ES2400729T3 - Sistema de conexión entre una estructura interna y una estructura externa de una góndola de turborreactor - Google Patents

Sistema de conexión entre una estructura interna y una estructura externa de una góndola de turborreactor Download PDF

Info

Publication number
ES2400729T3
ES2400729T3 ES08827805T ES08827805T ES2400729T3 ES 2400729 T3 ES2400729 T3 ES 2400729T3 ES 08827805 T ES08827805 T ES 08827805T ES 08827805 T ES08827805 T ES 08827805T ES 2400729 T3 ES2400729 T3 ES 2400729T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
gondola
external
turbojet
stiffener
external structure
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.)
Active
Application number
ES08827805T
Other languages
English (en)
Inventor
Florent Bouillon
Pat Dunleavy
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.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
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 Aircelle SA filed Critical Aircelle SA
Application granted granted Critical
Publication of ES2400729T3 publication Critical patent/ES2400729T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/08—Inspection panels for power plants

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Góndola para turborreactor de doble flujo destinada a ser unida a una estructura de un avión mediante un mástilde conexión y que comprende una sección delantera de entrada de aire, una sección media destinada a rodear unasoplante de turborreactor y una sección posterior (1) que presenta una estructura interna (6) destinada a servir decubierta a una parte posterior del turborreactor y que define con una estructura externa (5) una vena (7) decirculación de un flujo secundario, presentando la estructura interna unas prolongaciones (61, 62) sustancialmenteradiales que atraviesan la vena y mediante las cuales está conectada a un panel interior (51) de la estructura externapor medio de por lo menos un rigidizador (110, 205 a 210) correspondiente que presenta una forma sustancialmenteen escuadra, caracterizada porque el rigidizador también está fijado en un panel externo (52) de la estructuraexterna.

Description

Sistema de conexion entre una estructura interna y una estructura externa de una gondola de turborreactor.
5 La presente invencion se refiere a una gondola de turborreactor destinada a ser unida a una estructura de un avion mediante un mastil de conexion. Una gondola de este tipo se conoce a partir del documento FR 2896481 A1, que se considera como la tecnica anterior mas proxima y describe las caracteristicas del preambulo de la reivindicacion 1. Un avion se mueve mediante varios turborreactores alojados cada uno en una gondola.
10 Una gondola presenta generalmente una estructura tubular que comprende una entrada de aire aguas arriba del turborreactor, una seccion media destinada a rodear una soplante del turborreactor, una seccion aguas abajo que integra eventualmente unos medios de inversion de empuje y destinada a rodear la camara de combustion del turborreactor, y se termina generalmente mediante una tobera de eyeccion cuya salida esta situada aguas abajo del
15 turborreactor. Las gondolas modernas estan destinadas a alojar un turborreactor de doble flujo adecuado para generar por una parte un flujo de aire caliente (tambien denominado flujo primario) procedente de la camara de combustion del turborreactor, y por otra parte un flujo de aire frio (flujo secundario) procedente de la soplante y que circula por el
20 exterior del turborreactor a traves de un paso anular, tambien denominado vena, formado entre una estructura interna que define un carenado del turborreactor y una pared interna de la gondola. Los dos flujos de aire son expulsados del turborreactor por la parte posterior de la gondola. Con el fin de poder realizar facilmente operaciones de mantenimiento en el interior de la gondola, la seccion
25 posterior se presenta generalmente en forma de dos semipartes montadas en el mastil por medio de unas bisagras que permiten su apertura radial con respecto a un eje longitudinal situado en la proximidad del mastil. Una estructura de este tipo se denomina "C-Duct". Las semipartes estan unidas entre si por la parte inferior mediante unos cerrojos. Con el fin de simplificar la apertura de dicha seccion posterior, la estructura externa y la estructura interna estan
30 conectadas y solidarizadas mecanicamente dentro de la misma semiparte. Por tanto, la apertura de las semipartes permite un acceso directo al turborreactor y no es necesario abrir la estructura externa y despues la estructura interna. La conexion entre la estructura interna y la estructura externa se realiza por medio de unas prolongaciones radiales
35 de la estructura interna que se extienden segun unas direcciones radiales a traves de la vena hasta una pared interior de la estructura externa. Estas prolongaciones se situan generalmente a las seis horas y a las doce horas, es decir, respectivamente de manera proxima a la linea de bloqueo entre las dos semipartes y las lineas de bisagras a nivel del mastil.
40 La solidarizacion entre la estructura externa y la estructura interna se realiza mediante el atornillado de un rigidizador que presenta una forma en escuadra y que se fija a la vez en una prolongacion de la estructura interna y en un extremo del panel interior de la estructura externa. Un carenado liso esta fijado entre las mismas paredes del lado de la vena de circulacion del flujo con el fin de
45 garantizar una buena continuidad aerodinamica interior. En vuelo, los elementos de la gondola estan sometidos a diversas solicitaciones y esfuerzos. La estructura interna y el panel interior de la estructura externa estan sometidos en particular a unos esfuerzos de presion importantes que inducen unos esfuerzos de traccion y unos momentos de rotacion que se ejercen sobre el rigidizador.
50 Las consecuencias principales son una tendencia a la rotacion de las vigas de conexion asi como un desplazamiento radial de la brida de cortante que garantiza la sujecion de la seccion posterior con la seccion media.
55 Se desprende asimismo que el rigidizador debe estar fijado de manera solida en la estructura interna y el panel interior de la estructura externa. Al estar estos constituidos generalmente a partir de paneles acusticos, es necesario introducir unas interrupciones en estos paneles, no pudiendo el atornillado atravesar una superficie acustica. Esto conlleva una disminucion de la superficie acustica efectiva.
60 Otra consecuencia es asimismo el sobredimensionamiento de las bisagras y de los cerrojos que garantizan la sujecion de la estructura externa en vuelo. Por consiguiente, existe la necesidad de un sistema de fijacion y de sujecion mas eficaz que permita soportar mejor los esfuerzos que se ejercen sobre las estructuras externa e interna.
