ES2254616T3 - Dispositivo de enganche de un motor en una aeronave. - Google Patents

Dispositivo de enganche de un motor en una aeronave.

Info

Publication number
ES2254616T3
ES2254616T3 ES02290284T ES02290284T ES2254616T3 ES 2254616 T3 ES2254616 T3 ES 2254616T3 ES 02290284 T ES02290284 T ES 02290284T ES 02290284 T ES02290284 T ES 02290284T ES 2254616 T3 ES2254616 T3 ES 2254616T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
hardware
mast
semi
engine
hitch
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
Application number
ES02290284T
Other languages
English (en)
Inventor
Sebastien Roszak
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
Application granted granted Critical
Publication of ES2254616T3 publication Critical patent/ES2254616T3/es
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

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
    • B64D27/406—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)
  • Load-Engaging Elements For Cranes (AREA)
  • Agricultural Machines (AREA)
  • Vehicle Body Suspensions (AREA)
  • Snaps, Bayonet Connections, Set Pins, And Snap Rings (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)

Abstract

Dispositivo de enganche de un motor en un mástil (10) de aeronave, comprendiendo el dispositivo una estructura de enganche principal (20a, 20c, 18, 34, 36), capaz de transmitir unos esfuerzos entre el motor y el mástil en funcionamiento normal, y una estructura (38) de enganche de seguridad, capaz de no transmitir ningún esfuerzo en funcionamiento normal, comprendiendo la estructura de enganche principal un herraje (18) que incluye dos semiherrajes (18a, 18c), unos medios de fijación (34, 36) capaces de fijar de manera separada al mástil (10) cada uno de los semiherrajes y al menos dos bielas articuladas (20a, 20c), capaces de unir el herraje al motor, caracterizado porque la estructura (38) de enganche de seguridad comprende un husillo (42) de eje casi paralelo a un eje longitudinal del motor, estando fijado dicho husillo a una de las piezas constituidas por el herraje (18) y el mástil (10) y atravesando con juego un orificio (44) formado en la otra pieza, en funcionamiento normal, de talmanera que, en caso de fallo de uno de los semiherrajes (18a, 18c) o de los medios de fijación (34, 36) de éste en el mástil, la estructura (38) de enganche de seguridad asegura la transmisión de dichos esfuerzos a través del otro semiherraje.

