ES2265401T3 - Dispositivo de recogida de empuje concebido para unir un turbomotor y un mastil de una aeronave. - Google Patents
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Abstract
Dispositivo de recogida de empuje, capaz de unir un turbomotor (10) y un mástil (12) de una aeronave, comprendiendo el dispositivo: - un herraje (22) capaz de estar fijado al mástil (12), comprendiendo dicho herraje una horquilla central (34) y dos horquillas laterales (36), comprendiendo igualmente el herraje (22) dos horquillas (28) de extremos laterales, comprendiendo el dispositivo además dos bielitas (30) cuyo primer extremo está articulado en una de las horquillas (28) de extremo lateral y cuyo segundo extremo es capaz de estar articulado en el turbomotor, para la transmisión al mástil (12) de los esfuerzos y de los pares de balanceo del motor (10), - una palanca (38) que contiene una parte central articulada en la horquilla central (34) del herraje (22) por un primer eje (40) de pivotamiento, y - dos bielas (24) orientadas prácticamente según una dirección de empuje del turbomotor y que comprenden cada una un extremo de delante capaz de estar articulado en el turbomotor y una horquilla (42) de detrás, articulada por un segundo eje (44) de pivotamiento en un extremo lateral correspondiente de la palanca (38); estando caracterizado dicho dispositivo porque la horquilla (42) de detrás de cada una de las bielas (24) está igualmente articulada en una de las horquillas laterales (36) del herraje (22), por una unión con juego que comprende un tercer eje (48) de pivotamiento.
Description
Dispositivo de recogida de empuje concebido para
unir un turbomotor y un mástil de una aeronave.
La invención se refiere a un dispositivo de
recogida de empuje, concebido para unir un turbomotor y un mástil
de una aeronave, para asegurar la transmisión a la estructura de la
aeronave de los esfuerzos de empuje ejercidos por el
turbomotor.
En el conjunto del texto, los términos
"delante" y "detrás" se refieren al sentido de corriente
del aire en el turbomotor, de delante hacia atrás.
Los turbomotores que aseguran la propulsión de
los aviones están montados habitualmente bajo el ala o en el
interior del empenaje de la cola, a través de un mástil. La unión
entre el motor y el mástil está asegurada por dos o tres
dispositivos de anclaje concebidos para transmitir a la estructura
de la aeronave, a través del mástil, los esfuerzos ejercidos por el
motor. Estos esfuerzos comprenden unas cargas verticales tales como
el peso del motor, unas cargas axiales que resultan del empuje
producido por el motor, unas cargas laterales debidas
particularmente a las turbulencias provocadas por el viento, y unas
cargas o pares de balanceo que resultan de la rotación del motor.
Los dispositivos de anclaje deben absorber igualmente las
modificaciones dimensionales debidas a las dilataciones y
contracciones térmicas axiales y radiales del motor con respecto al
mástil.
Al menos uno de los dispositivos de anclaje del
turbomotor está dedicado generalmente, al menos en parte, a la
transmisión de los esfuerzos de empuje. Este dispositivo,
habitualmente situado detrás del motor, comprende muy a menudo un
herraje fijado al mástil, una palanca articulada en el herraje en su
parte central, así como dos bielas que unen los extremos de la
palanca a un elemento de estructura del turbomotor, desplazado hacia
delante con respecto al herraje. Las dos bielas presentan una
orientación cercana a la dirección de empuje del turbomotor.
Con el fin de asegurar la transmisión de los
esfuerzos de empuje incluso en caso de rotura de una pieza, los
dispositivos de anclaje que cumplen esta función comprenden
habitualmente una estructura de anclaje principal y una estructura
de anclaje de seguridad. La estructura de anclaje principal asegura
la transmisión de los esfuerzos en las condiciones normales de
funcionamiento, es decir, cuando todas las piezas del dispositivo
de anclaje están intactas. La estructura de anclaje de seguridad
está entonces inactiva. En cambio, la estructura de anclaje de
seguridad asegura la transmisión de los esfuerzos entre el motor y
el avión en caso de fallo de una de las piezas de la estructura de
anclaje principal.
