RU2008149987A - Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы - Google Patents

Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы Download PDF

Info

Publication number
RU2008149987A
RU2008149987A RU2008149987/11A RU2008149987A RU2008149987A RU 2008149987 A RU2008149987 A RU 2008149987A RU 2008149987/11 A RU2008149987/11 A RU 2008149987/11A RU 2008149987 A RU2008149987 A RU 2008149987A RU 2008149987 A RU2008149987 A RU 2008149987A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
downstream end
casing
protruding part
angular sectors
part according
Prior art date
Application number
RU2008149987/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2472677C2 (ru
Inventor
Тьерри Франсуа Морис ДЮШАТЕЛЛЬ (FR)
Тьерри Франсуа Морис ДЮШАТЕЛЛЬ
Арно САНЧЕС (FR)
Арно САНЧЕС
Original Assignee
Снекма (Fr)
Снекма
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 Снекма (Fr), Снекма filed Critical Снекма (Fr)
Publication of RU2008149987A publication Critical patent/RU2008149987A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2472677C2 publication Critical patent/RU2472677C2/ru

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
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/70—Wind energy
    • Y02E10/72—Wind turbines with rotation axis in wind direction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Tires In General (AREA)

Abstract

1. Выступающая часть (30) промежуточного корпуса (21) для авиационного реактивного двигателя, предназначенная для того, чтобы выступать в направлении нижнего по потоку конца из наружного кожуха (23) упомянутого промежуточного корпуса, при этом упомянутая выступающая часть содержит соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием, образующий кольцевую канавку (66), открытую радиально наружу, предназначенную для вмещения крышек (38) гондолы, ! отличающаяся тем, что упомянутый соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием произведен посредством множества угловых секторов (76а, 76b). ! 2. Выступающая часть по п.1, отличающаяся тем, что число угловых секторов (76а, 76b) больше или равно трем. ! 3. Выступающая часть по п.1, отличающаяся тем, что она также содержит соединяющий кожух (74), прикрепленный к упомянутым угловым секторам (76а, 76b), образующим упомянутый соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием, при этом упомянутый кожух расположен выше по потоку упомянутых угловых секторов и предназначен для удлинения нижнего по потоку конца наружного кожуха (23) промежуточного корпуса. ! 4. Выступающая часть по п.2, отличающаяся тем, что она также содержит соединяющий кожух (74), прикрепленный к упомянутым угловым секторам (76а, 76b), образующим упомянутый соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием, при этом упомянутый кожух расположен выше по потоку упомянутых угловых секторов и предназначен для удлинения нижнего по потоку конца наружного кожуха (23) промежуточного корпуса. ! 5. Выступающая часть по п.3, отличающаяся тем, что упомянутый соединяющий кожух (74) произведен как одна деталь, на которой установлены угловые

Claims (11)

1. Выступающая часть (30) промежуточного корпуса (21) для авиационного реактивного двигателя, предназначенная для того, чтобы выступать в направлении нижнего по потоку конца из наружного кожуха (23) упомянутого промежуточного корпуса, при этом упомянутая выступающая часть содержит соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием, образующий кольцевую канавку (66), открытую радиально наружу, предназначенную для вмещения крышек (38) гондолы,
отличающаяся тем, что упомянутый соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием произведен посредством множества угловых секторов (76а, 76b).
2. Выступающая часть по п.1, отличающаяся тем, что число угловых секторов (76а, 76b) больше или равно трем.
3. Выступающая часть по п.1, отличающаяся тем, что она также содержит соединяющий кожух (74), прикрепленный к упомянутым угловым секторам (76а, 76b), образующим упомянутый соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием, при этом упомянутый кожух расположен выше по потоку упомянутых угловых секторов и предназначен для удлинения нижнего по потоку конца наружного кожуха (23) промежуточного корпуса.
4. Выступающая часть по п.2, отличающаяся тем, что она также содержит соединяющий кожух (74), прикрепленный к упомянутым угловым секторам (76а, 76b), образующим упомянутый соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием, при этом упомянутый кожух расположен выше по потоку упомянутых угловых секторов и предназначен для удлинения нижнего по потоку конца наружного кожуха (23) промежуточного корпуса.
5. Выступающая часть по п.3, отличающаяся тем, что упомянутый соединяющий кожух (74) произведен как одна деталь, на которой установлены угловые секторы (76а, 76b), образующие упомянутый соединительный нижний по потоку конец с отверстием.
6. Выступающая часть по п.5, отличающаяся тем, что угловые секторы (76а, 76b), образующие упомянутый соединительный нижний по потоку конец с отверстием, установлены на винтах на упомянутом соединяющем кожухе (74).
7. Выступающая часть по п.3, отличающаяся тем, что упомянутый соединяющий кожух (74) произведен посредством множества угловых секторов (86), каждый из которых произведен как одна деталь с одним из упомянутых угловых секторов (76а, 76b), образующих упомянутый соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием.
8. Выступающая часть по любому из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что упомянутые угловые секторы (76а, 76b), образующие упомянутый соединительный нижний по потоку конец с отверстием, произведены попеременно из первого материала и второго материала в упомянутом направлении вдоль окружности.
9. Реактивный двигатель (2) для летательного аппарата, содержащий промежуточный корпус (21), снабженный на нижнем по потоку конце его наружного кожуха (23) выступающей частью (30) по любому из предшествующих пунктов.
10. Двигательная установка (1) для летательного аппарата, содержащая реактивный двигатель (2) по п.9, а также гондолу (32), содержащую крышки (38) гондолы, взаимодействующие с упомянутой кольцевой канавкой (66), открытой радиально наружу.
11. Двигательная установка (1) по п.10, отличающаяся тем, что она также содержит крепежную стойку (4) для упомянутого реактивного двигателя, содержащую жесткую конструкцию (11) и средства крепления упомянутого реактивного двигателя к упомянутой жесткой конструкции, причем упомянутые крышки (38) гондолы шарнирно присоединены к упомянутой жесткой конструкции (11).
RU2008149987/11A 2007-12-18 2008-12-17 Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы RU2472677C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0759939 2007-12-18
FR0759939A FR2925120B1 (fr) 2007-12-18 2007-12-18 Extension de carter intermediaire pour turboreacteur d'aeronef, comprenant une rainure annulaire sectorisee de reception des capots de nacelle