Description

Dispositivo de enganche de un motor en una aeronave.
Campo técnico
La invención se refiere a un dispositivo de enganche de un motor de aeronave en un mástil fijado a un elemento de estructura de la aeronave, como el ala o el fuselaje.
De forma más precisa, la invención se refiere a un dispositivo de enganche concebido para transmitir a la estructura de la aeronave, a través del mástil, los esfuerzos laterales y verticales soportados por el motor (estas direcciones de los esfuerzos corresponden al caso en que éste esté fijado bajo el ala), así como el par motor.
Estado de la técnica
Los motores que equipan las aeronaves están suspendidos bajo el ala o enganchados lateralmente en el fuselaje a través de un elemento llamado "mástil de reactor". Para simplificar, este elemento se llama "mástil" en el conjunto del texto.
La unión entre el motor y el mástil está asegurada generalmente por dos o tres dispositivos de enganche complementarios, que cumplen unas funciones distintas.
Uno de estos dispositivos de enganche tiene como función recoger los esfuerzos laterales y verticales generados por el motor, así como el par motor, con el fin de retransmitirlos a la estructura de la aeronave a través del mástil. La invención se refiere precisamente a este dispositivo de enganche. Hay que señalar que tal dispositivo puede estar montado indistintamente en la parte trasera o delantera del motor, estando adaptadas en consecuencia las dimensiones de las piezas que lo constituyen.
Como lo ilustran particularmente los documentos US-A-5620154 y US-A-5275357, ciertos dispositivos de enganche existentes incluyen una estructura de enganche principal y una estructura de enganche de seguridad. La estructura de enganche principal asegura la transmisión de los esfuerzos durante el funcionamiento normal, es decir, cuando todas las piezas del dispositivo de enganche están intactas. La estructura de enganche de seguridad está prevista para asegurar la continuidad de la función de transmisión de los esfuerzos entre el motor y el avión en caso de ruptura de una de las piezas de la estructura de enganche principal. Ésta permite así no perder el motor.
En estos dispositivos de enganche existentes, la estructura de enganche principal comprende habitualmente un herraje fijado al mástil, por ejemplo por medio de tornillos, así como al menos dos bielas articuladas que aseguran la unión entre el herraje y el motor. El montaje que articula las bielas en el herraje y en el motor permite evitar que el dispositivo recoja unos esfuerzos orientados según el eje longitudinal del motor. Este montaje permite también compensar la dilatación térmica del motor y preservar el carácter isostático de la unión entre el mástil y el motor.
Como lo ilustran igualmente los documentos US-A-5620154 y US-A-5275357, cuando los dispositivos de enganche existentes comprenden unas estructuras de enganche de seguridad, éstas incluyen generalmente unos elementos adicionales, como una o varias bielas suplementarias, interpuestos entre el herraje y el motor. Estos elementos adicionales presentan tales juegos que no recogen normalmente ningún esfuerzo cuando las piezas de la estructura de enganche principal están intactas y, por consiguiente, en estado de cumplir sus funciones.
Ciertos dispositivos de enganche existentes, como los que son utilizados en los programas Airbus, comprenden una pieza intermedia interpuesta entre el mástil y el herraje. Esta pieza intermedia, de sección trapezoidal, presenta una primera superficie plana prevista para ser fijada, por ejemplo por medio de cuatro tornillos, en un plano de unión inclinado del mástil y una segunda superficie plana horizontal que sirve para la fijación del herraje, por ejemplo por medio de otros cuatro tornillos. La pieza intermedia puede ser monobloque o constituida por dos semipiezas ensambladas entre ellas mediante unos tornillos. Su presencia contribuye a hacer el dispositivo de enganche complicado, pesado y molesto.
En los dispositivos de enganche existentes, como los que son descritos en los documentos US-A-5620154 y US-A-5275357, los elementos adicionales que forman la estructura de enganche de seguridad están interpuestos siempre entre el herraje de la estructura de enganche principal y el motor. En otros términos, estos elementos adicionales permiten conservar la integridad del enganche del motor cuando la unión entre el herraje y el motor se cuestiona. En cambio, estos no permiten conservar esta integridad cuando el fallo se refiere a la unión entre el mástil y el herraje, es decir, por ejemplo los tornillos de fijación o la pieza intermedia entre el mástil y el herraje, cuando esta pieza existe.
Una solución para asegurar la integridad de la unión entre el mástil y el herraje consiste en sobredimensionar los tornillos de fijación interpuestos entre el mástil y la pieza intermedia así como entre dicha pieza y el herraje. En caso de fallo de uno de los tornillos o de una de las semipiezas que forman la pieza intermedia, los tornillos válidos están dimensionados entonces para transmitir los esfuerzos. Sin embargo, esta solución necesita la utilización de útiles de apriete especiales y no estándares que deben ser embarcados en el avión, lo que añade un exceso de peso no deseado.
Por otra parte, el documento FR-A-2770486 describe un dispositivo de enganche de un motor en un mástil de aeronave, concebido para preservar la integridad del enganche del motor mismo en caso de fallo del herraje de la estructura de enganche principal. Este dispositivo de enganche comprende una estructura de enganche principal de tipo conocido, así como una estructura de enganche de seguridad capaz de unir directamente el mástil al motor sin pasar por el herraje, en caso de fallo de éste. La transmisión de los esfuerzos entre el motor y la aeronave continúa entonces estando asegurada. Adicionalmente, la solución descrita en este documento permite evitar la presencia de la pieza intermedia, asegurando así la seguridad total del dispositivo de enganche.
Exposición de la invención
La invención tiene precisamente por objeto un dispositivo de enganche de un motor en un mástil de una aeronave, concebido para preservar la integridad del enganche del motor mismo en caso de fallo de un semiherraje de la estructura de enganche principal o de los medios de fijación del semiherraje en el mástil, permitiendo evitar la presencia de la pieza intermedia.
Conforme a la invención, este resultado se obtiene gracias a un dispositivo de enganche según la reivindicación 1.
Por el hecho de que la estructura de enganche de seguridad une el mástil al motor a través del semiherraje válido, la integridad total de la unión entre el mástil y el motor mismo está preservada en caso de ruptura de un semiherraje o de los medios de fijación que le están asociados, la transmisión de los esfuerzos entre el motor y la aeronave continúa entonces estando asegurada y se evita la pérdida del motor, cualquiera que sea el origen de la ruptura (grietas, oxidación, defecto del material, etc.).
Por otra parte, la integridad de la unión entre el herraje y el motor puede estar asegurada por uno cualquiera de los medios utilizados en las estructuras de enganche de seguridad existentes.
Ventajosamente, el husillo está fijado a una horquilla hembra capaz de ser fijada ella misma al mástil, y el orificio atraviesa unas partes de dos semiherrajes recibidos en dicha horquilla.
En este caso, la horquilla hembra está, preferentemente, fijada al mástil por soldadura.
De forma más precisa, cada uno de los semiherrajes es entonces capaz de ser fijado, mediante dichos medios de fijación, en una superficie del mástil girada hacia el motor y la horquilla hembra sobresale hacia el motor a partir de dicha superficie.
Breve descripción de los dibujos
Ahora se describirá, a título de ejemplo no limitativo, un modo de realización preferido de la invención, refiriéndose a los dibujos adjuntos, en los que:
- la figura 1 es una vista en perspectiva que representa esquemáticamente un modo de realización preferido de un dispositivo de enganche conforme a la invención;
- la figura 2 es una vista en perspectiva ampliada del dispositivo de enganche de la figura 1, en la que uno de los semiherrajes está omitido voluntariamente para mostrar la estructura de enganche de seguridad;
- la figura 3 es una vista en corte esquemática del dispositivo de enganche de las figuras 1 y 2, según un plano que pasa por el eje longitudinal del motor, que ilustra la transmisión de los esfuerzos en funcionamiento normal; y
- la figura 4 es una vista en corte comparable a la figura 3, que ilustra la transmisión de los esfuerzos en caso de fallo del semiherraje de la izquierda o de sus medios de fijación en el mástil.
Descripción detallada de un modo de realización preferido de la invención
En las figuras 1 y 2, la referencia 10 designa un mástil previsto para ser fijado, de forma conocida, a un elemento de estructura de una aeronave, como el ala o el fuselaje. Más precisamente, la referencia 10 corresponde a una parte del mástil concebida para recoger los esfuerzos laterales y verticales generados por un motor, así como el par motor, con el fin de que sean retransmitidos a la estructura de la aeronave a través del mástil 10.
Por otra parte, la referencia 12 designa una parte de la estructura del motor, prevista para ser fijada al mástil 10. Unas piezas tales como unas horquillas hembra 14a, 14b y 14c forman parte integrante de la estructura 12 o están previstas para ser fijadas a ésta según unas técnicas conocidas por el experto en la técnica, que no forman parte de la invención.
