ES2270282T3 - Motor de avion cuyas cubiertas de soplante y de inversiones de empuje estan separadas por un huelgo reducido. - Google Patents
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Abstract
Motor de avión que comprende un cárter (5) de soplante y una góndola que incluye sucesivamente, en el sentido de la corriente del aire, una estructura de paso de aire, una estructura (6) de entrada de aire fijada al cárter (5) de soplante, al menos una (7) cubierta de soplante apta para ocupar una posición abierta y una posición cerrada y al menos una cubierta (8) de inversor de empuje fijada al cárter (5) de soplante, estando un borde delantero de la (7) cubierta de soplante fijado sobre un borde trasero de la estructura (6) de entrada de aire por unos medios (40, 42) de transmisión de esfuerzos axiales, en dicha posición cerrada, caracterizado porque la estructura (6) de entrada de aire comprende una envoltura exterior (10), una envoltura interior (12) y unos tensores (16) que conectan entre sí las envolturas exterior (10) e interior (12), estando situados unos medios adicionales (48, 58, 60) de rigidificación en la estructura (6) de entrada de aire, comprendiendo dichos medios adicionales de rigidificación una pluralidad de refuerzos rígidos (48) cuyo primer extremo está fijado a los tensores (16), en su extremo fijado a la envoltura exterior (10) y cerca de unos medios de transmisión de esfuerzos axiales o prácticamente en el medio de su longitud, y cuyo segundo extremo está fijado a la envoltura interior (12) cerca del lugar en el que este está fijado al cárter (5) de soplante.
Description
Motor de avión cuyas cubiertas de soplante y de
inversores de empuje están separadas por un huelgo reducido.
La presente invención se refiere a un motor de
avión que comprende una góndola que incluye sucesivamente, en el
sentido de la corriente del aire, una estructura de entrada de aire,
unas cubiertas de soplante y unas cubiertas de inversores de
empuje.
El motor de avión según la invención puede
implantarse sobre todo tipo de aeronaves y sobre todo sobre los
aviones de línea destinados al transporte de pasajeros o de
mercancías.
En el conjunto del texto, los términos tales
como "adelante", "detrás", etc., se refieren al sentido de
la corriente del aire en el interior del motor. De forma
comparable, el término "axial" se refiere a una dirección
paralela en el eje del motor.
Como se ha representado esquemáticamente en
perspectiva despiezada en la figura 1 de los dibujos adjuntos, un
motor de avión clásico como un turborreactor comprende habitualmente
un cárter del motor 1, suspendido en un ala 2 de avión por un poste
3 y rodeado por una góndola, de forma que se delimita entre ellos un
canal anular en el que está situado un soplante 4. Alrededor del
soplante 4, el canal de soplante está delimitado por un cárter 5 de
soplante, unido al cárter del motor 1 por unas aletas (no
representadas).
En el sentido de la corriente del aire, es decir
hacia adelante y hacia atrás, la góndola comprende sucesivamente
una estructura anular 6 de entrada de aire, un par de cubiertas
izquierda y derecha 7 de soplante, un par de cubiertas izquierda y
derecha 8 de inversor de empuje y una tobera anular 9. Las cubiertas
7 de soplante están articuladas sobre el poste 3 por sus bordes
superiores y pueden abrirse para permitir su mantenimiento. Durante
el vuelo, las cubiertas 7 de soplante se mantienen cerradas por unos
órganos de bloqueo interpuestos entre sus bordes interiores.
El borde trasero interno de la estructura 6 de
entrada de aire está fijado directamente sobre el borde delantero
del cárter 5 de soplante por unos órganos (no representados) de tipo
bulones o remaches.
El borde delantero de cada una de las cubiertas
8 de inversor de empuje está igualmente unido al borde trasero del
cárter 5 de soplante. Cuando las cubiertas 8 de inversor de empuje
están instaladas, esta función se garantiza por el encaje de una
patilla circular (no representada) unida a cada una de las cubiertas
8 de inversor de empuje en una ranura (no representada) fabricada
sobre el cárter 5 de soplante. Durante la puesta en marcha de los
inversores de empuje montados en las cubiertas 8, esta disposición
permite transmitir integralmente al cárter 5 de soplante los
esfuerzos axiales engendrados por el empuje invertido del motor.
