RU2009146941A - Задний узел гондолы турбореактивного двигателя - Google Patents

Задний узел гондолы турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2009146941A
RU2009146941A RU2009146941/11A RU2009146941A RU2009146941A RU 2009146941 A RU2009146941 A RU 2009146941A RU 2009146941/11 A RU2009146941/11 A RU 2009146941/11A RU 2009146941 A RU2009146941 A RU 2009146941A RU 2009146941 A RU2009146941 A RU 2009146941A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flaps
hood
downstream
node according
working position
Prior art date
Application number
RU2009146941/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2457984C2 (ru
Inventor
Пьер КАРЮЕЛЬ (FR)
Пьер КАРЮЕЛЬ
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
Application filed by Эрсель (Fr), Эрсель filed Critical Эрсель (Fr)
Publication of RU2009146941A publication Critical patent/RU2009146941A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2457984C2 publication Critical patent/RU2457984C2/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • 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
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/80—Couplings or connections
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

1. Задний узел гондолы турбореактивного двигателя (1), содержащий: ! - капот (17); ! - внутренний элемент (11) веретенообразной формы, у которого по меньшей мере нижняя по потоку часть (15) представляет собой О-образный канал и выполнена с возможностью перемещения аксиальным скольжением между рабочим положением, в котором она закрывает газогенератор (3) турбореактивного двигателя (1) и ограничивает вместе с капотом (17) кольцевой тракт (19) холодного воздуха, и положением проведения техобслуживания, расположенным ниже по потоку от указанного рабочего положения, при этом верхняя по потоку часть (13) внутреннего элемента (11) выполнена с возможностью отделения от нижней по потоку части (15) и имеет по меньшей мере две створки (13а, 13b), выполненные с возможностью раскрытия наружу, ! отличающийся тем, что внутренний диаметр (D) верхней по потоку кромки указанной нижней по потоку части (15) превышает наибольший диаметр газогенератора (3), в результате чего эта нижняя по потоку часть (15) может беспрепятственно скользить относительно газогенератора (3). ! 2. Узел по п.1, отличающийся тем, что створки (13а, 13b) выполнены раскрывающимися за счет поворота вокруг осей (31), по существу параллельных направлению указанного скольжения. ! 3. Узел по п.1 или 2, отличающийся тем, что створки (13а, 13b) также выполнены с возможностью смещения аксиальным скольжением. ! 4. Узел по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит периферийные средства типа паза 25 и ножевой опоры 27, предназначенные для соединения указанных створок с нижней по потоку частью. ! 5. Узел по п.1 или 2, отличающийся тем, что створки (13а, 13b) в зоне смыкания их кромок имеют осевой сдвиг, при этом в узле предус�

Claims (12)