Por tanto, la presente invencion tiene como objetivo, en particular, proporcionar una gondola que presenta una fijacion mejorada entre la estructura interna y la estructura externa de la seccion posterior y se refiere para ello a una gondola para turborreactor de doble flujo destinada a ser unida a una estructura de un avion mediante un mastil de conexion y que comprende una seccion anterior de entrada de aire, una seccion media destinada a rodear una 5 soplante de turborreactor y una seccion posterior que presenta una estructura interna destinada a servir de cubierta a una parte posterior del turborreactor y que define con una estructura externa una vena de circulacion de un flujo secundario, presentando la estructura interna unas prolongaciones sustancialmente radiales que atraviesan la vena y mediante las que esta conectada a un panel interior de la estructura externa por medio de por lo menos un rigidizador correspondiente que presenta una forma sustancialmente en escuadra, caracterizada porque el
10 rigidizador tambien esta fijado en un panel externo de la estructura externa.
Por tanto, la conexion del rigidizador no solamente con el panel interno de la estructura externa sino tambien con el panel externo de esta ultima, permite un mejor equilibrio de los esfuerzos con el fin de evitar las rotaciones de las vigas. En efecto, la fijacion en el panel externo de la estructura externa permite que los esfuerzos de deformacion
15 que se ejercen sobre esta ultima se transmitan tambien al rigidizador y generen unos momentos de rotacion que se oponen, por lo menos en parte, a los momentos de rotacion que tienden a arrastrar las vigas.
Esto permite, entre otras ventajas, una union monolitica en lugar de una union de tipo sandwich que requeriria unas interrupciones en los paneles acusticos; aunque tambien una reduccion de la importancia del desplazamiento de la 20 brida de cortante y resolver una parte de los problemas de desenganche de dicha brida.
Preferentemente, por lo menos un rigidizador situado a nivel de un medio de fijacion de la gondola presenta una viga del mastil.
25 De manera preferida, la seccion posterior se descompone en por lo menos dos semipartes sustancialmente semicilindricas a uno y otro lado de un plano sustancialmente vertical de la gondola.
Ventajosamente, los medios de union de la seccion posterior al mastil son desmontables.
30 Mas ventajosamente, los medios de union de la seccion posterior al mastil son unas bisagras.
De manera preferida, la gondola comprende unos medios de bloqueo de las semipartes a lo largo de una linea longitudinal inferior de la gondola.
35 Ventajosamente, comprende unos rigidizadores para cada semiparte, situados sustancialmente a nivel de por lo menos un medio de bloqueo.
Preferentemente, la estructura interna esta realizada a partir de un panel acustico.
40 Mas preferentemente, el panel interno de la estructura externa esta realizado a partir de un panel acustico.
Otras caracteristicas y ventajas de la presente invencion se pondran de manifiesto a la luz de la descripcion que sigue y tras el examen de las figuras adjuntas, en las que:
45 - la figura 1 es una representacion esquematica en perspectiva delantera de una seccion posterior de una gondola de turborreactor.
-
la figura 2 es una representacion esquematica de una semiparte de la seccion posterior mostrada en la figura
1. 50
-
la figura 3 es una vista parcial ampliada de una semiparte de la seccion posterior que comprende una conexion entre estructura interna y estructura externa segun la tecnica anterior tomada a nivel de un cerrojo inferior.
55 - la figura 4 es una representacion esquematica de una conexion entre estructura interna y estructura externa segun la invencion tomada a nivel de una bisagra o cerrojo superior.
-
las figuras 5 a 10 son unas representaciones de diferentes modos de realizacion de la fijacion de la figura 4 en funcion del posicionamiento de los cerrojos a lo largo de la seccion posterior.
60 La figura 1 muestra una seccion posterior 1 destinada a equipar una gondola para turborreactor de doble flujo.
La seccion posterior 1 esta realizada en forma de dos semipartes 2 sustancialmente semicilindricas destinadas a ser fijadas alrededor del turborreactor a uno y otro lado de un mastil (no representado). 65
Cada semiparte 2 comprende una viga longitudinal superior 3 y una viga longitudinal inferior 4 que sirven, juntas, de armazon para una estructura externa 5 destinada a garantizar la continuidad aerodinamica exterior de la gondola y una estructura interna 6 destinada a rodear una parte posterior del turborreactor. La estructura externa 5 y la estructura interna 6 delimitan en conjunto una vena de circulacion del flujo frio.
De manera mas precisa, la vena de circulacion esta delimitada por la estructura interna 6, por una parte, y por una pared interior 51 de la estructura externa 5. La estructura externa 5 presenta asimismo una pared externa 52 destinada por su parte a garantizar la continuidad aerodinamica externa.
La pared interna 51 y la pared externa 52 se unen aguas abajo de la seccion posterior para formar una tobera extrema y delimitan juntas un espacio interior (sin referencia) destinado generalmente a alojar unos equipos anexos de la gondola.
La estructura interna 6 esta conectada al resto de la semiparte 2 correspondiente por medio de una prolongacion radial superior 61 y de una prolongacion radial inferior 62 que se extienden hasta la pared interna 51 de la estructura externa a la que esta fijada.