Cuando las cubiertas 7 de soplante están
cerradas, se unen a la estructura 6 de entrada de aire. Esta función
se garantiza generalmente por cuchillas (no representadas) montadas
en el interior del borde delantero de cada una de las cubiertas 7
de soplante, que se alojan sin huelgo en unos orificios (no
representados) previstos en el extremo trasero de la estructura 6
de entrada de aire. El número de cuchillas y de orificios va en
función del tamaño del motor. Como variante, las cuchillas son en
ocasiones reemplazadas por una patilla única formada sobre al menos
una parte de la circunferencia de las cubiertas 7 de soplante y se
alojan en una ranura circunferencial prevista sobre la estructura
de entrada de aire.
Teniendo en cuenta las tolerancias de
fabricación y de montaje de las diferentes piezas, existe un ligero
huelgo J1 entre los bordes traseros de las cubiertas 7 de soplante y
los bordes delanteros de las cubiertas de inversor de empuje y un
ligero huelgo J2 entre el borde trasero de la estructura 6 de
entrada de aire y los bordes delanteros de las cubiertas 7 de
soplante, en la superficie exterior de la góndola, cuando las
cubiertas de soplante están cerradas. Estos huelgos se minimizan con
el fin de evitar una resistencia perjudicial demasiado importante,
negativa desde el punto de vista del consumo de carburante del
motor.
Cuando el avión está en vuelo, la estructura 6
de entrada de aire es sometida a diferencias de presión engendradas
por la corriente aerodinámica del aire. Estas diferencias de presión
tienen como efecto someter la estructura de entrada de aire a un
fenómeno de succión, que tiende a aspirarlo hacia adelante con
respecto a otros componentes del motor.
Dado que la estructura 6 de entrada de aire y
las cubiertas 7 de soplante están unidas por unas estructuras de
tipo cuchillas-orificios o análogos, es el conjunto
formado por la estructura de entrada de aire y las cubiertas de
soplante el que se flexiona y tiende a ser aspirado hacia adelante.
El huelgo J2 entre estas piezas sigue siendo por tanto constante y
limitado. Por el contrario, el huelgo J1 entre las cubiertas 7 de
soplante y las cubiertas 8 de inversor de empuje se acentúa por esta
flexión, dado que no existe un enlace entre estas cubiertas. Esto
aumenta la resistencia perjudicial y contribuye a degradar el
consumo de carburante a lo largo del vuelo.
Por añadidura, los movimientos relativos
engendrados por este fenómeno de succión ocasionan un desgaste
acelerado de las piezas.
El documento
WO-A-99/30969 describe un motor de
avión cuyas cubiertas de soplante están equipadas, en sus bordes
inferiores, de cierres con ganchos. Unos dispositivos de guía están
situados en la parte delantera y trasera de los bordes inferiores
de las cubiertas. Estos dispositivos cooperan con unos dispositivos
complementarios previstos sobre la estructura de entrada de aire y
sobre la parte trasera de la gón-
dola.
dola.
El documento
EP-A-0.744.339 describe un motor de
avión en el que el borde trasero de la cubierta incluye una
cuchilla que se aloja en una ranura formada sobre un borde adyacente
de la góndola.
Finalmente, el documento
US-A-5.603.471 describe un motor de
avión en el que el borde trasero de las cubiertas coopera con el
borde delantero de la boquilla de eyección mediante cuatro dedos y
dos cuchillas.
La invención tiene por objeto un motor de avión
cuyo diseño original le permite resolver al menos en parte los
problemas planteados en los motores existentes.
Más concretamente, la invención tiene por objeto
un motor de avión en el que el huelgo entre las cubiertas de
soplante y las cubiertas de inversor de empuje sigue siendo reducido
cuando el avión está en vuelo, de forma que limitan la resistencia
perjudicial y no aumentan el consumo de carburante.
Según la invención, este resultado se obtiene
por medio de un motor de avión según la reivindicación 1.
La introducción de medios adicionales de
rigidificación en la estructura de la góndola permite suprimir o
limitar mucho las deformaciones del conjunto formado por la
estructura de entrada de aire y las cubiertas de soplante
provocadas por el fenómeno de succión anteriormente citado, cuando
el avión está en vuelo. El huelgo J1 entre las cubiertas de
soplante y las cubiertas de inversor de empuje sigue siendo, por
tanto, reducido, a pesar de la ausencia de enlace entre las piezas.