El documento
EP-A-0564126, que muestra todas las
características del preámbulo de la reivindicación 1, describe un
dispositivo de recogida de empuje que comprende una estructura de
anclaje principal y una estructura de anclaje de seguridad. De
manera clásica, la estructura de anclaje principal comprende un
herraje fijado en el mástil y dos bielas de transmisión de
esfuerzos unidas al herraje por una palanca. La estructura de
anclaje de seguridad comprende dos horquillas laterales hembra
formadas en el herraje, en las que son recibidas con juego unas
prolongaciones de los ejes de pivotamiento por los que las bielas
están articuladas en los extremos de la palanca.
Este dispositivo de recogida de empuje es
satisfactorio generalmente. Sin embargo, tiene el inconveniente de
hacer transitar los esfuerzos de empuje por los mismos ejes de
pivotamiento en las condiciones normales de funcionamiento y en
caso de rotura de una de las piezas.
El documento
EP-A-0805108 describe igualmente un
dispositivo de recogida de empuje que comprende una estructura de
anclaje principal y una estructura de anclaje de seguridad. La
estructura de anclaje principal es del mismo tipo que la que se
utiliza en el documento
EP-A-0564126. La estructura de
anclaje de seguridad comprende un eje de pivotamiento
complementario interpuesto entre el herraje y la palanca y que
atraviesa esta última con un juego predeterminado.
Este dispositivo de recogida de empuje tiene
principalmente el inconveniente de volverse inoperativo durante un
rompimiento de la palanca. En estas condiciones, el dispositivo ya
no asegura la recogida de los esfuerzos de empuje y existe un gran
riesgo de pérdida del motor.
El documento
EP-A-0879759 describe igualmente un
dispositivo de recogida de empuje que comprende una estructura de
anclaje principal y una estructura de anclaje de seguridad. La
estructura de anclaje principal es del mismo tipo que la que se
utiliza en documentos precedentes. La estructura de anclaje de
seguridad comprende unas espigas formadas en los extremos de las
bielas articuladas en la palanca. Estas espigas están recibidas con
juego en unas hendiduras longitudinales formadas en unas aletas
solidarias al herraje.
Este dispositivo necesita estar dimensionado con
el fin de poder transmitir correctamente los esfuerzos. Se produce
un aumento de masa con respecto al dispositivo de recogida de empuje
descrito en el documento precedente.
El documento
EP-A-1103463, que constituye un
documento según el artículo 54(3) CPE, describe un
dispositivo de recogida de empuje capaz de unir un turbomotor y un
mástil de aeronave. Este dispositivo comprende unos medios de
montaje principal y unos medios de montaje de seguridad. Los medios
de montaje principal comprenden un herraje principal, una palanca
articulada en su centro en una horquilla central del herraje
principal y dos bielas que unen los extremos de la palanca al
turbomotor prácticamente según la dirección de empuje de este
último. Los medios de montaje de seguridad comprenden un herraje de
seguridad montado entre el mástil y el herraje principal, una
articulación con juego prevista entre el herraje principal y cada
una de las dos bielas y dos bielitas de seguridad unen el herraje
de seguridad al turbomotor mediante unas articulaciones con juego.
Los medios de montaje de seguridad no retienen los esfuerzos más que
en caso de fallo de los medios de montaje principal.
La invención tiene por objeto un dispositivo de
recogida de empuje concebido para asegurar la unión entre un
turbomotor y un mástil de una aeronave, estando este dispositivo
dispuesto de tal forma que presenta una masa y una obstrucción
reducidas y que asegura la transmisión de los esfuerzos de empuje
incluso en caso de rotura de una cualquiera de las piezas que lo
constituyen.
Conforme a la invención, este resultado se
obtiene por medio de un dispositivo de recogida de empuje conforme
a la reivindicación 1.
En este dispositivo, la estructura de anclaje de
seguridad comprende unos ejes de pivotamiento distintos de los que
son utilizados por la estructura de anclaje principal. Además, la
recogida de los esfuerzos de empuje está asegurada incluso en el
supuesto de una rotura de la palanca, cualquiera que sea la zona en
la cual se produce esta rotura.
Según un modo de realización preferido de la
invención, los ejes segundo y tercero de pivotamiento cortan el eje
longitudinal de la biela correspondiente.