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008149987A true RU2008149987A (ru) 2010-06-27
RU2472677C2 RU2472677C2 (ru) 2013-01-20

Family

ID=39456576

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008149987/11A RU2472677C2 (ru) 2007-12-18 2008-12-17 Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8172527B2 (ru)
EP (1) EP2072397B1 (ru)
JP (1) JP2009150385A (ru)
CA (1) CA2647439C (ru)
FR (1) FR2925120B1 (ru)
RU (1) RU2472677C2 (ru)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0807137D0 (en) * 2008-04-21 2008-05-21 Rolls Royce Plc Rear fan case for a gas turbine engine
US20140174056A1 (en) * 2008-06-02 2014-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
US9114882B2 (en) * 2010-10-26 2015-08-25 United Technologies Corporation Fan case and mount ring snap fit assembly
US8479491B2 (en) * 2011-06-06 2013-07-09 General Electric Company Clamping system and method for thrust reverser attachment
FR2990001B1 (fr) * 2012-04-27 2016-01-08 Snecma Assemblage d'un echangeur thermique au sein d'un carter intermediaire de turboreacteur
FR2994216B1 (fr) 2012-08-02 2014-09-05 Snecma Partie de revolution de carter intermediaire comportant un insert dispose dans une rainure annulaire
US9211955B1 (en) 2012-12-10 2015-12-15 The Boeing Company Methods and apparatus for supporting engines and nacelles relative to aircraft wings
FR2999651B1 (fr) 2012-12-18 2015-01-16 Snecma Extension de carter intermediaire a conception amelioree
FR3008912B1 (fr) 2013-07-29 2017-12-15 Snecma Carter de turbomachine et procede de fabrication
FR3010048B1 (fr) * 2013-09-04 2017-03-31 Snecma Structure de liaison moteur-nacelle a cales de liaison
FR3010049B1 (fr) * 2013-09-04 2017-03-31 Snecma Structure de liaison moteur-nacelle a secteurs de virole pivotants
FR3011584B1 (fr) * 2013-10-04 2018-02-23 Safran Aircraft Engines Extension de carter intermediaire
JP6118721B2 (ja) * 2013-12-20 2017-04-19 株式会社Ihi ファンケース及びファンケースの製造方法
CA2952944A1 (en) * 2014-08-22 2016-02-25 Ihi Corporation Cylindrical case
US9669938B2 (en) * 2015-01-16 2017-06-06 United Technologies Corporation Upper bifi frame for a gas turbine engine and methods therefor
FR3033722B1 (fr) 2015-03-18 2017-09-01 Snecma Outillage pour l'usinage d'une gorge d'un carter de turbomachine
PL415487A1 (pl) * 2015-12-31 2017-07-03 General Electric Company Formowana kompozytowa osłona chroniąca przed zużyciem krawędzi dla złącza w postaci wpustu V-kształtnego i łopatki V-kształtnej
CN109715928B (zh) * 2016-05-30 2021-06-25 加拿大空客有限合伙公司 飞行器发动机组件
US10837305B2 (en) * 2018-09-24 2020-11-17 Kyle Albrecht Hybrid jet engine
FR3117173A1 (fr) * 2020-12-09 2022-06-10 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif d’aéronef et procédé d’adaptation d’un ensemble propulsif
FR3121709B1 (fr) 2021-04-08 2023-05-05 Safran Aircraft Engines Virole extérieure de carter intermédiaire en matériau composite, pour turbomachine d’aéronef