De esta forma, el consumo de carburante no aumenta por un
crecimiento de la resistencia perjudicial.
Según un modo de realización de la invención,
los medios adicionales de rigidificación comprenden una pluralidad
de refuerzos rígidos cuyo primer extremo está fijado a la estructura
de entrada de aire, cerca de unos medios de transmisión de
esfuerzos axiales, y cuyo segundo extremo está fijado a la
estructura de entrada de aire cerca del lugar en el que este está
fijado al cárter de soplante. Se realiza de este modo un refuerzo de
la estructura de entrada de aire que se opone a la fuerza de
succión que tiende a aspirar esta estructura hacia adelante.
Los medios adicionales de rigidificación pueden
comprender unos elementos complementarios formados respectivamente
sobre un borde delantero de la cubierta de inversor de empuje y
sobre un borde trasero de la cubierta de soplante, siendo dichos
elementos complementarios aptos para encajarse uno en otro, con un
reducido huelgo axial predeterminado, en la posición cerrada de la
cubierta de soplante, para garantizar la transmisión de esfuerzos
axiales tras la recuperación de dicho huelgo. Tras la recuperación
del huelgo existente entre dichos elementos complementarios, para
tener en cuenta las tolerancias de fabricación, esta disposición
permite garantizar un enlace rígido entre las cubiertas de soplante
y las cubiertas de inversor de empuje, oponiéndose dicho enlace
rígido a la fuerza de succión que tiende a aspirar la estructura de
entrada de aire hacia adelante.
En este modo de realización, los elementos
complementarios comprenden ventajosamente una pluralidad de
orificios formados sobre el borde delantero de la cubierta de
inversor de empuje y una pluralidad de patillas formadas sobre el
borde trasero de la cubierta de soplante, de forma que penetra en
dichos orificios en la posición cerrada de la cubierta de soplante,
estando los orificios y las patillas repartidas sobre el contorno
del motor.
En este modo de realización, los elementos
complementarios pueden comprender asimismo una ranura
circunferencial formada sobre el borde delantero de la cubierta de
inversor de empuje y una patilla formada sobre al menos una parte
de la circunferencia del borde trasero de la cubierta de soplante,
de forma que penetra en dicha ranura circunferencial en la posición
cerrada de la cubierta de soplante.
A continuación se describirán, a modo de
ejemplos no limitativos, diferentes modos de realización preferidos
de la invención, haciendo referencia a los dibujos adjuntos, en los
cuales:
la figura 1, ya descrita, es una vista en
perspectiva despiezada que representa un motor de avión de la
técnica anterior;
la figura 2 es una vista transversal a mayor
escala de la zona de empalme entre la estructura de entrada de aire
y una de las cubiertas de soplante de la góndola de un motor de
avión, según un primer modo de realización de la invención; y
la figura 3 es una vista transversal a mayor
escala de la zona de empalme entre una de las cubiertas de soplante
y la cubierta de inversor de empuje adyacente, según un segundo modo
de realización de la invención.
El motor según la invención es parecido al que
ha sido descrito anteriormente haciendo referencia a la figura 1.
Se hará por tanto referencia a la descripción realizada en
referencia a esta figura para conocer los principales elementos
constitutivos del motor y su disposición relativa.
Esencialmente, se recuerda que el motor
comprende una parte central delimitada exteriormente por un cárter
del motor 1 y una góndola que rodea el cárter del motor. La parte
central del motor está separada de la góndola por un canal de
soplante en el que está situado un soplante 4. Un cárter 5 de
soplante rodea el soplante y está fijado rígidamente al cárter del
motor 1. De adelante a atrás, la góndola comprende una estructura 6
de entrada de aire, fijada en el extremo delantero del cárter 5 de
soplante, dos cubiertas 7 de soplante articuladas sobre el poste 3
y rodeando el cárter 5 de soplante, dos cubiertas 8 del inversor de
empuje unidas al extremo trasero del cárter 5 de soplante y una
tobera anular 9.
