacitado para soportar el motor,
incluyendo el dispositivo de enganche (12) un herraje intermedio
(24) fijado al mástil de reactor (10) con primeros medios de
fijación (28), que se caracteriza porque el mástil de reactor (10)
incluye, frente al dispositivo de enganche (12), varios herrajes de
mástil (30) independientes unos de otros, estando el herraje
intermedio (24) fijado a cada uno de los herrajes de mástil (30) a
través de los primeros medios de fijación (28).
2. Dispositivo según la reivindicación 1, en el
que el mástil de reactor (10) incorpora además un larguero inferior
(14), incluyendo los primeros medios de fijación, bulones (28) que
unen el herraje intermedio (24) con los herrajes de mástil (30) a
través del larguero inferior (14).
3. Dispositivo según una cualquiera de las
reivindicaciones 1 y 2, en el que el mástil de reactor (10)
incluye, además, dos paneles laterales (16), respectivamente
fijados a los herrajes de mástil independientes (30) por medio de
dos segundos medios de fijación (32).
4. Dispositivo según una cualquiera de las
reivindicaciones anteriores, en el que el herraje intermedio (24)
se ha fijado a dos pares de herrajes de mástil (30) independientes,
por medio de los primeros medios de fijación (28).
5. Dispositivo según la reivindicación 4, en el
que el mástil de reactor (10) incluye además una nervadura de
sostenimiento (34), situada entre los dos pares de herrajes de
mástil (30) independientes, y fijada a éstos con la utilización de
terceros medios de fijación (36).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0107728 | 2001-06-13 | ||
| FR0107728A FR2825976B1 (fr) | 2001-06-13 | 2001-06-13 | Dispositif de reprise d'efforts generes par un moteur d'aeronef |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2236460T3 true ES2236460T3 (es) | 2005-07-16 |
Family
ID=8864260
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES02291443T Expired - Lifetime ES2236460T3 (es) | 2001-06-13 | 2002-06-11 | Dispositivo de recuperacion de esfuerzos generados por un motor de aeronave. |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6648271B2 (es) |
| EP (1) | EP1266826B1 (es) |
| AT (1) | ATE288384T1 (es) |
| CA (1) | CA2389881C (es) |
| DE (1) | DE60202813T2 (es) |
| ES (1) | ES2236460T3 (es) |
| FR (1) | FR2825976B1 (es) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2887851B1 (fr) * | 2005-06-29 | 2007-08-17 | Airbus France Sas | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef |
| FR2891249B1 (fr) * | 2005-09-28 | 2009-05-01 | Airbus France Sas | Mat d'accrochage de moteur pour 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 |
| FR2891255B1 (fr) * | 2006-07-07 | 2007-10-26 | Airbus France Sas | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur |
| FR2915176B1 (fr) * | 2007-04-20 | 2009-07-10 | Airbus France Sa | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une attache moteur arriere pourvue d'un ecrou a barillet |
| FR2926788B1 (fr) * | 2008-01-25 | 2010-04-02 | Snecma | Fixation d'un turboreacteur multiflux a un aeronef |
| FR2929245B1 (fr) * | 2008-03-28 | 2010-05-14 | Aircelle Sa | Structure primaire d'un mat d'accrochage. |
| GB0810589D0 (en) * | 2008-06-11 | 2008-07-16 | Rolls Royce Plc | Engine mounting arrangement |
| US10266273B2 (en) | 2013-07-26 | 2019-04-23 | Mra Systems, Llc | Aircraft engine pylon |
| GB201315968D0 (en) * | 2013-09-09 | 2013-10-23 | Rolls Royce Plc | Aircraft engine mount |
| FR3059982B1 (fr) * | 2016-12-14 | 2022-07-29 | Airbus Operations Sas | Ensemble support pour un moteur d'aeronef |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2291091A1 (fr) * | 1974-11-13 | 1976-06-11 | Snecma | Dispositif de montage sur avion d'un turboreacteur |
| GB2061389B (en) * | 1979-10-23 | 1983-05-18 | Rolls Royce | Rod installation for a gas turbine engine |
| US4725019A (en) * | 1986-08-11 | 1988-02-16 | The Boeing Company | Aircraft engine mount with vertical vibration isolation |
| FR2622930B1 (fr) * | 1987-11-06 | 1990-03-23 | Aerospatiale | Capotage pour turboreacteur a double flux |
| US5275357A (en) | 1992-01-16 | 1994-01-04 | General Electric Company | Aircraft engine mount |
| US5443229A (en) * | 1993-12-13 | 1995-08-22 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine sideways mount |
| US5620154A (en) | 1995-05-03 | 1997-04-15 | The Boeing Company | Three link failsafe engine mount |
| US5927644A (en) * | 1997-10-08 | 1999-07-27 | General Electric Company | Double failsafe engine mount |
| US5921500A (en) * | 1997-10-08 | 1999-07-13 | General Electric Company | Integrated failsafe engine mount |
| FR2770486B1 (fr) | 1997-11-06 | 2000-01-28 | Aerospatiale | Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aeronef |
| US6189830B1 (en) * | 1999-02-26 | 2001-02-20 | The Boeing Company | Tuned engine mounting system for jet aircraft |
| GB9927425D0 (en) * | 1999-11-20 | 2000-01-19 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine mounting arrangement |
-
2001
- 2001-06-13 FR FR0107728A patent/FR2825976B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-06-07 US US10/165,563 patent/US6648271B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-06-10 CA CA2389881A patent/CA2389881C/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-06-11 EP EP02291443A patent/EP1266826B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2002-06-11 AT AT02291443T patent/ATE288384T1/de not_active IP Right Cessation
- 2002-06-11 ES ES02291443T patent/ES2236460T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2002-06-11 DE DE60202813T patent/DE60202813T2/de not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE60202813D1 (de) | 2005-03-10 |
| FR2825976A1 (fr) | 2002-12-20 |
| US6648271B2 (en) | 2003-11-18 |
| EP1266826A1 (fr) | 2002-12-18 |
| DE60202813T2 (de) | 2006-05-04 |
| EP1266826B1 (fr) | 2005-02-02 |
| CA2389881A1 (en) | 2002-12-13 |
| US20030173456A1 (en) | 2003-09-18 |
| ATE288384T1 (de) | 2005-02-15 |
| CA2389881C (en) | 2010-04-27 |
| FR2825976B1 (fr) | 2003-09-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2236460T3 (es) | Dispositivo de recuperacion de esfuerzos generados por un motor de aeronave. | |
| CN105836143B (zh) | 包括涡轮喷气发动机和安装吊架的飞行器推进组件 | |
| ES2254616T3 (es) | Dispositivo de enganche de un motor en una aeronave. | |
| ES2316257B1 (es) | Cono de cola para aeronave con carena movil y estructura de soporte de unidad auxiliar de energia y de sus elementos anexos. | |
| US8167238B2 (en) | Pylon caisson attachment on a wing, gripping a lateral panel of the caisson | |
| ES2234536T3 (es) | Dispositivo de montaje sobre un mastil de un sistema de propulsion de aeronave. | |
| US8382031B2 (en) | Fan cowl support cradle mounted on the attachment pylon and on the air inlet of the nacelle | |
| RU2418720C2 (ru) | Пилон с монолитной рамой | |
| ES2296266T3 (es) | Suspension trasera de turborreactor. | |
| JP5166257B2 (ja) | エンジンとエンジン取り付け構造体との間に配置される航空機用エンジン取り付け部品 | |
| US8413925B2 (en) | Aircraft engine attachment pylon having a rear engine attachment provided with a self-locking nut | |
| US8727268B2 (en) | Attachment device for aircraft engine and aircraft comprising at least one such device | |
| CA2576518C (en) | Engine assembly for aircraft | |
| US8205832B2 (en) | Floor structure for a fuselage | |
| BRPI0714029A2 (pt) | conjunto motor para aeronave, e, aeronave | |
| ES2276247T3 (es) | Dispositivo de anclaje trasero para motor de avion. | |
| US8251310B2 (en) | Sail wing aircraft which includes an engine mounted on a pylon | |
| BRPI0616140A2 (pt) | estribo de afixação para motor de aeronave, conjunto motor para aeronave e processo de montagem de um motor de aeronave sobre a estrutura rìgida de um estribo de afixação | |
| ES2315108B1 (es) | Sistema de fijacion de un borde de ataque a la estructura de un plano sustentador de un avion. | |
| CN112607008B (zh) | 一种基于大型多旋翼无人机的防撞装置 | |
| ES2273185T3 (es) | Conjunto para aeronave que comprende un dispositivo de montaje de un carenado dispuesto entre una entrada de aire de un motor de aeronave y un mastil. | |
| BR102016029834A2 (pt) | Press to mount a jet motor to a wing of an aircraft, and, aircraft. | |
| ES2672528T3 (es) | Sección de fuselaje de aeronave | |
| US11027852B2 (en) | Assembly for aircraft comprising a primary mounting pylon structure fixed to an airfoil box using a bolted link | |
| US20060261215A1 (en) | Intercostal for aircraft |