Varios dispositivos de enganche están interpuestos entre el mástil 10 y el motor, de forma que aseguran el enganche de éste a la estructura del avión. Sólo uno de estos dispositivos de enganche está representado en las figuras. Este dispositivo está designado de forma general por la referencia 16. Éste une el mástil 10 a las horquillas 14a, 14b y 14c del motor.
El dispositivo 16 de enganche se realiza conforme a la invención. Tiene como función recoger los esfuerzos laterales y verticales soportados por el motor, así como el par motor, para retransmitirlos a la estructura de la aeronave a través del mástil 10. Los otros esfuerzos son transmitidos mediante otros dispositivos de enganche (no representados) que pueden realizarse según diferentes técnicas conocidas por el experto en la técnica y que no forman parte de la invención.
Como ya se ha observado, el dispositivo 16 de enganche y, por consiguiente, las horquillas 14a, 14b y 14c pueden estar situados indistintamente en la parte delantera o trasera del motor.
El dispositivo 16 de enganche conforme a la invención comprende una estructura de enganche principal, que asegura la transmisión de todos los esfuerzos citados anteriormente cuando las diferentes piezas que la constituyen no están deterioradas. El dispositivo 16 de enganche comprende también una estructura de enganche de seguridad, destinada a suplir la estructura de enganche principal cuando uno cualquiera de los elementos que aseguran normalmente la unión entre el mástil 10 y el herraje del dispositivo de enganche principal falla.
En el modo de realización preferido de la invención ilustrado en las figuras, la estructura de enganche principal comprende un herraje 18, dos bielas laterales sencillas 20a y 20c, así como unos medios de fijación del herraje 18 en el mástil 10.
De forma más precisa, el herraje 18 está formado por dos semiherrajes 18a y 18b ensamblados el uno en el otro, de manera conocida, por ejemplo mediante unos tornillos no representados en las figuras. Cuando los dos semiherrajes se ensamblan, estos están en contacto mutuo mediante una interfaz 22 (figuras 3 y 4) que materializa un plano de simetría del herraje 18.
El herraje 18 comprende dos horquillas hembra 24a y 24c cuyos flancos están formados en cada uno de los semiherrajes 18a y 18b. Estas dos horquillas hembra 24a y 24c están unidas respectivamente a las bielas 20a y 20c mediante dos pernos articulados 26a y 26c. Dos pernos articulados 28a y 28c unen igualmente las bielas 20a y 20c a las horquillas hembra 14a y 14c más alejadas llevadas por la estructura 12 del motor.
Entre las horquillas hembra 24a y 24c, el herraje 18 comprende también una horquilla macho 24b, formada en parte por el semiherraje 18a y en parte por el semiherraje 18b. La horquilla macho 24b está atravesada con juego por un husillo 28b fijado a la horquilla hembra 14b llevada por la estructura 12 del motor, entre las horquillas hembra 14a y 14c. La unión con juego así realizada entre el herraje 18 y el motor forma una primera estructura de ensamblaje de seguridad, capaz de unir estas dos piezas en caso de fallo de una de las bielas 20a y 20c o de uno de los pernos articulados que unen estas bielas al herraje 18 y a las horquillas 14a y 14c.
Hay que señalar que la disposición que acaba de ser descrita no constituye más que un modo de realización posible de la unión entre el herraje 18 y la estructura 12 del motor. Esta disposición puede ser reemplazada por toda disposición mecánicamente equivalente, cumpliendo las mismas funciones bajo unas formas diferentes, sin salir del marco de la invención.
Al contrario de las horquillas hembra 24a y 24c y de la horquilla macho 24b, el herraje 18 incluye una cara plana 30, prevista para ser aplicada contra una cara plana 32 del mástil 10. Más precisamente, la cara plana 30 del herraje 18 está formada en parte (referencia 30a) en el semiherraje 18a y por otra parte (referencia 30b) en el semiherraje 18b, de una y otra parte de su interfaz 22.
Cuando el motor está enganchado bajo el ala de la aeronave, la cara plana 32 del mástil 10 está girada hacia la parte de abajo y hacia la parte delantera, como lo ilustran en particular las figuras 3 y 4. Para tener en cuenta esta inclinación y asegurar una orientación vertical de la interfaz 22 sin agregación de pieza intermedia, la interfaz entre el herraje 18 y el mástil 10 debe ser adaptada. Esto puede hacerse realizando con cuidado unos resaltes (no representados) en una u otra de las caras 30 y 32, respectivamente del herraje 18 y el mástil 10.
La fijación de los dos semiherrajes 18a y 18b en el mástil 10 está asegurada mediante unos medios de fijación apropiados, ilustrados en la figura 2. Estos medios de fijación comprenden, por ejemplo, para cada uno de los dos semiherrajes, dos tornillos 34 y dos tuercas 36.
Más precisamente, las tuercas 36 están empotradas e inmovilizadas en rotación en los semiherrajes 18a y 18b de tal manera que sus ejes estén orientados paralelamente a la interfaz 22 y perpendicularmente a la interfaz entre el herraje 18 y el mástil 10. Los tornillos 34 atraviesan unos orificios enfrentados hechos en el mástil y en los semiherrajes, según los ejes de las tuercas 36. Sus cabezas se apoyan contra unas superficies de apoyo previstas en el mástil, en el lado opuesto de la cara plana 32. Así, el apriete de los tornillos 34 en las tuercas 36 tiene como efecto inmovilizar las caras planas 30a y 30b de los semiherrajes 18a y 18b contra la cara plana 32 del mástil 10.
Conforme a la invención, esta disposición se completa mediante una segunda estructura 38 de enganche de seguridad, interpuesta entre el mástil 10 y el herraje 18.
En el modo de realización preferido de la invención representado en las figuras, la estructura 38 de enganche de seguridad comprende una horquilla hembra 40. Los dos flancos de la horquilla 40 sobresalen en la cara plana 32 del mástil 10, de una y otra parte del herraje 18 o en unas respectivas cavidades previstas en cada uno de los semiherrajes 18a y 18b. La horquilla hembra 40 está fijada al mástil 10 por cualquier medio apropiado como, por ejemplo, por soldadura.
La estructura 38 de enganche de seguridad comprende adicionalmente un husillo 42 que está fijado a los flancos de la horquilla hembra 40, a una cierta distancia de la cara plana 32. La fijación del husillo 42 en la horquilla 40 puede ser realizada particularmente dotándola de un saliente en un extremo y de un fileteado en el que está atornillada una tuerca en su extremo opuesto (figuras 3 y 4). Cualquier otro modo de fijación o de inmovilización con relación a la horquilla 40 puede sin embargo ser utilizado, sin salir del marco de la invención. Además, el eje del husillo 42 está orientado según una dirección casi paralela al eje longitudinal del motor.
El husillo 42 atraviesa un orificio 44, de sección circular, hecho en el herraje 18. El orificio 44 se desmonta en dos partes 44a y 44b formadas respectivamente en cada uno de los semiherrajes 18a y 18b, de una y otra parte de la interfaz 22.
La sección del orificio 44 es un poco más grande que la del husillo 42, de tal manera que exista entre ellos un juego suficiente para que el husillo 42 no esté en contacto con los semiherrajes 18a y 18b en funcionamiento normal, es decir, cuando todas las piezas de la estructura de enganche principal están intactas. Adicionalmente, existe igualmente entre los flancos de la horquilla hembra 40 y el herraje 18 un juego axial suficiente para que la horquilla no esté en contacto con los semiherrajes 18a y 18b en funcionamiento normal. Estos juegos tienen en cuenta la dilatación y los movimientos del motor con relación a los diferentes órganos de fijación.
En la disposición que acaba de ser descrita, las diferentes piezas que forman la estructura 38 de enganche de seguridad no transmiten ningún esfuerzo en funcionamiento normal, es decir, cuando las diferentes piezas que constituyen la estructura de enganche principal no están deterioradas. Como lo ilustran las flechas en la figura 3, los esfuerzos laterales y verticales, así como el par motor, son transmitidos entonces del motor al mástil 10 pasando por los pernos articulados 28a, 28c, las bielas 20a, 20c, los pernos articulados 26a, 26c, los semiherrajes 18a, 18b, y los montajes de tornillos 34 y tuercas 36 (no representados en las figuras 3 y 4).
Como lo ilustra la figura 4, en caso de ruptura de uno de los semiherrajes (el semiherraje 18a en la figura 4) o de al menos uno de los tornillos 34 que sirven para fijar este semiherraje en el mástil 10, los esfuerzos que provienen del motor son transmitidos al mástil en parte a través del otro semiherraje (el semiherraje 18b en la figura 4) y de los tornillos que lo unen al mástil 10 (flechas en trazo continuo en la figura 4), y en parte a través del semiherraje que falla, del husillo 42 y de la horquilla hembra 40, después del reajuste del juego que separa inicialmente estas dos últimas piezas (flechas en trazos discontinuos en la figura 4).
Así, se alcanza el objetivo que consiste en preservar la integridad del enganche del motor, el mismo en caso de fallo de uno de los semiherrajes 18a, 18b o de los medios de fijación de éste en el mástil, evitando la pieza intermedia colocada generalmente entre el mástil y el herraje.
Por supuesto, la invención no está limitada al modo de realización que acaba de ser descrito. Así, los medios de fijación por los que se monta cada uno de los semiherrajes en el mástil pueden ser diferentes de los montajes de tornillo y tuerca descritos. Es lo mismo para la estructura de enganche de seguridad, que puede estar dispuesta de manera diferente, pudiendo el husillo, por ejemplo, estar unido al herraje y atravesar con juego un orificio hecho en el mástil.