Para permitir el mantenimiento, las cubiertas 7
de soplante pueden ser basculadas hacia arriba en una posición
abierta. Cuando el avión está operativo, las cubiertas 7 de soplante
se cierran y sus bordes inferiores son conectados entre sí por unos
medios de bloqueo.
Como se ilustra más detalladamente en la figura
2, la estructura 6 de entrada de aire comprende una envoltura
exterior 10, una envoltura interior 12 provista de una estructura
anti-ruido 14 y unos tensores 16 que conectan entre
sí las envolturas 10 y 12, al nivel del extremo trasero de la
envoltura exterior 10.
Más concretamente, un primer extremo de cada uno
de los tensores 16 está fijado a la envoltura exterior 10 por una
escuadra 18 y unos órganos de fijación tales como remaches o unos
bulones ilustrados esquemáticamente por los trazos mixtos 20 y
22.
El segundo extremo de cada uno de los tensores
16 está fijado a la envoltura interior 12 por una escuadra 24 y
unos órganos de fijación tales como remaches o unos bulones
ilustrados esquemáticamente por los trazos mixtos 26 y 28.
Los tensores 16 están dispuestos de forma que
sus extremos están situados en un mismo plano sensiblemente
perpendicular al eje longitudinal del motor.
Como lo ilustra también la figura 2, la
envoltura interior 12 de la estructura 6 de entrada de aire,
provista de su estructura anti-ruido 14, sobresale
hacia detrás más allá de los tensores 16. El extremo trasero de
dicha envoltura interior 12 está fijado al extremo delantero del
cárter 5 de soplante, por ejemplo mediante escuadras 30 y 32 y unos
órganos de fijación tales como remaches o unos bulones ilustrados
esquemáticamente por los trazos mixtos 34, 36 y 38.
Como lo ilustra más concretamente la figura 2,
cuando ocupan su posición cerrada, las cubiertas 7 de soplante son
unidas a la estructura 6 de entrada de aire por ejemplo mediante
cuchillas 40 que se alojan sin huelgo en unos orificios 42
previstos en el extremo trasero de la estructura 6 de entrada de
aire. Los orificios 42 están formados en unas piezas 44 que están
fijadas sobre el borde trasero de la estructura 6 de entrada de
aire, cerca de la envoltura exterior de ésta. Esta fijación puede
sobre todo ser garantizada por los medios 20 de fijación que sirven
para fijar los tensores 16 sobre las escuadras 18.
Según una variante de realización no
representada y según una disposición conocida, las cubiertas 7 de
soplante pueden también unirse a la estructura 6 de entrada de aire
previendo una ranura circunferencial sobre el borde trasero de la
estructura 6 de entrada de aire, cerca de la envoltura exterior de
esta, y una patilla sobre el borde delantero de cada una de las
cubiertas 7 de soplante, al menos en una parte de su circunferencia.
Cuando las cubiertas de soplante están cerradas, la patilla penetra
sin huelgo en la ranura circunferencial, de forma que une dichas
cubiertas 7 de la estructura 6 de entrada de aire.
En su extremo trasero (ver la figura 3), las
cubiertas de soplante se apoyan sobre unas partes delanteras 46 de
las cubiertas 8 de inversor de empuje, cuando dichas cubiertas de
soplante están cerradas.
Según la disposición conocida que acaba de
describirse, y que puede sufrir diferentes variaciones sin salir
del alcance de la invención, existe un huelgo J1 entre los bordes
adyacentes de las cubiertas 7 de soplante y unas cubiertas 8 de
inversor de empuje y un huelgo J2 entre los bordes adyacentes de la
estructura 6 de entrada de aire y unas cubiertas 7 de soplante, en
la periferia exterior de la góndola. Estos huelgos J1 y J2, que
tienen como origen las tolerancias de fabricación y de montaje,
están limitados a los valores muy reducidos con el fin de evitar la
formación de una resistencia perjudicial negativa desde el punto de
vista del consumo de carburante.
En esta disposición clásica, la estructura 6 de
entrada de aire se deforma hacia adelante, en su parte exterior,
bajo el efecto de las diferencias de presión engendradas por la
corriente aerodinámica del aire cuando el avión está en vuelo. Bajo
el efecto de esta deformación, las cubiertas 7 de soplante son
empujadas hacia adelante por el enlace sin huelgo garantizado por
las cuchillas 40 y los orificios 42. El huelgo 42 sigue siendo, por
tanto, constante y muy reducido. Por el contrario, el huelgo J1
aumenta, lo que tiene como efecto el aumento de la resistencia
aerodinámica y, como consecuencia de ello, el consumo de carburante
sobre los motores existentes.
Según la invención, unos medios adicionales de
rigidificación están integrados en la góndola, con el fin de
aumentar de forma muy sensible la rigidez del conjunto formado por
la estructura 6 de entrada de aire y las cubiertas 7 de
soplante.
En el modo de realización ilustrado en la figura
2, estos medios adicionales de rigidificación comprenden una
pluralidad de refuerzos rígidos uno de los cuales está representado
con el número 48 en la figura 2. Cada uno de los refuerzos rígidos
se presenta con la forma de una barra 48 sensiblemente rectilínea,
colocada en un plano que pasa por el eje longitudinal del
motor.
Un primer extremo de cada una de las barras 48
está fijado a la estructura 6 de entrada de aire, cerca de unos
medios de transmisión de esfuerzos axiales entre dicha estructura de
entrada de aire y las cubiertas 7 de soplante, materializados aquí
por las cuchillas 40 y los orificios 42. Esta fijación se garantiza
por unas escuadras 50 y unos medios de fijación tales como remaches
o unos bulones ilustrados esquemáticamente por los trazos mixtos 20
y 52 en la figura 2, o la escuadra está fijada sobre el tensor 16
por los medios 20 de fijación que sirven igualmente para la
fijación de la escuadra 18 y de la pieza 44.
Como variante, cuando los tensores 16 son de
grandes dimensiones, el primer extremo de cada uno de los refuerzos
rígidos 48 puede ser fijado asimismo sensiblemente en el medio de la
longitud de los tensores 16. Esta disposición permite limitar las
vibraciones de los tensores en vuelo y, como consecuencia de ello,
el desgaste de los elementos presentes.
El segundo extremo de cada uno de los refuerzos
rígidos 48 está fijado a la estructura 6 de entrada de aire, cerca
del lugar en el que dicha estructura está fijada al cárter 5 de
soplante. Esta fijación se garantiza por otra escuadra 54 y por
medios de fijación tales como remaches o unos bulones simbolizados
esquemáticamente por los trazos mixtos 34 y 56 en la figura 2, o la
escuadra 54 está fijada a las escuadras 30 y 32 por los medios de
fijación que conectan estas entre sí.
Según esta disposición, el segundo extremo de
cada uno de los refuerzos rígidos 48 está separado hacia detrás y
hacia el interior del motor con respecto a su primer extremo.
Además, los refuerzos rígidos 48 conectan la parte trasera de la
parte periférica exterior de la estructura 6 de entrada de aire en
la parte trasera de la parte periférica interior de dicha
estructura, en su zona de fijación sobre el cárter 5 de soplante,
es decir, en una parte rígida del motor. De esta forma, los
refuerzos rígidos 48 retoman los esfuerzos que tienden a desplazar
hacia adelante la parte periférica exterior de la estructura 6 de
entrada de aire, con respecto al resto del motor, cuando el avión
está en vuelo.
Oponiéndose al desplazamiento hacia adelante de
la parte periférica exterior de la estructura 6 de entrada de aire,
los refuerzos rígidos 48 hacen desaparecer prácticamente cualquier
movimiento relativo entre las cubiertas 7 de soplante y las
cubiertas de inversor de empuje8, ya que las cubiertas 7 de soplante
se unen a la estructura de entrada de aire por los medios de
transmisión de esfuerzos axiales materializados por las cuchillas
40 y los orificios 42. Se evita de esta manera una ampliación del
huelgo J1 entre las cubiertas 7 de soplante y las cubiertas 8 de
inversor de empuje. Como consecuencia de ello, el consumo de
carburante del motor puede mantenerse en un valor mínimo.
El número de refuerzos rígidos 48 depende de los
esfuerzos que se deben retomar. Los refuerzos rígidos 48 están
repartidos regularmente en toda la periferia de la góndola.
