RU2009117418A - Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя - Google Patents

Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2009117418A
RU2009117418A RU2009117418/11A RU2009117418A RU2009117418A RU 2009117418 A RU2009117418 A RU 2009117418A RU 2009117418/11 A RU2009117418/11 A RU 2009117418/11A RU 2009117418 A RU2009117418 A RU 2009117418A RU 2009117418 A RU2009117418 A RU 2009117418A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbojet engine
gondola
nacelle
pylon
thrust reverser
Prior art date
Application number
RU2009117418/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2453477C2 (ru
Inventor
Ги Бернар ВОШЕЛь (FR)
Ги Бернар ВОШЕЛЬ
Жером КОЛЬЕ (FR)
Жером КОЛЬЕ
Патрис ДЕНО (FR)
Патрис ДЕНО
Франсуа КОНТ (FR)
Франсуа КОНТ
Никола ИЛЛЕРО (FR)
Никола ИЛЛЕРО
Пьер Ален ШУАР (FR)
Пьер Ален ШУАР
Гийом ЛЕФОР (FR)
Гийом ЛЕФОР
Original Assignee
Эрсель (Fr)
Эрсель
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
Priority claimed from FR0608892A external-priority patent/FR2907098B1/fr
Priority claimed from FR0701899A external-priority patent/FR2913664B1/fr
Application filed by Эрсель (Fr), Эрсель filed Critical Эрсель (Fr)
Publication of RU2009117418A publication Critical patent/RU2009117418A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2453477C2 publication Critical patent/RU2453477C2/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
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/08—Inspection panels for power plants
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • 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
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • 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)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

1. Гондола (1) для двухконтурного турбореактивного двигателя (2), содержащая воздухозаборник (5), расположенный перед турбореактивным двигателем (2), среднюю секцию (6), внутренний кожух (6а) которой охватывает вентилятор (3) турбореактивного двигателя (2), и заднюю секцию (7), имеющую наружный элемент (7а), отличающаяся тем, что наружный элемент (7а) жестко связан (в точке 19) с задней частью кожуха (6а) вентилятора (3), поддерживая турбореактивный двигатель (2), и имеет соединительные средства для крепления гондолы к пилону (12), выполненному с возможностью соединения с неподвижно закрепленным элементом (13) летательного аппарата. ! 2. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что она содержит элемент типа пилона, встроенный в наружный элемент (7а) и обеспечивающий возможность крепления гондолы к пилону (12). ! 3. Гондола (1) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что пилон (12) проходит по всей длине наружного элемента (7а). ! 4. Гондола (1) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что турбореактивный двигатель (2) окружен первичным капотом (10), который независимо от наружного элемента (7а) гондолы закреплен перед корпусом турбореактивного двигателя (2) и центрирован в задней зоне вокруг реактивного сопла турбореактивного двигателя (2). ! 5. Гондола (1) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере одну штангу или предпочтительнее две или три штанги (22, 22'), воспринимающие крутящие усилия, создаваемые вращающимися узлами турбореактивного двигателя (2), причем указанная штанга (22, 22') или штанги соединяют пилон (12) с наружным задним элементом турбореактивного двигателя (2) и расположены симметрично относительно продольной плоскости (Р) симметрии гондолы. ! 6. Гондола �

Claims (28)

1. Гондола (1) для двухконтурного турбореактивного двигателя (2), содержащая воздухозаборник (5), расположенный перед турбореактивным двигателем (2), среднюю секцию (6), внутренний кожух (6а) которой охватывает вентилятор (3) турбореактивного двигателя (2), и заднюю секцию (7), имеющую наружный элемент (7а), отличающаяся тем, что наружный элемент (7а) жестко связан (в точке 19) с задней частью кожуха (6а) вентилятора (3), поддерживая турбореактивный двигатель (2), и имеет соединительные средства для крепления гондолы к пилону (12), выполненному с возможностью соединения с неподвижно закрепленным элементом (13) летательного аппарата.
2. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что она содержит элемент типа пилона, встроенный в наружный элемент (7а) и обеспечивающий возможность крепления гондолы к пилону (12).
3. Гондола (1) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что пилон (12) проходит по всей длине наружного элемента (7а).
4. Гондола (1) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что турбореактивный двигатель (2) окружен первичным капотом (10), который независимо от наружного элемента (7а) гондолы закреплен перед корпусом турбореактивного двигателя (2) и центрирован в задней зоне вокруг реактивного сопла турбореактивного двигателя (2).
5. Гондола (1) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере одну штангу или предпочтительнее две или три штанги (22, 22'), воспринимающие крутящие усилия, создаваемые вращающимися узлами турбореактивного двигателя (2), причем указанная штанга (22, 22') или штанги соединяют пилон (12) с наружным задним элементом турбореактивного двигателя (2) и расположены симметрично относительно продольной плоскости (Р) симметрии гондолы.
6. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что указанная штанга или штанги (22, 22'), воспринимающие усилия, имеют обтекаемый профиль.
7. Гондола по любому из пп.1, 2 и 6, отличающаяся тем, что предусмотрена по меньшей мере одна радиальная стойка (8) для соединения корпуса турбореактивного двигателя (2) с кожухом (6а) вентилятора (3), в частности, в верхней части вентилятора, которая связана с обтекателем (35), предназначенным для прокладки каналов (24) питания турбореактивного двигателя (2).
8. Гондола (1) по любому из пп.1, 2 и 6, отличающаяся тем, что наружный элемент (7а) образует неподвижно закрепленный капот, содержащий каркас, в частности сетчатый каркас.
9. Гондола (1) по любому из пп.1, 2 и 6, отличающаяся тем, что наружный элемент (7а) содержит реверсор тяги, причем связь турбореактивного двигателя (2) с пилоном (12) обеспечена посредством неподвижно закрепленного переднего элемента (25) реверсора тяги.
10. Гондола (1) по п.9, отличающаяся тем, что реверсор тяги представляет собой реверсор тяги с решетками (29).
11. Гондола (1) по п.10, отличающаяся тем, что неподвижно закрепленный передний элемент (25) реверсора тяги с решетками содержит передний концевой элемент (26) для поддержки турбореактивного двигателя (2) и задний концевой элемент (27) для фиксации решеток (29), причем эти два элемента (26, 27) соединены посредством усиливающей сетки (28), расположенной над решетками (29) и/или под решетками (29).
12. Гондола (1) по п.10 или 11, отличающаяся тем, что в пилон (12) встроены направляющие (30) для капота реверсора тяги, выполненного с возможностью перемещения.
13. Гондола (1) по п.9, отличающаяся тем, что в качестве реверсора тяги использован реверсор (31) тяги со створками.
14. Гондола (1) по п.9, отличающаяся тем, что капот (32) реверсора тяги выполненный с возможностью перемещения имеет усиленный элемент, соединяющий соответственно находящуюся, например, в нижней части, по меньшей мере одну точку (33) для фиксации неподвижно закрепленного переднего элемента (25) с соответственно находящейся, например, в верхней части неподвижной точкой (34) пилона (12).
15. Гондола (1) по п.14, отличающаяся тем, что в зоне указанной неподвижной точки (34) пилона (12) предусмотрено фиксирующее устройство, предпочтительно электрическое, выполненное с возможностью дистанционного управления и предназначенное для фиксации выполненного с возможностью перемещения капота (32) реверсора тяги.