Preferentemente, las horquillas laterales del
herraje son horquillas macho y las horquillas de detrás de las
bielas, horquillas hembra.
Ventajosamente, los extremos laterales de la
palanca penetran entonces en las horquillas hembra de las bielas,
delante de las horquillas laterales del herraje.
Preferentemente, los ejes primero, segundos y
terceros de pivotamiento son paralelos entre sí.
En el modo de realización preferido de la
invención, la horquilla central del herraje es igualmente una
horquilla hembra en la que es recibida la parte central de la
palanca.
Se describirá ahora, 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 el anclaje de un turbomotor de aeronave
a un mástil, por medio de dos dispositivos de anclaje que comprenden
un dispositivo de recogida de empuje conforme a la invención;
- la figura 2 es una vista en perspectiva que
representa a mayor escala, de detrás hacia delante, la parte
principal del dispositivo de recogida de empuje según la invención;
y
- la figura 3 es una vista en corte longitudinal
que representa la unión entre el extremo de una de las bielas del
dispositivo, la palanca y el herraje.
Como se ilustra muy esquemáticamente en la
figura 1, según un montaje clásico generalmente llamado "montaje
híbrido de soplante", la unión entre un turbomotor 10 y un mástil
12 que equipan una aeronave puede particularmente estar asegurada
por un dispositivo 14 de unión de delante y un dispositivo 16 de
unión de detrás. Para facilitar la comprensión, solo el cárter 18
de soplante de la barquilla está representado y el mástil 12 no está
ilustrado más que en trazo de puntos y rayas.
El dispositivo 14 de unión de delante está
interpuesto entre el mástil 12 y el cárter 18 de soplante del
turbomotor 10. Este dispositivo 14, bien conocido por el experto en
la técnica, puede estar realizado de cualquier manera, sin salir
del alcance de la invención. No se hará, por lo tanto, una
descripción detallada.
El dispositivo 16 de unión de detrás constituye
un dispositivo de recogida de empuje conforme a la invención. Está
concebido particularmente para transmitir al mástil 12 los esfuerzos
de empuje ejercidos por el turbomotor 10. Este dispositivo 16 está
interpuesto entre el mástil 12 y el cárter central 20 del turbomotor
10. Este dispositivo 16 comprende particularmente un herraje 22,
fijado al mástil 12 al nivel de la parte de detrás del cárter
central 20, y dos bielas 24 que unen el herraje 22 a la parte de
delante del cárter central 20. Las bielas 24 se extienden así según
una dirección prácticamente paralela a la dirección de empuje del
turbomotor, orientada según el eje longitudinal del turbomotor
10.
El dispositivo 16 de recogida de empuje conforme
a la invención va a ser descrito ahora en detalle refiriéndose a
las figuras 2 y 3.
El herraje 22 está previsto para ser fijado al
mástil 12 con ayuda de medios de fijación clásicos, bien conocidos
por el experto en la técnica. Estos medios de fijación comprenden
particularmente una pluralidad de bulones (no representados) que
atraviesan libremente un cierto número de orificios 26 formados en
el herraje 22.
El herraje 22 se extiende según una dirección
transversal, ortogonal al eje longitudinal del turbomotor 10. En
cada uno de sus extremos laterales, el herraje 22 comprende una
horquilla hembra 28. Un extremo de una bielita 30 está recibido en
cada una de las horquillas hembra 28 y articulada en ésta por un eje
32 de pivotamiento orientado de manera prácticamente paralela al
eje longitudinal del turbomotor 10. El extremo opuesto de cada una
de las bielitas 30 está recibido en una horquilla hembra (no
representada) formada en el cárter central 20 del turbomotor y
unida a dicha horquilla por un eje de pivotamiento (no representado)
paralelo al eje 32 de pivotamiento. Unas rótulas (no representadas)
están interpuestas ventajosamente entre los ejes de pivotamiento y
las bielitas 30 con el fin de permitir unos movimientos relativos
entre el herraje 22 y el turbomotor 10 según unas direcciones
distintas de las circunferenciales.
La disposición que acaba de ser descrita
permite, de forma clásica, transmitir al mástil 12 los esfuerzos y
los pares de balanceo que resultan de la rotación del motor
alrededor de los dispositivos 14 y 16 de anclaje.
Como se muestra en la figura 2, el herraje 22
presenta, en su cara de delante girada hacia el cárter 18 de
soplante, una horquilla central hembra 34 y dos horquillas laterales
macho 36. Por una razón que se verá mejor más adelante, la
horquilla central 34 sobresale una distancia mayor que las
horquillas laterales 36.
El dispositivo de recogida de empuje comprende
igualmente una palanca 38 cuya parte central está articulada en la
horquilla central 34 del herraje 22 por un eje 40 de pivotamiento.
Más precisamente, la parte central de la palanca 38 está recibida
en la horquilla hembra 34 y atravesada con ésta por el eje 40 de
pivotamiento. Este eje 40 de pivotamiento une la palanca 38 al
herraje 22 por una unión articulada sin juego. El eje 40 de
pivotamiento está orientado según una dirección prácticamente radial
con respecto al eje longitudinal del turbomotor 10.
Como se ilustra esquemáticamente en la figura 1,
el extremo de delante de cada una de las bielas 24 está articulado
en una parte de delante del cárter central 20 del motor 10, por
ejemplo a nivel del extremo de detrás del cárter 18 de
soplante.
El extremo de detrás de cada una de las bielas
24 forma una horquilla hembra 42 (figuras 2 y 3), por la que dicha
biela está articulada en el extremo correspondiente de la palanca
38. Más precisamente, los extremos de la palanca 38 están recibidos
en el fondo de las horquillas 42 y atravesados con éstas por unos
ejes 44 de pivotamiento. Estos ejes 44 de pivotamiento están
orientados paralelamente al eje 40.
Las uniones formadas entre la palanca 38 y cada
una de las horquillas 44 son unas uniones articuladas sin juego. En
las condiciones normales de funcionamiento, estas uniones sin juego
aseguran la transmisión al mástil 12 de los esfuerzos de empuje
ejercidos por el motor, a través de las bielas 24, de la palanca 38
y del herraje 22.
Como se ilustra particularmente en la figura 3,
cada uno de los ejes 44 de pivotamiento está montado ventajosamente
en la palanca 38 a través de una rótula 46. Un montaje análogo está
previsto ventajosamente entre el eje 40 de pivotamiento y la
palanca 38. Esta disposición permite evitar que otros esfuerzos que
no son los esfuerzos de empuje sean transmitidos a través de las
bielas 24.
Conforme a la invención, cada una de las
horquillas laterales 36 del herraje 22 está recibida en una
prolongación hacia detrás de la horquilla 42 formada en la biela 24
correspondiente. Además, un eje 48 de pivotamiento atraviesa cada
uno de los conjuntos formados por una horquilla lateral 36 y una
horquilla 42 de detrás, para definir una unión con juego entre el
herraje 22 y cada una de las bielas 24.
Los ejes 44 y 48 de pivotamiento son
prácticamente paralelos al eje 40 de pivotamiento de la palanca 38
en el herraje 22, dentro de los límites del desplazamiento de las
rótulas.
Como se muestra más detalladamente en la figura
3, cada uno de los ejes 48 de pivotamiento está fijado en la
horquilla 42 de extremo de la biela 24 correspondiente y atraviesa
con un juego predeterminado un orificio 50 formado en la horquilla
lateral 36 del herraje 22. El juego así formado entre el eje 48 de
pivotamiento y el orificio 50 está determinado teniendo en cuenta
diferentes desplazamientos posibles entre estas piezas tales como
las dilataciones diferenciales y los movimientos del motor con
respecto a los dispositivos 14 y 16 de unión, con el fin de que
ningún esfuerzo sea transmitido por el eje 48 de pivotamiento en
unas condiciones normales de funcionamiento del dispositivo.
En otros términos, cuando ninguna de las piezas
del dispositivo está deteriorada, la palanca 38 equilibra los
esfuerzos de empuje transmitidos al mástil a través de las dos
bielas 24, del eje 40 de pivotamiento y del herraje 22. Los juegos
existentes entre los ejes 48 de pivotamiento y los orificios 50 son
entonces tales que ningún esfuerzo es transmitido por estos ejes 48
de pivotamiento.