Según un modo de realización ilustrado más
concretamente en la figura 3, los medios adicionales de
rigidificación comprenden unos elementos complementarios 58, 60
formados respectivamente en los bordes delanteros de las cubiertas
8 de inversor de empuje y en los bordes traseros de las cubiertas 7
de soplante.
De manera más precisa, estos elementos
complementarios 58 y 60 están dispuestos de forma que se encajan uno
en el otro, con un reducido huelgo axial predeterminado, cuando las
cubiertas de soplante 6 están cerradas. La presencia de un reducido
huelgo axial entre estos elementos complementarios se vuelve
necesaria por las tolerancias de fabricación y de montaje, teniendo
en cuenta el hecho de que las cubiertas 7 de soplante se unen a la
estructura 6 de entrada de aire en sus extremos delanteros. Los
elementos complementarios 58 y 60 garantizan de este modo, en el
sentido axial, un enlace rígido entre las cubiertas 7 de soplante y
las cubiertas 8 de inversor de empuje, cuando el reducido huelgo
axial que existe inicialmente entre estos elementos ha sido
recuperado.
En el modo de realización representado más
concretamente en la figura 3, los elementos complementarios
anteriormente citados comprenden una pluralidad de orificios 58
formados en una pieza 62 fijada sobre la parte delantera 46 de cada
una de las cubiertas 7 del inversor de empuje, por unos medios 64 de
fijación tales como remaches o bulones. Estos elementos
complementarios comprenden asimismo una pluralidad de patillas 60,
que están fijadas sobre el borde trasero de cada una de las
cubiertas 7 de soplante, por unos medios de fijación 62 tales como
remaches o bulones, de forma que penetran en los orificios 58 cuando
las cubiertas de soplante están cerradas, disponiendo entre ellas
el huelgo axial anteriormente citado.
En una variante de realización no representada,
las patillas 60 son reemplazadas por una patilla única formada
sobre al menos una parte de la circunferencia del borde trasero de
cada cubierta de soplante y los orificios múltiples 58 son
reemplazados por una ranura circunferencial formada sobre el borde
delantero de cada cubierta de inversor de empuje.
Esto permite mantener prácticamente constante el
huelgo J1 entre las cubiertas 8 de inversor de empuje y el conjunto
formado por la estructura 6 de entrada de aire y las cubiertas 7 de
soplante. Como consecuencia de ello, el consumo de carburante se
mantiene en un valor mínimo a pesar de las diferencias de presión
aplicadas en vuelo sobre la estructura 6 de entrada de aire, por la
corriente aerodinámica del aire.
Claims (4)
1. Motor de avión que comprende un
cárter (5) de soplante y una góndola que incluye sucesivamente, en
el sentido de la corriente del aire, una estructura de paso de aire,
una estructura (6) de entrada de aire fijada al cárter (5) de
soplante, al menos una (7) cubierta de soplante apta para ocupar una
posición abierta y una posición cerrada y al menos una cubierta (8)
de inversor de empuje fijada al cárter (5) de soplante, estando un
borde delantero de la (7) cubierta de soplante fijado sobre un borde
trasero de la estructura (6) de entrada de aire por unos medios
(40, 42) de transmisión de esfuerzos axiales, en dicha posición
cerrada, caracterizado porque la estructura (6) de entrada
de aire comprende una envoltura exterior (10), una envoltura
interior (12) y unos tensores (16) que conectan entre sí las
envolturas exterior (10) e interior (12), estando situados unos
medios adicionales (48, 58, 60) de rigidificación en la estructura
(6) de entrada de aire, comprendiendo dichos medios adicionales de
rigidificación una pluralidad de refuerzos rígidos (48) cuyo primer
extremo está fijado a los tensores (16), en su extremo fijado a la
envoltura exterior (10) y cerca de unos medios de transmisión de
esfuerzos axiales o prácticamente en el medio de su longitud, y cuyo
segundo extremo está fijado a la envoltura interior (12) cerca del
lugar en el que este está fijado al cárter (5) de soplante.