Claims (4)

1. Dispositivo de enganche de un motor en un mástil (10) de aeronave, comprendiendo el dispositivo una estructura de enganche principal (20a, 20c, 18, 34, 36), capaz de transmitir unos esfuerzos entre el motor y el mástil en funcionamiento normal, y una estructura (38) de enganche de seguridad, capaz de no transmitir ningún esfuerzo en funcionamiento normal, comprendiendo la estructura de enganche principal un herraje (18) que incluye dos semiherrajes (18a, 18c), unos medios de fijación (34, 36) capaces de fijar de manera separada al mástil (10) cada uno de los semiherrajes y al menos dos bielas articuladas (20a, 20c), capaces de unir el herraje al motor, caracterizado porque la estructura (38) de enganche de seguridad comprende un husillo (42) de eje casi paralelo a un eje longitudinal del motor, estando fijado dicho husillo a una de las piezas constituidas por el herraje (18) y el mástil (10) y atravesando con juego un orificio (44) formado en la otra pieza, en funcionamiento normal, de tal manera que, en caso de fallo de uno de los semiherrajes (18a,18c) o de los medios de fijación (34, 36) de éste en el mástil, la estructura (38) de enganche de seguridad asegura la transmisión de dichos esfuerzos a través del otro semiherraje.
2. Dispositivo según la reivindicación 1, en el que el husillo (42) está fijado a una horquilla hembra (40) capaz de ser fijada al mástil (10), y el orificio (44) atraviesa unas partes de dos semiherrajes (18a, 18b) recibidas en dicha horquilla.
3. Dispositivo según la reivindicación 2, en el que la horquilla hembra (40) está soldada al mástil (10).
4. Dispositivo según una cualquiera de las reivindicaciones 2 y 3, en el que cada uno de los semiherrajes (18a, 18b) es capaz de ser fijado, mediante dichos medios de fijación (34, 36), en una superficie (32) del mástil (10) girada hacia el motor y la horquilla hembra (40) sobresale hacia el motor a partir de dicha superficie.
ES02290284T 2001-02-08 2002-02-06 Dispositivo de enganche de un motor en una aeronave. Expired - Lifetime ES2254616T3 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0101701 2001-02-08
FR0101701A FR2820402B1 (fr) 2001-02-08 2001-02-08 Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aeronef