Cada viga longitudinal superior 3 presenta unos medios de conexion 31 al mastil distribuidos uniformemente a lo largo de dicha viga 3. De manera clasica, en el caso de semipartes 2 practicables, los medios de conexion se presentaran en forma de unos ojetes adecuados para formar una bisagra con una espiga correspondiente del mastil.
Cada viga longitudinal inferior 4 presenta unos medios de union adecuados para cooperar con unos medios de union complementarios de la viga longitudinal inferior 4 correspondiente de la otra semiparte. Se tratara tipicamente de cerrojos.
La figura 3 muestra esquematicamente el modo en que se conecta la estructura interna 6 a la estructura externa 5 segun la tecnica anterior.
La estructura interna 6 esta conectada con la estructura externa 5 por medio de uno o varios rigidizadores 100 distribuidos a lo largo de la seccion posterior 1, presentando cada rigidizador 100 sustancialmente una forma en escuadra de la que un lado esta fijado, mediante atornillado, por ejemplo, en la pared interna 51 de la estructura externa 5 y de la que un segundo lado esta fijado, tambien por atornillado, en la prolongacion radial inferior 62.
La conexion se completa mediante un carenado 101 liso tambien fijado a la vez en la prolongacion radial inferior 62 y en la pared interna 52 de la estructura externa 5.
Conviene observar, tal como se ha mencionado anteriormente, que la estructura interna 6, incluidas las prolongaciones radiales inferior 62 y superior 61, asi como la pared interna 51 de la estructura externa 5 estan realizadas a partir de paneles acusticos. Se deduce de esto que la fijacion de los rigidizadores 100 no se puede realizar directamente en estos paneles acusticos, lo cual conduce a introducir unas interrupciones de materiales con el fin de prever unas zonas 102, 103 realizadas en un material cuya estructura permita una fijacion de este tipo. El mismo principio de conexion se aplica mutatis mutandis para la prolongacion radial superior 61.
La figura 4 es una representacion del principio de la invencion.
Segun la invencion, la conexion entre la estructura interna 6 y la estructura externa 5 se realiza por medio de rigidizadores 110.
Cada rigidizador 110 presenta de manera clasica un primer reborde 111 destinado a ser fijado en una prolongacion radial 61, 62 de la estructura interna 6 y un segundo reborde 112, que forma sustancialmente un angulo recto con el primer reborde 111, destinado a ser fijado en el panel interno 52 de la estructura externa 5.
El rigidizador 110 se diferencia de un rigidizador 100 por el hecho de que comprende tambien una prolongacion o un brazo 113 adecuado para ser fijado en la pared externa 51 de la estructura externa 5.
Se constatara que al reducirse los esfuerzos, ya no es necesario prever una interrupcion en los paneles acusticos con objeto de integrar en ellos una zona realizada en un material adecuado para soportar el atornillado. Tal como se muestra en la figura 4, cada panel presenta un extremo fino que recibe directamente el rigidizador 110.
En las figuras 6 a 11 se muestran unos ejemplos de realizacion de la invencion para unos rigidizadores dispuestos en diferentes lugares a lo largo de la seccion posterior 1.
Las figuras 5 a � muestran la invencion aplicada a nivel de una viga longitudinal superior 3 mientras que las figuras 8 a 10 muestran la invencion aplicada a nivel de una viga longitudinal inferior 4.
La figura 5 muestra un rigidizador 205 destinado a estar situado a nivel de la primera bisagra, es decir, la bisagra mas aguas arriba en la seccion posterior 1, lugar que soporta las deformaciones mas importantes y donde la distancia entre la pared interna 512 y la pared externa 52 es la mas importante. Por tanto, el rigidizador 205 esta equipado con un brazo reforzado 205� conectado a la pared externa 51.
5 La figura 6 muestra un rigidizador 206 destinado a estar situado a nivel de la segunda bisagra, es decir, una bisagra mas aguas abajo con respecto a la primera bisagra, lugar que soporta tambien unas deformaciones importantes, siendo la distancia entre la pared interna 51 y la pared externa 52 no obstante mas peque�a. El rigidizador 206 esta equipado con un brazo 206� conectado a la pared externa 51.
10 La figura muestra un rigidizador 20 destinado a estar situado a nivel de la tercera bisagra, es decir, la penultima bisagra. El rigidizador 20� esta equipado con un brazo 20� � conectado a la pared externa 51.
Evidentemente, la longitud en la que el brazo del rigidizador esta fijado en la pared externa 51 se adapta en funcion 15 del material en el que este realizado dicho brazo y el rigidizador, asi como en funcion de los esfuerzos que se deban recuperar en el lugar considerado.
La figura 8 muestra un rigidizador 208 destinado a estar situado a nivel del primer cerrojo inferior, es decir, el cerrojo mas aguas arriba. El rigidizador 208 esta equipado con un brazo 208� conectado a la pared externa 51.
20 La figura 9 muestra un rigidizador 209 destinado a estar situado a nivel del primer cerrojo inferior, es decir, el cerrojo mas aguas arriba. El rigidizador 208 esta equipado con un brazo 208� conectado a la pared externa 51.
Evidentemente, la presente invencion no esta limitada en modo alguno a los modos de realizacion descritos y 25 representados, proporcionados simplemente a modo de ejemplos ilustrativos.