2. Motor de avión según la
reivindicación 1, en el que unos medios adicionales de
rigidificación comprenden unos elementos complementarios (58, 60)
formados respectivamente sobre un borde delantero de la cubierta
(8) de inversor de empuje y sobre un borde trasero de la (7)
cubierta de soplante, siendo dichos elementos complementarios (58,
60) aptos para encajarse uno en el otro, con un reducido huelgo
axial predeterminado, en la posición cerrada de la (7) cubierta de
soplante, para garantizar la transmisión de esfuerzos axiales tras
la recuperación de dicho huelgo.
3. Motor de avión según la
reivindicación 2, en el que los elementos complementarios comprenden
una pluralidad de orificios (58) formados en el borde delantero de
la cubierta (8) de inversor de empuje y una pluralidad de patillas
(60) formadas en el borde trasero de la (7) cubierta de soplante, de
forma que penetra en dichos orificios (58) en la posición cerrada
de la (7) cubierta de soplante, estando los orificios (58) y las
patillas (60) repartidas en la periferia del motor.
4. Motor de avión según la
reivindicación 2, en el que los elementos complementarios comprenden
una ranura circunferencial formada en el borde delantero de la
cubierta (8) de inversor de empuje y una patilla formada en al
menos una parte de la circunferencia del borde trasero de la (7)
cubierta de soplante, de forma que penetra en dicha ranura
circunferencial en la posición cerrada de la (7) cubierta de
soplante.
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| US7665310B2 (en) * | 2006-12-27 | 2010-02-23 | General Electric Company | Gas turbine engine having a cooling-air nacelle-cowl duct integral with a nacelle cowl |
| FR2920136B1 (fr) * | 2007-08-20 | 2009-10-30 | Aircelle Sa | Systeme de liaison entre une structure interne et un structure externe d'une nacelle |
| FR2926791B1 (fr) * | 2008-01-29 | 2010-05-28 | Aircelle Sa | Entree d'air pour nacelle d'aeronef, et ensemble propulsif comprenant une telle entree d'air |
| GB2458679B (en) * | 2008-03-28 | 2010-04-21 | Rolls Royce Plc | Acoustic liners |
| FR2936223B1 (fr) * | 2008-09-23 | 2010-09-17 | Airbus France | Dispositif de liaison entre une entree d'air et une motorisation d'une nacelle d'aeronef |
| US7798285B2 (en) * | 2008-11-14 | 2010-09-21 | Rohr, Inc. | Acoustic barrel for aircraft engine nacelle including crack and delamination stoppers |
| US9188026B2 (en) * | 2008-11-26 | 2015-11-17 | Mra Systems, Inc. | Apparatus for facilitating access to a nacelle interior and method of assembling the same |
| US8220738B2 (en) * | 2008-11-26 | 2012-07-17 | Mra Systems, Inc. | Nacelle and method of assembling the same |
| US9188025B2 (en) * | 2008-11-26 | 2015-11-17 | Mra Systems, Inc. | Apparatus for facilitating access to a nacelle interior |
| US8197191B2 (en) * | 2009-04-14 | 2012-06-12 | Rohr, Inc. | Inlet section of an aircraft engine nacelle |
| FR2955312B1 (fr) * | 2010-01-20 | 2013-05-31 | Airbus Operations Sas | Dispositif de liaison fusible entre une partie mobile et une partie fixe d'une nacelle d'aeronef |
| FR2966128B1 (fr) * | 2010-10-15 | 2013-06-14 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef incorporant une zone de jonction continue entre une paroi exterieure et un cadre avant et/ou un cadre arriere |
| FR2967398B1 (fr) | 2010-11-16 | 2012-11-02 | Aircelle Sa | Structure de renforcement d'une nacelle de turboreacteur |
| US8752795B2 (en) * | 2010-11-23 | 2014-06-17 | John Ralph Stewart, III | Inlet nose cowl with a locally thickened fastening portion to enable an uninterrupted airflow surface |
| US9016042B2 (en) | 2011-05-20 | 2015-04-28 | Rohr, Inc. | Reinforcement members for aircraft propulsion system components configured to address delamination of the inner fixed structure |
| FR2986582B1 (fr) * | 2012-02-06 | 2014-03-14 | Snecma | Carter de soufflante pour moteur a turbine a gaz munie d'une bride pour la fixation d'equipements |
| US9555871B2 (en) * | 2012-03-05 | 2017-01-31 | The Boeing Company | Two-surface sandwich structure for accommodating in-plane expansion of one of the surfaces relative to the opposing surface |
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| US9833930B2 (en) | 2012-10-23 | 2017-12-05 | Albany Engineered Composites, Inc. | Circumferential stiffeners for composite fancases |
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| GB201809822D0 (en) * | 2018-06-15 | 2018-08-01 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
| FR3095417B1 (fr) * | 2019-04-26 | 2021-09-24 | Safran Nacelles | Entrée d’air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d’air |
| FR3095418B1 (fr) * | 2019-04-26 | 2021-09-24 | Safran Nacelles | Entrée d’air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d’air |
| US11414200B2 (en) * | 2019-04-29 | 2022-08-16 | Rohr, Inc. | Fan cowl securement retainers |
| CN110466782B (zh) * | 2019-07-26 | 2022-12-20 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机用弹性连接组件 |
| CN111977026B (zh) * | 2020-07-29 | 2022-11-22 | 西安飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种飞机进气道圆形开口的检测方法 |
| EP4257481A1 (en) * | 2022-04-05 | 2023-10-11 | Rohr, Inc. | Nacelle inlet structure fitting with locator clip and hoist bracket |
Family Cites Families (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4044973A (en) * | 1975-12-29 | 1977-08-30 | The Boeing Company | Nacelle assembly and mounting structures for a turbofan jet propulsion engine |
| US4150802A (en) * | 1977-05-31 | 1979-04-24 | The Boeing Company | Aircraft engine installation |
| GB2093125B (en) * | 1981-02-14 | 1984-04-18 | Rolls Royce | Gas turbine engine casing |
| US4603821A (en) * | 1983-12-30 | 1986-08-05 | The Boeing Company | System for mounting a jet engine |
| FR2560854B1 (fr) * | 1984-03-07 | 1986-09-12 | Snecma | Capotages structuraux participant a la rigidite d'ensemble d'un turboreacteur |
| FR2622507B1 (es) * | 1987-10-28 | 1990-01-26 | Snecma | |
| GB8822798D0 (en) * | 1988-09-28 | 1988-11-02 | Short Brothers Ltd | Ducted fan turbine engine |
| FR2645911B1 (fr) * | 1989-04-18 | 1991-06-07 | Snecma | Moteur a grand taux de dilution a soufflante amont et soufflante aval |
| FR2661213B1 (fr) * | 1990-04-19 | 1992-07-03 | Snecma | Moteur d'aviation a tres grand taux de dilution et du type dit contrafan avant. |
| US5205513A (en) * | 1991-09-26 | 1993-04-27 | General Electric Company | Method and system for the removal of large turbine engines |
| US5174525A (en) * | 1991-09-26 | 1992-12-29 | General Electric Company | Structure for eliminating lift load bending in engine core of turbofan |
| GB9120658D0 (en) * | 1991-09-27 | 1991-11-06 | Short Brothers Plc | Ducted fan turbine engine |
| US5524847A (en) * | 1993-09-07 | 1996-06-11 | United Technologies Corporation | Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine |
| FR2732074B1 (fr) * | 1995-03-21 | 1997-06-06 | Aerospatiale | Turboreacteur a double flux a nacelle flottante |
| FR2734540B1 (fr) | 1995-05-24 | 1997-08-08 | Aerospatiale | Nacelle de moteur d'aeronef comportant un capot de nacelle |
| FR2767560B1 (fr) * | 1997-08-19 | 1999-11-12 | Aerospatiale | Ensemble reducteur de bruit pour turboreacteur d'aeronef |
| FR2771451B1 (fr) * | 1997-11-21 | 2000-04-14 | Aerospatiale | Dispositif de protection pour capot d'entree d'air de moteur a reaction, pourvu d'un systeme de degivrage |
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| FR2793768B1 (fr) * | 1999-05-17 | 2001-09-07 | Aerospatiale Airbus | Dispositif de montage sur un mat d'un ensemble propulsif d'aeronef et mat adapte a ce dispositif |
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| FR2813581B1 (fr) * | 2000-09-06 | 2002-11-29 | Aerospatiale Matra Airbus | Capot d'entree d'air de moteur a reaction pourvu de moyens de degivrage |
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