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2254616T3 true ES2254616T3 (es) 2006-06-16

Family

ID=8859767

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES02290284T Expired - Lifetime ES2254616T3 (es) 2001-02-08 2002-02-06 Dispositivo de enganche de un motor en una aeronave.

Country Status (7)

Country Link
US (1) US6601796B2 (es)
EP (1) EP1231138B1 (es)
AT (1) ATE312017T1 (es)
CA (1) CA2369206C (es)
DE (1) DE60207765T2 (es)
ES (1) ES2254616T3 (es)
FR (1) FR2820402B1 (es)

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2830516B1 (fr) * 2001-10-04 2004-01-02 Snecma Moteurs Suspension de turboreacteur
US6607165B1 (en) * 2002-06-28 2003-08-19 General Electric Company Aircraft engine mount with single thrust link
FR2855494B1 (fr) * 2003-05-27 2006-09-22 Snecma Moteurs Dispositif d'accrocharge arriere de moteur d'avion
US6843449B1 (en) * 2004-02-09 2005-01-18 General Electric Company Fail-safe aircraft engine mounting system
FR2867155B1 (fr) 2004-03-08 2007-06-29 Snecma Moteurs Suspension d'un moteur a la structure d'un avion
FR2868041B1 (fr) * 2004-03-25 2006-05-26 Snecma Moteurs Sa Suspension d'un moteur d'avion
FR2873986B1 (fr) * 2004-08-04 2007-12-21 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef
FR2883839B1 (fr) * 2005-03-29 2007-06-29 Snecma Moteurs Sa Suspension arriere de turboreacteur
GB0507721D0 (en) * 2005-04-16 2005-05-25 Rolls Royce Plc Gas turbine engine mounting arrangement
FR2887521B1 (fr) * 2005-06-28 2007-08-17 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un dispositif d'accrochage d'un tel moteur
FR2887853B1 (fr) * 2005-06-29 2007-08-17 Airbus France Sas Attache moteur pour aeronef destinee a etre interposee entre un moteur et un mat d'accrochage
US20070057128A1 (en) * 2005-09-14 2007-03-15 Honeywell International, Inc. Auxiliary power unit case flange to plate adapter
FR2891253B1 (fr) * 2005-09-28 2007-10-26 Airbus France Sas Attache arriere d'un moteur d'aeronef a deux manilles
FR2900906B1 (fr) * 2006-05-09 2009-01-09 Airbus France Sas Systeme de fixation tolerant aux dommages pour moteur d'aeronef
ATE430691T1 (de) * 2006-10-24 2009-05-15 Eads Constr Aeronauticas Sa Luftbetankungssonde mit ausfallsicherem roll- und nickscharnier
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
FR2916424B1 (fr) * 2007-05-23 2009-08-21 Airbus France Sa Mat d'accrochage de moteur pour aeronef comprenant une cale biaise pour la fixation de l'attache moteur avant
WO2008150202A1 (en) * 2007-06-08 2008-12-11 Volvo Aero Corporation A structure for transferring loads at a gas turbine engine, and an engine and an aircraft with such a structure
US8950702B2 (en) * 2008-01-18 2015-02-10 United Technologies Corporation Pylon and engine mount configuration
US8047469B2 (en) * 2008-03-01 2011-11-01 The Boeing Company Airframe attachment fitting
GB0810589D0 (en) * 2008-06-11 2008-07-16 Rolls Royce Plc Engine mounting arrangement
US20130074517A1 (en) * 2011-09-23 2013-03-28 United Technologies Corporation Gas turbine engine mount assembly
CN103318415B (zh) * 2012-03-21 2015-10-14 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空发动机安装维护用升降装置
US20140084129A1 (en) * 2012-09-27 2014-03-27 United Technologies Corporation Assembly for mounting a turbine engine case to a pylon
GB201315968D0 (en) * 2013-09-09 2013-10-23 Rolls Royce Plc Aircraft engine mount
FR3027873B1 (fr) * 2014-11-03 2016-12-23 Airbus Operations Sas Attache moteur avant pour un moteur d'aeronef
FR3096353B1 (fr) * 2019-05-21 2022-02-11 Airbus Operations Sas Systeme d’attache moteur avant pour un moteur d’aeronef comportant une poutre realisee en deux parties
CN113237403A (zh) * 2021-03-26 2021-08-10 陕西飞机工业有限责任公司 发动机发房下盖支架检测装置及方法
FR3128205A1 (fr) * 2021-10-14 2023-04-21 Airbus Operations Assemblage d’un mat avec un moteur d’un aéronef