1. Задний узел гондолы турбореактивного двигателя (1), содержащий:
- капот (17);
- внутренний элемент (11) веретенообразной формы, у которого по меньшей мере нижняя по потоку часть (15) представляет собой О-образный канал и выполнена с возможностью перемещения аксиальным скольжением между рабочим положением, в котором она закрывает газогенератор (3) турбореактивного двигателя (1) и ограничивает вместе с капотом (17) кольцевой тракт (19) холодного воздуха, и положением проведения техобслуживания, расположенным ниже по потоку от указанного рабочего положения, при этом верхняя по потоку часть (13) внутреннего элемента (11) выполнена с возможностью отделения от нижней по потоку части (15) и имеет по меньшей мере две створки (13а, 13b), выполненные с возможностью раскрытия наружу,
отличающийся тем, что внутренний диаметр (D) верхней по потоку кромки указанной нижней по потоку части (15) превышает наибольший диаметр газогенератора (3), в результате чего эта нижняя по потоку часть (15) может беспрепятственно скользить относительно газогенератора (3).
2. Узел по п.1, отличающийся тем, что створки (13а, 13b) выполнены раскрывающимися за счет поворота вокруг осей (31), по существу параллельных направлению указанного скольжения.
3. Узел по п.1 или 2, отличающийся тем, что створки (13а, 13b) также выполнены с возможностью смещения аксиальным скольжением.
4. Узел по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит периферийные средства типа паза 25 и ножевой опоры 27, предназначенные для соединения указанных створок с нижней по потоку частью.
5. Узел по п.1 или 2, отличающийся тем, что створки (13а, 13b) в зоне смыкания их кромок имеют осевой сдвиг, при этом в узле предусмотрены по меньшей мере один первый фиксатор (39), размещенный в зоне смежных кромок указанных створок, и по меньшей мере один второй фиксатор (41), размещенный в зоне, где кромка одной из указанных створок примыкает к кромке нижней по потоку части (15) внутреннего элемента.
6. Узел по п.1 или 2, отличающийся тем, что створки (13а, 13b) в зоне смыкания их кромок имеют вырез (43), размер которого позволяет вводить в него утолщение (45), предусмотренное на нижней по потоку части (15) внутреннего элемента, причем между указанными створками (13а, 13b) и утолщением (45) размещены по меньшей мере один первый (47а) и один второй (47b) фиксаторы.
7. Узел по п.1 или 2, в котором сам капот (17) установлен с возможностью осевого скольжения между рабочим положением и положением проведения техобслуживания, расположенным ниже по потоку от указанного рабочего положения, отличающийся тем, что он содержит фиксаторы (39, 41), обеспечивающие соединение створок (13а, 13b) друг с другом, при этом длина приводных рукояток данных фиксаторов является достаточной для недопущения возврата капота (17) из положения проведения техобслуживания в рабочее положение в течение всего времени, пока указанные рукоятки не отогнуты в положение фиксации.
8. Узел по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит переднюю раму (7), выполненную с возможностью соединения с кожухом (5) вентилятора турбореактивного двигателя (1), причем эта передняя рама (7) по меньшей мере частично закрывает створки (13а, 13b) при нахождении внутреннего элемента (11) в рабочем положении.
9. Узел по п.8, отличающийся тем, что передняя рама (7) представляет собой конструктивный элемент гондолы.
10. Узел по любому пп.1, 2 и 9, отличающийся тем, что он содержит средства (17, 21, 23) реверса тяги.
11. Узел по п.10, отличающийся тем, что указанные средства реверса тяги включают в себя заслонки (23), установленные с возможностью шарнирного поворота на капоте (17), и рычаги (21), помещенные между этими заслонками (23) и нижней по потоку частью (15) внутреннего элемента, вследствие чего поступательное перемещение капота (17) в направлении вниз по потоку приводит к перекрытию указанного тракта (19) холодного воздуха заслонками (23) и к отклонению потока холодного воздуха в направлении наружу от гондолы.
12. Гондола для летательного аппарата, отличающаяся тем, что она снабжена узлом по любому из предшествующих пунктов.
RU2009146941/11A 2007-05-22 2008-03-28 Задний узел гондолы турбореактивного двигателя RU2457984C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0703607 2007-05-22
FR0703607A FR2916426B1 (fr) 2007-05-22 2007-05-22 Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009146941A true RU2009146941A (ru) 2011-06-27
RU2457984C2 RU2457984C2 (ru) 2012-08-10

Family

ID=38720345

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009146941/11A RU2457984C2 (ru) 2007-05-22 2008-03-28 Задний узел гондолы турбореактивного двигателя

Country Status (10)

Country Link
US (1) US9003770B2 (ru)
EP (1) EP2162359B1 (ru)
CN (1) CN101678898B (ru)
AT (1) ATE538033T1 (ru)
BR (1) BRPI0811942A2 (ru)
CA (1) CA2687454C (ru)
ES (1) ES2379557T3 (ru)
FR (1) FR2916426B1 (ru)
RU (1) RU2457984C2 (ru)
WO (1) WO2008142242A2 (ru)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2952908B1 (fr) 2009-11-26 2011-11-25 Aircelle Sa Ensemble pour turboreacteur d'aeronef
FR2953490B1 (fr) * 2009-12-07 2012-02-24 Aircelle Sa Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur
FR2962765B1 (fr) * 2010-07-13 2012-07-27 Snecma Turboreacteur avec un element de nacelle fixe au carter intermediaire
FR2966882B1 (fr) 2010-11-03 2017-10-27 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour turboreacteur d'aeronef a nombre d'actionneurs reduit
FR2970521B1 (fr) * 2011-01-17 2013-01-04 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour turboreacteur d'aeronef a nombre de verrous reduit
FR2974150B1 (fr) 2011-04-14 2013-04-12 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour turboreacteur d'aeronef
FR2974597B1 (fr) 2011-04-27 2019-05-10 Safran Nacelles Ensemble de verrouillage tertiaire pour dispositif d'inversion de poussee
FR2989952B1 (fr) 2012-04-27 2014-04-18 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur a section aval
CN103101628B (zh) 2013-02-06 2015-05-27 中国商用飞机有限责任公司 一种与飞机吊挂一体化的前安装节
CN103112595B (zh) * 2013-02-06 2016-01-27 中国商用飞机有限责任公司 推进系统一体化的吊挂结构
FR3002593B1 (fr) 2013-02-25 2015-03-27 Aircelle Sa Actionneur pour nacelle de turboreacteur d'aeronef
FR3023324B1 (fr) * 2014-07-01 2020-04-24 Safran Nacelles Inverseur de poussee d’une nacelle de turboreacteur, comprenant des decoupes d’evitement du bec mobile de l’aile
US9915225B2 (en) 2015-02-06 2018-03-13 United Technologies Corporation Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine
DE102015206093A1 (de) * 2015-04-02 2016-10-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksverkleidung einer Fluggasturbine
FR3047522B1 (fr) 2016-02-04 2018-03-16 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour aeronef
FR3064307B1 (fr) * 2017-03-22 2019-03-29 Airbus Operations Nacelle d'un turboreacteur comportant un volet inverseur
EP3798133B1 (en) 2019-09-30 2023-06-21 Rohr, Inc. Linkage supporting a door of an aircraft propulsion system
US11781506B2 (en) 2020-06-03 2023-10-10 Rtx Corporation Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3059426A (en) * 1957-03-22 1962-10-23 Marquardt Corp Thrust reverser utilizing aft end mechanical blockage
FR2291091A1 (fr) * 1974-11-13 1976-06-11 Snecma Dispositif de montage sur avion d'un turboreacteur
US4073440A (en) * 1976-04-29 1978-02-14 The Boeing Company Combination primary and fan air thrust reversal control systems for long duct fan jet engines
SU946121A1 (ru) * 1981-01-05 1996-01-27 Е.А. Поляченко Система управления створками реверса тяги турбореактивного двигателя
US4825648A (en) * 1987-03-02 1989-05-02 General Electric Company Turbofan engine having a split cowl
GB8822798D0 (en) * 1988-09-28 1988-11-02 Short Brothers Ltd Ducted fan turbine engine
US5228641A (en) * 1991-08-15 1993-07-20 Rohr, Inc. Cascade type aircraft engine thrust reverser with hidden link actuator
GB9120658D0 (en) * 1991-09-27 1991-11-06 Short Brothers Plc Ducted fan turbine engine
EP0596070B1 (en) * 1992-05-22 1996-06-19 Short Brothers Plc Closure default indicator
GB9301457D0 (en) * 1993-01-26 1993-03-17 Short Brothers Plc An aircraft propulsuve power unit
US5350136A (en) * 1993-05-14 1994-09-27 United Technologies Corporation Nacelle arrangement
US5524847A (en) * 1993-09-07 1996-06-11 United Technologies Corporation Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine
GB9407632D0 (en) * 1994-04-18 1994-06-08 Short Brothers Plc An aircraft propulsive power unit
FR2734540B1 (fr) * 1995-05-24 1997-08-08 Aerospatiale Nacelle de moteur d'aeronef comportant un capot de nacelle
FR2772342B1 (fr) * 1997-12-16 2000-02-18 Aerospatiale Ensemble propulseur a capots de soufflante munis de securites de maintien et de positionnement, pour aeronef
FR2811716B1 (fr) * 2000-07-17 2002-10-04 Hurel Dubois Avions Perfectionnements aux arriere-corps de nacelle, a tuyere commune, de reacteur d'avion
US6568172B2 (en) * 2001-09-27 2003-05-27 The Nordam Group, Inc. Converging nozzle thrust reverser
GB0320371D0 (en) * 2003-08-29 2003-10-01 Rolls Royce Plc A closure panel arrangement