Claims (6)

  1. REIVINDICACIONES
    1. Gondola para turborreactor de doble flujo destinada a ser unida a una estructura de un avion mediante un mastil de conexion y que comprende una seccion delantera de entrada de aire, una seccion media destinada a rodear una 5 soplante de turborreactor y una seccion posterior (1) que presenta una estructura interna (6) destinada a servir de cubierta a una parte posterior del turborreactor y que define con una estructura externa (5) una vena ( ) de circulacion de un flujo secundario, presentando la estructura interna unas prolongaciones (61, 62) sustancialmente radiales que atraviesan la vena y mediante las cuales esta conectada a un panel interior (51) de la estructura externa por medio de por lo menos un rigidizador (110, 205 a 210) correspondiente que presenta una forma sustancialmente
    10 en escuadra, caracterizada porque el rigidizador tambien esta fijado en un panel externo (52) de la estructura externa.
  2. 2. Gondola segun la reivindicacion 1, caracterizada porque comprende por lo menos un rigidizador (110, 205 a 20 )
    situado a nivel de un medio de fijacion (31) de la gondola a una viga (3) del mastil. 15
  3. 3. Gondola segun cualquiera de las reivindicaciones 1 o 2, caracterizada porque la seccion posterior (1) se descompone en por lo menos dos semipartes (2) sustancialmente semicilindricas a uno y otro lado de un plano sustancialmente vertical de la gondola.
    20 4. Gondola segun la reivindicacion 3, caracterizada porque los medios de union (31) de la seccion posterior al mastil son desmontables.
  4. 5. Gondola segun la reivindicacion 3, caracterizada porque los medios de union (31) de la seccion posterior (1) al
    mastil son unas bisagras. 25
  5. 6. Gondola segun cualquiera de las reivindicaciones 3 a 5, caracterizada porque comprende unos medios de bloqueo de las semipartes (2) a lo largo de una linea longitudinal inferior de la gondola.
    �. Gondola segun la reivindicacion 6, caracterizada porque comprende unos rigidizadores (208 a 210) para cada 30 semiparte (2), situados sustancialmente a nivel de por lo menos un medio de bloqueo.
  6. 8. Gondola segun cualquiera de las reivindicaciones 1 a �, caracterizada porque la estructura interna (6) esta realizada a partir de un panel acustico.
    35 9. Gondola segun cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizada porque el panel interno (51) de la estructura externa (5) esta realizado a partir de un panel acustico.
ES08827805T 2007-08-20 2008-06-20 Sistema de conexión entre una estructura interna y una estructura externa de una góndola de turborreactor Active ES2400729T3 (es)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0705890 2007-08-20
FR0705890A FR2920136B1 (fr) 2007-08-20 2007-08-20 Systeme de liaison entre une structure interne et un structure externe d'une nacelle
PCT/FR2008/000864 WO2009024662A2 (fr) 2007-08-20 2008-06-20 Systeme de liaison entre une structure interne et une structure externe d'une nacelle de turboreacteur

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2400729T3 true ES2400729T3 (es) 2013-04-11

Family

ID=39259543

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES08827805T Active ES2400729T3 (es) 2007-08-20 2008-06-20 Sistema de conexión entre una estructura interna y una estructura externa de una góndola de turborreactor

Country Status (9)

Country Link
US (1) US20110094204A1 (es)
EP (1) EP2178755B1 (es)
CN (1) CN101778765B (es)
BR (1) BRPI0813043A2 (es)
CA (1) CA2696359C (es)
ES (1) ES2400729T3 (es)
FR (1) FR2920136B1 (es)
RU (1) RU2483984C2 (es)
WO (1) WO2009024662A2 (es)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9579121B2 (en) 2004-10-28 2017-02-28 Nico Corporation Holding arrangement for a surgical access system
US9161820B2 (en) * 2004-10-28 2015-10-20 Nico Corporation Surgical access assembly and method of using same
US20110101158A1 (en) * 2005-03-29 2011-05-05 The Boeing Company Thrust Reversers Including Monolithic Components
US9708073B2 (en) * 2014-08-22 2017-07-18 Rohr, Inc. Automatic deflection limiting latches for a thrust reverser
FR3057618A1 (fr) * 2016-10-17 2018-04-20 Airbus Nacelle d'un turboreacteur comportant un volet inverseur
CN109956044B (zh) * 2017-12-22 2022-03-11 空中客车运营简化股份公司 喷气发动机的短舱
GB201806563D0 (en) 2018-04-23 2018-06-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine keel beam
GB201806564D0 (en) 2018-04-23 2018-06-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine inner barrel
CN110065639A (zh) * 2019-05-09 2019-07-30 西北工业大学 一种用于无人机快卸对开式动力舱罩