16. Гондола (101) по любому из пп.1, 2, 6, 10, 11, 13-15, отличающаяся тем, что наружный элемент (109) жестко связан с задней частью турбореактивного двигателя (2) посредством соединительного элемента (123), выполненного с возможностью установки, с одной стороны, на задней кромке (134) указанного кожуха (119) а, с другой стороны, на пилоне (105).
17. Гондола (101) по п.16, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть указанного соединительного элемента (123) имеет разрыв по меньшей мере на части окружности этого элемента, предпочтительно на участке между позициями, соответствующими положениям часовой стрелки "4 часа" и "8 часов".
18. Гондола (101) по п.16, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере один реверсирующий элемент (137, 139), обеспечивающий доступ к корпусу двигателя 13 указанного турбореактивного двигателя (3), причем указанный по меньшей мере один реверсирующий элемент расположен в зоне разрыва указанного соединительного элемента (123) и в продолжение этого элемента.
19. Гондола (101) по п.17 или 18, отличающаяся тем, что она содержит два подвижных реверсирующих элемента (137, 139), обеспечивающих доступ к корпусу (113) двигателя, которые установлены с возможностью поворота вокруг осей (141, 143), находящихся, в точках, соответствующих положениям часовой стрелки соответственно "4 часа" и "8 часов".
20. Гондола (101) по любому из пп.1, 2, 6, 10, 11, 13-15, 17 и 18, отличающаяся тем, что указанный соединительный элемент (123) содержит два концентрических кольцевых элемента (125, 127), соединенных друг с другом посредством распорок (129), расположенных в виде треугольников, причем один элемент (125) из указанных двух элементов выполнен с возможностью закрепления на задней кромке (134) указанного кожуха (119) вентилятора (111).
21. Гондола (101) по п.20, отличающаяся тем, что кольцевой элемент (125), выполненный с возможностью закрепления на задней кромке (134) указанного кожуха (119), является непрерывным по всей своей окружности, тогда как другой кольцевой элемент (127) имеет разрыв на части своей окружности, причем указанные распорки расположены в зоне окружности, общей для обоих этих кольцевых элементов (125, 127).
22. Гондола (101) по п.20, отличающаяся тем, что она содержит реверсор тяги, имеющий решетки (135), расположенные в промежутках между указанными распорками (129), и капот (109), установленный с возможностью скольжения по указанному пилону (105).
23. Гондола (101) по п.22, отличающаяся тем, что указанный капот (109) выполнен с возможностью перемещения в крайнее положение, в котором обеспечивается возможность проведения техобслуживания указанного турбореактивного двигателя (113).
24. Гондола (101) по любому из пп.1, 2, 6, 10, 11, 13-15, 17, 18, 21-23, отличающаяся тем, что она содержит две усиливающие соединительные штанги (131), выполненные с возможностью установки по диагонали между указанным соединительным элементом (123) и указанным пилоном (105).
25. Гондола (101) по любому из пп.1, 2, 6, 10, 11, 13-15, 17, 18, 21-23, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере одну стойку (133) для восприятия усилия тяги, выполненную с возможностью установки между корпусом двигателя (113) указанного турбореактивного двигателя (3) и указанным пилоном (105).
26. Гондола (101) по любому из пп.1, 2, 6, 10, 11, 13-15, 17, 18, 21-23, отличающаяся тем, что указанный соединительный элемент (123) выполнен из композитного материала.
27. Силовая установка, отличающаяся тем, что она содержит гондолу (1) по любому из пп.1-15, в которую помещен турбореактивный двигатель (2).
28. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере одну силовую установку по п.27.
RU2009117418/11A 2006-10-11 2007-10-05 Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя RU2453477C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0608892 2006-10-11
FR0608892A FR2907098B1 (fr) 2006-10-11 2006-10-11 Nacelle pour turboreacteur double flux
FR0701899A FR2913664B1 (fr) 2007-03-16 2007-03-16 Nacelle pour turboreacteur double flux
FR0701899 2007-03-16