En el supuesto de una rotura de la palanca 38,
del eje 40 de pivotamiento o de la horquilla central 34, los
esfuerzos debidos al empuje del motor son recogidos por una u otra
de las dos bielas 24 a través de los ejes 48 de pivotamiento y de
las horquillas 36. En efecto, el juego que existe inicialmente entre
estas piezas se anula en función del sentido del empuje, de manera
que estas uniones se vuelven activas.
En el supuesto del fallo o bien de una biela 24
o bien de la horquilla 42, los esfuerzos debidos al empuje son
transmitidos directa e integralmente al mástil 12 por la otra biela
24, a través del eje 48 de pivotamiento y de la horquilla 42, de la
misma manera descrita anteriormente. Como la palanca 38 ya no está
equilibrada, se desplaza y ya no participa en la transmisión de los
esfuerzos de empuje.
Finalmente, en el supuesto del fallo de uno de
los ejes 44 de pivotamiento que unen las bielas 24 a la palanca 38,
los esfuerzos debidos al empuje pasan por el eje 48 de pivotamiento
y la horquilla 36 de la misma manera descrita anteriormente.
Hay que señalar que los ejes 44 y 48 de
pivotamiento de cada una de las bielas 24 cortan el eje longitudinal
de éstas. Por consiguiente, los esfuerzos de empuje utilizan un
camino idéntico en funcionamiento normal y en funcionamiento de
seguridad. Ningún esfuerzo parásito es creado por lo tanto en el
dispositivo cuando una de las piezas que lo constituye
falla.
falla.
Según una disposición clásica, igualmente
ilustrada en la figura 2, el herraje 22 está formado por al menos
dos piezas distintas 52 (figura 2) embulonadas la una en la otra.
Cada una de estas piezas es capaz de transmitir al mástil 12 los
esfuerzos aplicados en el herraje 22, en caso de rotura de la otra
pieza.
En resumen, el dispositivo de recogida de empuje
conforme a la invención permite asegurar la transmisión de los
esfuerzos de empuje del motor a la estructura del avión en todos los
supuestos de rotura de una pieza cualquiera de este dispositivo.
Una unión activa entre el motor y la aeronave es preservada así en
todas las circunstancias.
Hay que señalar por otra parte que este
resultado es obtenido por medio de un dispositivo cuya masa y
obstrucción permanecen limitadas.
Por supuesto, la invención no está limitada a
modo de realización que acaba de ser descrita a título de ejemplo.
Así, se comprenderá fácilmente que las horquillas macho y hembra
pueden ser invertidas, sin salir del alcance de la invención. Del
mismo modo, en lugar de estar fijados en las horquillas 42 y de
atravesar con juego las horquillas 36, los ejes 48 de pivotamiento
pueden estar fijados a las horquillas 36 y atravesar con juego las
horquillas 42. Finalmente, el término "horquilla" debe ser
tomado en su sentido más amplio y cubre particularmente, para las
horquillas laterales 36, el caso en que los extremos de las
horquillas 42 penetran en unos rebajes previstos en el herraje 22 y
están articulados directamente en éste.
Claims (6)
1. Dispositivo de recogida de empuje, capaz de
unir un turbomotor (10) y un mástil (12) de una aeronave,
comprendiendo el dispositivo:
- un herraje (22) capaz de estar fijado al
mástil (12), comprendiendo dicho herraje una horquilla central (34)
y dos horquillas laterales (36), comprendiendo igualmente el herraje
(22) dos horquillas (28) de extremos laterales, comprendiendo el
dispositivo además dos bielitas (30) cuyo primer extremo está
articulado en una de las horquillas (28) de extremo lateral y cuyo
segundo extremo es capaz de estar articulado en el turbomotor, para
la transmisión al mástil (12) de los esfuerzos y de los pares de
balanceo del motor
(10),
(10),
- una palanca (38) que contiene una parte
central articulada en la horquilla central (34) del herraje (22)
por un primer eje (40) de pivotamiento, y
- dos bielas (24) orientadas prácticamente según
una dirección de empuje del turbomotor y que comprenden cada una un
extremo de delante capaz de estar articulado en el turbomotor y una
horquilla (42) de detrás, articulada por un segundo eje (44) de
pivotamiento en un extremo lateral correspondiente de la palanca
(38);
estando caracterizado dicho dispositivo
porque la horquilla (42) de detrás de cada una de las bielas (24)
está igualmente articulada en una de las horquillas laterales (36)
del herraje (22), por una unión con juego que comprende un tercer
eje (48) de pivotamiento.
2. Dispositivo según la reivindicación 1, en el
que cada una de las bielas (24) presenta un eje longitudinal y los
ejes segundo y tercero (44, 48) de pivotamiento cortan dicho eje
longitudinal.
3. Dispositivo según una cualquiera de las
reivindicaciones 1 y 2, en el que las horquillas laterales (36) del
herraje (22) son unas horquillas macho y las horquillas (42) de
detrás de las bielas (24), unas horquillas hembra.
4. Dispositivo según la reivindicación 3, en el
que los extremos laterales de la palanca (38) penetran en las
horquillas hembra (42) de las bielas (24), delante de las horquillas
laterales (36) del herraje (22).
5. Dispositivo según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, en el que los ejes primero (40),
segundos (44) y terceros (48) de pivotamiento son paralelos entre
sí.
6. Dispositivo según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, en el que la horquilla central (34)
del herraje (22) es una horquilla hembra, en la que está recibida la
parte central de la palanca (38).
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| FR2855494B1 (fr) * | 2003-05-27 | 2006-09-22 | Snecma Moteurs | Dispositif d'accrocharge arriere de moteur d'avion |
| FR2856656B1 (fr) * | 2003-06-30 | 2006-12-01 | Snecma Moteurs | Suspension arriere de moteur d'avion avec bielles de reprise de poussee et palonnier en forme de boomerang |
| US7191164B2 (en) * | 2003-08-19 | 2007-03-13 | Intel Corporation | Searching for object images with reduced computation |
| 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 |
| US20070057128A1 (en) * | 2005-09-14 | 2007-03-15 | Honeywell International, Inc. | Auxiliary power unit case flange to plate adapter |
| FR2900906B1 (fr) * | 2006-05-09 | 2009-01-09 | Airbus France Sas | Systeme de fixation tolerant aux dommages pour moteur d'aeronef |
| FR2903383B1 (fr) * | 2006-07-10 | 2009-05-15 | Airbus France Sas | Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef comportant deux bielles de reprise de poussee a double liaison mecanique arriere |
| FR2915175B1 (fr) * | 2007-04-20 | 2009-07-17 | Airbus France Sa | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une poutre d'attache moteur arriere deportee du caisson |
| FR2917712B1 (fr) * | 2007-06-20 | 2009-09-25 | Airbus France Sas | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une poutre d'attache moteur arriere formant palonnier. |
| FR2917713B1 (fr) * | 2007-06-21 | 2009-09-25 | Airbus France Sas | Dispositif d'accrochage de moteur d'aeronef et aeronef comportant au moins un tel dispositif. |
| FR2918644B1 (fr) * | 2007-07-09 | 2009-10-23 | Airbus France Sas | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'un palonnier articule en quatre points. |
| FR2920138B1 (fr) * | 2007-08-24 | 2010-03-12 | Airbus France | Dispositif d'accrochage de moteur d'aeronef comportant un dispositif de reprise des efforts de poussee a encombrement reduit |
| FR2924094B1 (fr) * | 2007-11-23 | 2010-01-15 | Snecma | Turboreacteur suspendu a un pylone d'aeronef |
| GB0810585D0 (en) * | 2008-06-11 | 2008-07-16 | Rolls Royce Plc | Engine mounting arrangement |
| GB0810589D0 (en) * | 2008-06-11 | 2008-07-16 | Rolls Royce Plc | Engine mounting arrangement |
| GB0902909D0 (en) * | 2009-02-23 | 2009-04-08 | Rolls Royce Plc | A thrust mount arrangement for an aircraft engine |
| FR2958623B1 (fr) * | 2010-04-07 | 2012-05-04 | Airbus Operations Sas | Dispositif de reprise des efforts de poussee d'un moteur d'aeronef comprenant des moyens de detection de defaillance |
| FR2965549B1 (fr) * | 2010-10-01 | 2013-07-05 | Airbus Operations Sas | Dispositif de reprise de poussee a bielles pour mat d'accrochage d'un moteur d'aeronef, integrant trois rotules alignees |
| FR2981048B1 (fr) * | 2011-10-06 | 2013-12-06 | Snecma | Pylone d'accrochage pour suspension de moteur d'aeronef, et suspension avec un tel pylone |
| US8979020B2 (en) * | 2013-06-07 | 2015-03-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mounting system for mounting engine nacelle components and associated method |
| US10144524B2 (en) * | 2013-06-14 | 2018-12-04 | Rohr, Inc. | Assembly for mounting a turbine engine to a pylon |
| CN105392700B (zh) | 2013-07-26 | 2018-12-18 | Mra系统有限责任公司 | 飞行器发动机吊架 |
| GB2530733A (en) * | 2014-09-30 | 2016-04-06 | Rolls Royce Plc | Gas Turbine Engine Mounting Arrangement |
| FR3032180B1 (fr) * | 2015-01-30 | 2018-05-18 | Airbus Operations | Ensemble propulsif comportant un turboreacteur et un mat d'accrochage permettant une nouvelle distribution des efforts entre le turboreacteur et la voilure |
| FR3049264B1 (fr) * | 2016-03-25 | 2019-07-05 | Airbus Operations | Systeme de montage pour un aeronef, destine a la fixation d’un moteur sur un mat d’attache. |
| FR3059645B1 (fr) * | 2016-12-02 | 2018-12-07 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de suspension pour turbomachine |
| USD880279S1 (en) * | 2017-12-11 | 2020-04-07 | Marchesan Implementos E Maquinas Agricolas Tatu S.A. | Support bracket |
| GB201900609D0 (en) * | 2019-01-16 | 2019-03-06 | Rolls Royce Plc | Mounting apparatus for gas turbine engine |
| FR3093504A1 (fr) * | 2019-03-05 | 2020-09-11 | Airbus Operations (S.A.S.) | Dispositif de liaison reliant un moteur d’aéronef et une structure primaire d’un mât d’aéronef comprenant un palonnier et un système de limitation du débattement hors plan du palonnier, aéronef comprenant un tel dispositif de liaison |
| FR3122164B1 (fr) * | 2021-04-27 | 2023-06-02 | Airbus Operations Sas | Dispositif de liaison reliant un moteur d’aéronef et une structure primaire d’un mât d’aéronef comprenant un palonnier ainsi qu’un système de limitation du débattement du palonnier intégrant une double butée, aéronef comprenant un tel dispositif de liaison |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE69012071T2 (de) * | 1989-12-05 | 1995-04-13 | Rolls Royce Plc | Ausfallsichere Haltevorrichtung für Treibwerke. |
| 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 |
| WO1996018538A1 (en) * | 1994-12-12 | 1996-06-20 | United Technologies Corporation | A mounting arrangement for a gas turbine engine |
| US5620154A (en) * | 1995-05-03 | 1997-04-15 | The Boeing Company | Three link failsafe engine mount |
| US5860623A (en) * | 1995-05-03 | 1999-01-19 | The Boeing Company | Three link failsafe engine mount |
| FI102232B1 (fi) | 1996-01-15 | 1998-10-30 | Nokia Telecommunications Oy | Pakettiradioverkko |
| US5725181A (en) * | 1996-05-01 | 1998-03-10 | The Boeing Company | Aircraft engine thrust mount |
| US5873547A (en) | 1997-05-20 | 1999-02-23 | The Boeing Company | Aircraft engine thrust mount |
| US5921500A (en) * | 1997-10-08 | 1999-07-13 | General Electric Company | Integrated failsafe engine mount |
| US5927644A (en) * | 1997-10-08 | 1999-07-27 | General Electric Company | Double failsafe engine mount |
| GB9927425D0 (en) * | 1999-11-20 | 2000-01-19 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine mounting arrangement |
| US6296203B1 (en) * | 2000-05-24 | 2001-10-02 | General Electric Company | Snubber thrust mount |
-
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