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3541794A (en) * 1969-04-23 1970-11-24 Gen Electric Bifurcated fan duct thrust reverser
US4044973A (en) * 1975-12-29 1977-08-30 The Boeing Company Nacelle assembly and mounting structures for a turbofan jet propulsion engine
US4365775A (en) * 1980-12-08 1982-12-28 The Boeing Company Cowl structure alignment and shear device
US4679750A (en) * 1984-06-20 1987-07-14 The Boeing Company Latch system
US4585189A (en) * 1984-10-22 1986-04-29 Lockheed Corporation Counterbalanced cowling assembly for a pylon-mounted engine and nacelle therefor
FR2613773B1 (fr) * 1987-04-08 1990-11-30 Snecma Panneau acoustique pour garniture insonorisante et turboreacteur comportant une telle garniture
GB8822798D0 (en) * 1988-09-28 1988-11-02 Short Brothers Ltd Ducted fan turbine engine
FR2756323B1 (fr) * 1996-11-28 1998-12-31 Hispano Suiza Sa Dispositif de liaison d'un inverseur de poussee a un turbomoteur
DE19649518A1 (de) * 1996-11-29 1998-06-04 Daimler Benz Ag Linearer Synchronmotor mit passivem Stator
FR2856379B1 (fr) * 2003-06-18 2006-11-24 Airbus France Moteur d'avion dont les capots de soufflante et d'inverseurs de poussee sont separes par un jeu reduit
US7083144B2 (en) * 2004-08-18 2006-08-01 The Boeing Company Apparatus and methods for support of propulsion systems interconnect members
FR2896481B1 (fr) * 2006-01-23 2009-12-04 Aircelle Sa Systeme de fixation pour element constitutif d'une nacelle de turboreacteur

Also Published As

Publication number Publication date
CN101778765B (zh) 2015-01-21
FR2920136B1 (fr) 2009-10-30
EP2178755B1 (fr) 2012-12-05
US20110094204A1 (en) 2011-04-28
WO2009024662A2 (fr) 2009-02-26
WO2009024662A3 (fr) 2009-04-16
RU2483984C2 (ru) 2013-06-10
RU2010109816A (ru) 2011-09-27
BRPI0813043A2 (pt) 2014-12-16
EP2178755A2 (fr) 2010-04-28
CN101778765A (zh) 2010-07-14
CA2696359C (fr) 2015-03-31
FR2920136A1 (fr) 2009-02-27
CA2696359A1 (fr) 2009-02-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2400729T3 (es) Sistema de conexión entre una estructura interna y una estructura externa de una góndola de turborreactor
ES2338385T3 (es) Gondola estructurante.
ES2369119T3 (es) Fijación de una estructura de una góndola de turborreactor mediante brida de cuchilla/garganta reforzada.
ES2347923T3 (es) Góndola para turborreactor de doble flujo.
ES2348750T3 (es) Sistema de fijacion para un elemento constitutivo de una gã“ndola de turborreactor.
ES2376701T3 (es) Instalación de sistema de guiado en una góndola de aeronave.
US20160039528A1 (en) Nacelle for an aircraft turbojet engine with an extended front lip
ES2438511T3 (es) Marco delantero para una estructura de inversor de empuje con rejillas de desviación
ES2386136B1 (es) Estructura para el acoplamiento de la carena de una aeronave
ES2463671T3 (es) Conjunto propulsivo para aeronave, y estructura de entrada de aire para dicho conjunto
ES2210688T3 (es) Conjunto reductor de ruido para un turborreactor de aeronave.
ES2560966T3 (es) Inversor de empuje con rejillas móviles y capó móvil monobloque
US9908620B2 (en) Multi-zone active laminar flow control system for an aircraft propulsion system
US9352844B2 (en) Nacelle incorporating an element for connecting a lip and an acoustic attenuation panel together
BR102013005285A2 (pt) carcaça de motor de turbina a gás e motor de turbina a gás
ES2316257A1 (es) Cono de cola para aeronave con carena movil y estructura de soporte de unidad auxiliar de energia y de sus elementos anexos.
ES2527303T3 (es) Estructura de enganche para turborreactor
ES2315108B1 (es) Sistema de fijacion de un borde de ataque a la estructura de un plano sustentador de un avion.
US20120175462A1 (en) Aircraft engine mounting structure, assembly comprising this structure and associated aircraft
ES2222968T3 (es) Entrada de aire para cabina de grandes dimensiones con transportabilidad mejorada.
ES2503562T3 (es) Conjunto trasero de góndola para turborreactor
ES2234542T3 (es) Inversor de empuje de turborreactor.
US20170137135A1 (en) Propulsion assembly for an aircraft, comprising a gas generator and two offset fans
CN102470926B (zh) 包括涡轮发动机的悬挂支柱的用于飞行器的组件，所述组件的附接于机翼上的装置是以t形布置
ES2535411T3 (es) Góndola de turborreactor