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009117418A true RU2009117418A (ru) 2010-11-20
RU2453477C2 RU2453477C2 (ru) 2012-06-20

Family

ID=39204986

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009117418/11A RU2453477C2 (ru) 2006-10-11 2007-10-05 Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8523516B2 (ru)
EP (1) EP2076438A2 (ru)
BR (1) BRPI0717730A2 (ru)
CA (1) CA2665425A1 (ru)
RU (1) RU2453477C2 (ru)
WO (1) WO2008043903A2 (ru)

Families Citing this family (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2936493A1 (fr) * 2008-10-01 2010-04-02 Aircelle Sa Mat adapte pour supporter un turboracteur d'aeronef et nacelle associee a un mat.
US8220738B2 (en) * 2008-11-26 2012-07-17 Mra Systems, Inc. Nacelle and method of assembling the same
US8469309B2 (en) * 2008-12-24 2013-06-25 General Electric Company Monolithic structure for mounting aircraft engine
US8262050B2 (en) * 2008-12-24 2012-09-11 General Electric Company Method and apparatus for mounting and dismounting an aircraft engine
US8713910B2 (en) * 2009-07-31 2014-05-06 General Electric Company Integrated thrust reverser/pylon assembly
DE102009054568A1 (de) * 2009-12-11 2011-06-16 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung zur Aufhängung eines Strahltriebwerks an einer Stützstruktur
FR2954278B1 (fr) * 2009-12-18 2012-01-20 Aircelle 7303 Structure support pour inverseur de poussee notamment a grilles
US8876042B2 (en) * 2009-12-21 2014-11-04 General Electric Company Integrated nacelle assembly
US8549026B2 (en) * 2010-10-12 2013-10-01 Clinicomp International, Inc. Standardized database access system and method
FR2967398B1 (fr) * 2010-11-16 2012-11-02 Aircelle Sa Structure de renforcement d'une nacelle de turboreacteur
US8683670B2 (en) * 2010-12-20 2014-04-01 Turbine Tooling Solutions Llc Method for partial disassembly of a bypass turbofan engine
GB2492107B (en) 2011-06-22 2013-09-04 Rolls Royce Plc Mounting assembly
US9109462B2 (en) * 2011-12-15 2015-08-18 United Technologies Corporation Energy-absorbing fan case for a gas turbine engine
US9783315B2 (en) * 2012-02-24 2017-10-10 Rohr, Inc. Nacelle with longitudinal translating cowling and rotatable sleeves
US10006405B2 (en) 2012-11-30 2018-06-26 General Electric Company Thrust reverser system with translating-rotating blocker doors and method of operation
US20140151497A1 (en) * 2012-12-04 2014-06-05 Ge Aviation Systems Llc Engine pylon for an aircraft
FR3000721B1 (fr) * 2013-01-09 2016-10-14 Airbus Operations Sas Ensemble propulsif d'aeronef comprenant un carenage aerodynamique arriere de mat d'accrochage a parois laterales profilees pour l'injection d'air frais le long d'un plancher de protection thermique
EP2774853A1 (de) * 2013-03-07 2014-09-10 Siemens Aktiengesellschaft Antriebsgondel für ein Flugzeug
US20150121896A1 (en) * 2013-03-07 2015-05-07 United Technologies Corporation Reverse core flow engine mounting arrangement
US20140352797A1 (en) * 2013-06-04 2014-12-04 Rohr, Inc. Aircraft jet engine
CA2916522C (en) * 2013-07-29 2021-05-11 Bombardier Inc. Method for attachment of a pre-assembled powerplant and pylon assembly to an aircraft
FR3010147B1 (fr) 2013-08-28 2015-08-21 Snecma Suspension isostatique d'un turboreacteur par double support arriere
FR3010700B1 (fr) * 2013-09-18 2017-11-03 Snecma Dispositif de suspension d'un carter, turbomachine et ensemble propulsif
CN103569367B (zh) * 2013-11-13 2015-08-26 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 机翼吊装涡扇发动机飞机的发动机挂架
GB201322380D0 (en) 2013-12-18 2014-02-05 Rolls Royce Plc Gas turbine cowl
US9797271B2 (en) 2014-04-25 2017-10-24 Rohr, Inc. Access panel(s) for an inner nacelle of a turbine engine
EP2982855A1 (en) * 2014-04-25 2016-02-10 Rohr, Inc. Access panel(s) for an inner nacelle of a turbine engine
DE102015206985A1 (de) 2015-04-17 2016-10-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksverkleidung einer Fluggasturbine
FR3044719B1 (fr) * 2015-12-08 2017-12-22 Snecma Ensemble de propulsion d'aeronef equipe de marches permettant a un operateur d'atteindre sa portion superieure
FR3045570B1 (fr) * 2015-12-16 2017-12-22 Airbus Operations Sas Ensemble moteur pour aeronef, comprenant un dispositif d'accrochage du moteur equipe d'une enveloppe structurale fixee sur un caisson central
FR3047973B1 (fr) 2016-02-23 2018-03-09 Airbus Operations Ensemble moteur pour aeronef, comprenant un dispositif d'accrochage du moteur equipe de capots mobiles structuraux relies au caisson central
FR3048957B1 (fr) * 2016-03-15 2018-03-09 Airbus Operations Ensemble moteur pour aeronef, comprenant des dispositifs souples de transmission d'efforts agences entre les capots d'inversion de poussee et le moteur
US10800539B2 (en) * 2016-08-19 2020-10-13 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
FR3059299B1 (fr) * 2016-11-30 2021-11-12 Safran Nacelles Nacelle de turboreacteur d’aeronef, ensemble propulsif et aeronef comportant une telle nacelle
UA117948U (uk) * 2017-02-23 2017-07-10 Державне Підприємство "Запорізьке Машинобудівне Конструкторське Бюро "Прогрес" Імені Академіка О.Г. Івченка" Реверсивний пристрій турбореактивного двигуна
US10899463B2 (en) 2017-05-16 2021-01-26 Rohr, Inc. Segmented pylon for an aircraft propulsion system
DE102019210764A1 (de) * 2019-07-19 2021-01-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksbaugruppe mit gehäuseseitigem Strömungsleitelement zur Überbrückung eines Spaltes zwischen zwei Triebswerksbauteilen
FR3100529B1 (fr) * 2019-09-09 2021-08-27 Safran Aircraft Engines Ensemble pour un aéronef
KR102385053B1 (ko) * 2020-07-15 2022-04-12 한국항공우주산업 주식회사 위치 가변형 파일론
FR3134080A1 (fr) * 2022-03-31 2023-10-06 Safran Nacelles Ensemble propulsif pour aéronef comprenant un capot intermédiaire de type fixe démontable monté sur un système d’articulation