Also Published As

Publication number Publication date
US20100146933A1 (en) 2010-06-17
CA2687454A1 (fr) 2008-11-27
ES2379557T3 (es) 2012-04-27
ATE538033T1 (de) 2012-01-15
FR2916426A1 (fr) 2008-11-28
US9003770B2 (en) 2015-04-14
WO2008142242A3 (fr) 2009-01-22
RU2457984C2 (ru) 2012-08-10
WO2008142242A2 (fr) 2008-11-27
EP2162359A2 (fr) 2010-03-17
CN101678898A (zh) 2010-03-24
BRPI0811942A2 (pt) 2014-11-25
CN101678898B (zh) 2013-01-09
CA2687454C (fr) 2016-01-26
FR2916426B1 (fr) 2010-04-02
EP2162359B1 (fr) 2011-12-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2009146941A (ru) Задний узел гондолы турбореактивного двигателя
RU2009139325A (ru) Реверсор тяги для турбореактивного двигателя
US9695778B2 (en) Tandem thrust reverser with multi-point actuation
US10036323B2 (en) Rear nacelle assembly for a turbojet engine
RU2538142C2 (ru) Реверсор тяги
RU2015128041A (ru) Устройство реверса тяги гондолы и гондола, оборудованная по меньшей мере одним устройством реверса
US9133790B2 (en) Aircraft propulsion system provided with reverse thrust means
CN101588967B (zh) 发动机舱、涡轮喷气发动机以及用于飞行器的推进单元
US20160273489A1 (en) Fixed structure of a thrust reverser device
RU2010129995A (ru) Система направляющих средств для гондолы турбореактивного двигателя
RU2013126748A (ru) Усиливающая конструкция гондолы турбореактивного двигателя
BR112012025171A2 (pt) reversor de empuxo com portas tendo pelo menos uma estrutura estacionária, na qual pelo menos uma porta é montada, articulando-se entre uma posição fechada, na qual ela fecha o reversor e cria uma parte externa de carenagem, e uma posição aberta, na qual ela abre uma passagem na estrutura estacionária e pode bloquear pelo menos parcialmente um fluxo de ar gerado por um motor turbojato, de modo a reorientá-lo, e nacela de motor turbojato
RU2014153353A (ru) Реверсор тяги с убирающимися решетками
US9845733B2 (en) Fire seal for use with a gas turbine engine
RU2500588C2 (ru) Гондола турбореактивного двигателя
US7207352B2 (en) Bushing for thermally independent bypass air metering valve
CA2798484A1 (fr) Inverseur de poussee a grilles ou a cascade, pour un turboreacteur d'avion
CN102186724B (zh) 机舱进气口结构
JP2010106791A (ja) ガスタービンエンジン逆スラスト装置用のバッフルシール
RU2456213C2 (ru) Задний участок гондолы летательного аппарата и гондола с таким задним участком
RU143134U1 (ru) Клапан утеплённый створный
CN111452983A (zh) 用于涡轮风扇发动机的短舱、涡轮风扇发动机和飞行器
FR3096741B1 (fr) Ensemble propulsif d’aéronef

Legal Events

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

Effective date: 20160329