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5275357A (en) 1992-01-16 1994-01-04 General Electric Company Aircraft engine mount
US5320307A (en) * 1992-03-25 1994-06-14 General Electric Company Aircraft engine thrust mount
US5351930A (en) * 1992-08-11 1994-10-04 Lord Corporation Mounting for engines and the like
US5620154A (en) 1995-05-03 1997-04-15 The Boeing Company Three link failsafe engine mount
US5725181A (en) * 1996-05-01 1998-03-10 The Boeing Company Aircraft engine thrust mount
FR2770486B1 (fr) * 1997-11-06 2000-01-28 Aerospatiale Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aeronef
FR2774358B1 (fr) * 1998-02-04 2000-04-21 Aerospatiale Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef
FR2793767B1 (fr) * 1999-05-17 2001-09-21 Aerospatiale Airbus Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef
FR2793769B1 (fr) * 1999-05-19 2001-09-07 Aerospatiale Airbus Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef a un mat
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
US6401448B1 (en) * 2000-08-31 2002-06-11 General Electric Company System for mounting aircraft engines

Also Published As

Publication number Publication date
US6601796B2 (en) 2003-08-05
FR2820402B1 (fr) 2003-05-02
DE60207765T2 (de) 2006-09-07
ATE312017T1 (de) 2005-12-15
CA2369206C (en) 2010-06-01
EP1231138B1 (fr) 2005-12-07
DE60207765D1 (de) 2006-01-12
EP1231138A1 (fr) 2002-08-14
CA2369206A1 (en) 2002-08-08
FR2820402A1 (fr) 2002-08-09
US20020104924A1 (en) 2002-08-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2254616T3 (es) Dispositivo de enganche de un motor en una aeronave.
ES2296266T3 (es) Suspension trasera de turborreactor.
ES2285378T3 (es) Dispositivo de enganche delantero de motor de avion.
RU2472676C2 (ru) Устройство для крепления авиационного двигателя, содержащее компактное устройство для восприятия силы тяги
US7108224B2 (en) Aircraft engine rear suspension with thrust recovery
ES2265401T3 (es) Dispositivo de recogida de empuje concebido para unir un turbomotor y un mastil de una aeronave.
ES2253728T3 (es) Suspension trasera de motor de avion con bielas de absorcion de empuje y palanca en forma de bumeran.
RU2435968C2 (ru) Задний узел подвески двигателя летательного аппарата со сдвоенной серьгой и силовая установка, содержащая такой узел
ES2276247T3 (es) Dispositivo de anclaje trasero para motor de avion.
ES2223418T3 (es) Dispositivo de acoplamiento de un motor de aeronave.
JPH05193586A (ja) ターボジェットエンジンを懸吊するための後部連結構造
RU2418720C2 (ru) Пилон с монолитной рамой
US8167238B2 (en) Pylon caisson attachment on a wing, gripping a lateral panel of the caisson
ES2345081B1 (es) Dispositivo de brazo separado para aseguramiento de un elemento de union roscada.
CN1993268B (zh) 用于飞行器的发动机组件
US6347765B1 (en) Device for attaching an aircraft engine to a strut
US7789344B2 (en) Aircraft engine mounting device attachment arrangement
US10934009B2 (en) Engine attachment system for an aircraft engine
ES2274501T3 (es) Sistema de montaje intercalado entre un motor de una aeronave y una estructura rigida de un mastil de colgamiento fijado bajo el plano de sustentacion de esta aeronave.
US8561942B2 (en) Gas turbine engine mounting structure with secondary load paths
ES2315108B1 (es) Sistema de fijacion de un borde de ataque a la estructura de un plano sustentador de un avion.
JP6114043B2 (ja) 航空機のパイロン、及び、航空機
US10647441B2 (en) Rear engine attachment for an aircraft engine
ES2236460T3 (es) Dispositivo de recuperacion de esfuerzos generados por un motor de aeronave.
US9527599B2 (en) Aircraft engine fastener