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9116986D0 (en) * 1991-08-07 1991-10-09 Rolls Royce Plc Gas turbine engine nacelle assembly
RU2007343C1 (ru) * 1992-06-09 1994-02-15 Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина Пилон подвески двигателя летательного аппарата
US5277382A (en) 1992-10-13 1994-01-11 General Electric Company Aircraft engine forward mount
GB2275308B (en) * 1993-02-20 1997-02-26 Rolls Royce Plc A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure
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
GB9602130D0 (en) * 1996-02-02 1996-04-03 Rolls Royce Plc Improved method of combining ducted fan gas turbine engine modules and aircraft structure
FR2764644B1 (fr) * 1997-06-12 1999-07-16 Hispano Suiza Sa Turboreacteur a double flux associe a un inverseur de poussee avec un carenage rapporte dans la veine fluide
GB9723022D0 (en) 1997-11-01 1998-01-07 Rolls Royce Plc Gas turbine apparatus
GB2375513B (en) * 2001-05-19 2005-03-23 Rolls Royce Plc A mounting arrangement for a gas turbine engine
FR2873988B1 (fr) * 2004-08-05 2007-12-21 Airbus France Sas Mat d'accrochage de turboreacteur pour aeronef
FR2885877B1 (fr) 2005-05-23 2008-12-12 Airbus France Sas Mat d'accrochage de turboreacteur pour aeronef
FR2903076B1 (fr) 2006-06-30 2009-05-29 Aircelle Sa Nacelle structurante
FR2903665B1 (fr) * 2006-07-11 2008-10-10 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un berceau de support de capot de soufflante monte sur deux elements distincts

Also Published As

Publication number Publication date
US20100040466A1 (en) 2010-02-18
US8523516B2 (en) 2013-09-03
WO2008043903A3 (fr) 2008-07-03
EP2076438A2 (fr) 2009-07-08
WO2008043903A2 (fr) 2008-04-17
BRPI0717730A2 (pt) 2013-10-22
RU2453477C2 (ru) 2012-06-20
CA2665425A1 (fr) 2008-04-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2009117418A (ru) Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя
JP5220371B2 (ja) パイロンが一体化されてなる航空機用推進システム
RU2424160C2 (ru) Несущая гондола
JP5363715B2 (ja) バイパスターボジェットエンジンを備える一体型推進システム
CA2647439C (en) Intermediate casing extension for an aircraft jet engine, comprising a sectorised annular groove for receiving the nacelle covers
US7866142B2 (en) Aeroengine thrust reverser
US8727269B2 (en) System and method for mounting an aircraft engine
US4013246A (en) Mounting bypass gas turbines engines on aircraft
US20060038066A1 (en) Engine mounting assembly
US8876042B2 (en) Integrated nacelle assembly
US20130280031A1 (en) Thrust reverser
RU2011102551A (ru) Силовая установка летательного аппарата
RU2010133297A (ru) Гондола с упрощенной конструкцией капота
CN101522524A (zh) 旁路涡轮喷气发动机的发动机舱
US9920654B2 (en) Intermediate casing extension of improved design
CA2046797A1 (en) Heat exchange arrangement in a gas turbine engine fan duct for cooling hot bleed air
US3837602A (en) Mountings for power plants
RU2013119476A (ru) Блок силовой установки летательного аппарата
US10184401B2 (en) Turbojet engine suspension using a double rear support
US10562639B2 (en) Aircraft engine assembly, comprising an attachment device for the engine equipped with a structural cover attached on a central box
CN117222804A (zh) 包括多功能固定结构的可移动叶栅推力反向器

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20151006