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2809057A (en) * 1955-02-18 1957-10-08 Orenda Eugines Ltd Flexible joint for annular members and employing wedge shaped connecting units
FR2379433A1 (fr) * 1977-02-08 1978-09-01 Snecma Systeme de securite pour capotage de nacelle de turboreacteur
US4772033A (en) * 1983-09-28 1988-09-20 General Electric Company Flexible duct joint utilizing lip in recess in a flange
FR2661213B1 (fr) * 1990-04-19 1992-07-03 Snecma Moteur d'aviation a tres grand taux de dilution et du type dit contrafan avant.
GB9120658D0 (en) * 1991-09-27 1991-11-06 Short Brothers Plc Ducted fan turbine engine
US5292227A (en) * 1992-12-10 1994-03-08 General Electric Company Turbine frame
GB9407632D0 (en) * 1994-04-18 1994-06-08 Short Brothers Plc An aircraft propulsive power unit
FR2732074B1 (fr) * 1995-03-21 1997-06-06 Aerospatiale Turboreacteur a double flux a nacelle flottante
JPH0971295A (ja) * 1995-09-06 1997-03-18 Sanshin Ind Co Ltd 船舶の推進装置
FR2756323B1 (fr) * 1996-11-28 1998-12-31 Hispano Suiza Sa Dispositif de liaison d'un inverseur de poussee a un turbomoteur
US5746574A (en) * 1997-05-27 1998-05-05 General Electric Company Low profile fluid joint
US6125627A (en) * 1998-08-11 2000-10-03 Allison Advanced Development Company Method and apparatus for spraying fuel within a gas turbine engine
FR2865002B1 (fr) * 2004-01-12 2006-05-05 Snecma Moteurs Turboreacteur a double flux comprenant un support de distribution de servitudes et le support de distribution de servitudes.
FR2869290B1 (fr) * 2004-04-27 2006-07-21 Hurel Hispano Sa Groupe turbopropulseur pour aeronef a installation aerodynamique amelioree
FR2875855B1 (fr) * 2004-09-27 2006-12-22 Snecma Moteurs Sa Turboreacteur avec un bras monobloc de raccord de servitudes et le bras monobloc de raccord de servitudes
US7435050B2 (en) * 2006-01-11 2008-10-14 United Technologies Corporation Split flange V-groove and anti-rotation mating system
WO2007129937A1 (en) * 2006-05-04 2007-11-15 Volvo Aero Corporation A device for pivoting at least one pivotable element in a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2472677C2 (ru) 2013-01-20
US8172527B2 (en) 2012-05-08
CA2647439A1 (en) 2009-06-18
FR2925120A1 (fr) 2009-06-19
EP2072397B1 (fr) 2015-02-11
EP2072397A3 (fr) 2013-03-06
CA2647439C (en) 2016-01-26
EP2072397A2 (fr) 2009-06-24
JP2009150385A (ja) 2009-07-09
US20090155070A1 (en) 2009-06-18
FR2925120B1 (fr) 2010-02-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2008149987A (ru) Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы
RU2010134976A (ru) Воздухозаборник для гондолы летательного аппарата и двигательная установка, содержащая данный воздухозаборник
ATE481320T1 (de) Motoranordnung für ein luftfahrzeug mit an zwei getrennten elementen angebrachter aerodynamischer kupplungsverteilung
RU2009149458A (ru) Узел двигателя самолета с подвижной гондолой двигателя
EP2546574A3 (en) Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly
GB2444935B (en) A turbofan gas turbine engine
ATE449001T1 (de) Triebwerksanordnung für ein flugzeug mit stützgestell für eine auf zwei separaten elementen montierte lüfterhaube
CA2672323A1 (en) Mid turbine frame system for gas turbine engine
RU2008110645A (ru) Межтурбинный картер с контуром охлаждения и содержащий его турбореактивный двигатель
RU2005129351A (ru) Турбинный модуль для газотурбинного двигателя
RU2010133297A (ru) Гондола с упрощенной конструкцией капота
UA88281C2 (ru) Модуль турбины для газотурбинного двигателя, компрессор, соединенный с модулем, газотурбинный двигатель, который содержит модуль турбины
RU2012129560A (ru) Опорная конструкция для реверсора тяги, в частности для решетчатого реверсора тяги
WO2007030929A3 (en) Foreign object damage resistant vane assembly
RU2007104723A (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя с тангенциальными щелями
RU2011128343A (ru) Вентилятор газотурбинного двигателя, содержащий балансировочную систему с глухими отверстиями для размещения грузов
RU2007134894A (ru) Интегрированная силовая установка с подвеской для самолета
EP2192274A3 (en) Mid turbine frame for gas turbine engine
EP2474708A3 (en) Interstage seal for a gas turbine engine and corresponding assembly method
RU2005100179A (ru) Турбовентиляторный реактивный двигатель со вспомогательной распределенной опорой
WO2011012822A3 (fr) Ensemble moteur pour aeronef dont le mat d'accrochage comprend une enveloppe structurale formant delimitation radiale interne du flux secondaire
EP2354473A3 (de) Zwischengehäuse für ein Gasturbinentriebwerk
EP2535528A3 (en) Turbofan engine bearing support
KR920006615A (ko) 압축기 케이스의 구조
RU2008133762A (ru) Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner