RU2010109809A - Крепление конструктивного элемента гондолы турбореактивного двигателя посредством усиленного сочленения "ножевая опора-паз" - Google Patents
Крепление конструктивного элемента гондолы турбореактивного двигателя посредством усиленного сочленения "ножевая опора-паз" Download PDFInfo
- Publication number
- RU2010109809A RU2010109809A RU2010109809/11A RU2010109809A RU2010109809A RU 2010109809 A RU2010109809 A RU 2010109809A RU 2010109809/11 A RU2010109809/11 A RU 2010109809/11A RU 2010109809 A RU2010109809 A RU 2010109809A RU 2010109809 A RU2010109809 A RU 2010109809A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- knife support
- gondola according
- section
- gondola
- reinforced
- Prior art date
Links
- 238000010276 construction Methods 0.000 title 1
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract 3
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims abstract 2
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 claims 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 abstract 2
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
- B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
Abstract
1. Гондола (1) турбореактивного двигателя (4), содержащая переднюю воздухозаборную секцию (5), среднюю секцию (6), охватывающую собой вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию (9), причем по меньшей мере часть задней секции соединена со средней секцией посредством по меньшей мере частично периферической радиальной ножевой опоры (31), выполненной с возможностью взаимодействия с соответствующим пазом (32) комплементарной формы, предусмотренным в части (6а) средней секции, отличающаяся тем, что указанная ножевая опора содержит по меньшей мере один усиленный сегмент (35, 36), размещенный в зоне действия высоких нагрузок, причем этот усиленный сегмент выполнен из более прочного материала, чем материал остальной части ножевой опоры, и рассчитан таким образом, что способен выдерживать нагрузки, действующие на него в этой зоне. ! 2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что указанный усиленный сегмент (35, 36) состоит из группы подсегментов. ! 3. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что ножевая опора (31) выполнена в основном из алюминия. !4. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что усиленные сегменты (35, 36) выполнены из титана. ! 5. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что усиленный сегмент (35, 36) расположен по существу в месте стыка с продольным брусом (37), относящимся к конструкции задней секции (9). ! 6. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что ножевая опора (31) включает в себя усиленный сегмент (35), находящийся по существу в положении «двенадцать часов» часовой стрелки, и усиленный сегмент (36), находящийся по существу в положении «шесть часов» часовой стрелки. ! 7. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она предназначена для двухконтурн
Claims (13)
1. Гондола (1) турбореактивного двигателя (4), содержащая переднюю воздухозаборную секцию (5), среднюю секцию (6), охватывающую собой вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию (9), причем по меньшей мере часть задней секции соединена со средней секцией посредством по меньшей мере частично периферической радиальной ножевой опоры (31), выполненной с возможностью взаимодействия с соответствующим пазом (32) комплементарной формы, предусмотренным в части (6а) средней секции, отличающаяся тем, что указанная ножевая опора содержит по меньшей мере один усиленный сегмент (35, 36), размещенный в зоне действия высоких нагрузок, причем этот усиленный сегмент выполнен из более прочного материала, чем материал остальной части ножевой опоры, и рассчитан таким образом, что способен выдерживать нагрузки, действующие на него в этой зоне.
2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что указанный усиленный сегмент (35, 36) состоит из группы подсегментов.
3. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что ножевая опора (31) выполнена в основном из алюминия.
4. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что усиленные сегменты (35, 36) выполнены из титана.
5. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что усиленный сегмент (35, 36) расположен по существу в месте стыка с продольным брусом (37), относящимся к конструкции задней секции (9).
6. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что ножевая опора (31) включает в себя усиленный сегмент (35), находящийся по существу в положении «двенадцать часов» часовой стрелки, и усиленный сегмент (36), находящийся по существу в положении «шесть часов» часовой стрелки.
7. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она предназначена для двухконтурного турбореактивного двигателя (4), и ее задняя секция (9) снабжена для этой цели внутренним конструктивным элементом (10), который действует в качестве кожуха задней части турбореактивного двигателя и ограничивает вместе с внешним конструктивным элементом тракт (11), обеспечивающий протекание холодного потока.
8. Гондола по п.7, отличающаяся тем, что внутренний конструктивный элемент (10) соединен со средней секцией (6) посредством указанного сочленения на ножевой опоре.
9. Гондола по п.7, отличающаяся тем, что внешний конструктивный элемент (9) соединен со средней секцией (6) посредством указанного сочленения на ножевой опоре.
10. Гондола по любому из пп.1, 2, 8, 9, отличающаяся тем, что задняя секция (9) содержит средства реверса тяги.
11. Гондола по любому из пп.1, 2, 8, 9, отличающаяся тем, что часть задней секции (9), соединенная со средней секцией (6) посредством указанного сочленения на ножевой опоре, установлена с возможностью смещения таким образом, что ее можно открывать вбок в направлении, обеспечивающем расцепление ножевой опоры (31) и паза (32).
12. Гондола по любому из пп.1, 2, 8, 9, отличающаяся тем, что по меньшей мере усиленные сегменты (35, 36) ножевой опоры (31) имеют по меньшей мере один торцевой скос.
13. Гондола по п.12, отличающаяся тем, что указанные скосы предусмотрены в зоне стыка усиленного сегмента (35, 36) и/или подсегмента с остальной частью ножевой опоры (31) или со смежным подсегментом.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0705891A FR2920137B1 (fr) | 2007-08-20 | 2007-08-20 | Fixation d'une structure d'une nacelle de turboreacteur par bride couteau/gorge renforcee |
| FR0705891 | 2007-08-20 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010109809A true RU2010109809A (ru) | 2011-09-27 |
| RU2463214C2 RU2463214C2 (ru) | 2012-10-10 |
Family
ID=39148655
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010109809/11A RU2463214C2 (ru) | 2007-08-20 | 2008-05-19 | Крепление конструктивного элемента гондолы турбореактивного двигателя посредством усиленного сочленения "ножевая опора-паз" |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8887511B2 (ru) |
| EP (1) | EP2188177B1 (ru) |
| CN (1) | CN101765542B (ru) |
| AT (1) | ATE515436T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0813041A2 (ru) |
| CA (1) | CA2696204C (ru) |
| ES (1) | ES2369119T3 (ru) |
| FR (1) | FR2920137B1 (ru) |
| RU (1) | RU2463214C2 (ru) |
| WO (1) | WO2009024655A1 (ru) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2953492B1 (fr) | 2009-12-09 | 2012-04-06 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef incorporant un dispositif de rapprochement de capots independant du mecanisme de verrouillage |
| FR2962492B1 (fr) * | 2010-07-07 | 2012-08-03 | Aircelle Sa | Dispositif d'inversion de poussee avec jonction aerodynamique de cadre avant |
| FR2962765B1 (fr) * | 2010-07-13 | 2012-07-27 | Snecma | Turboreacteur avec un element de nacelle fixe au carter intermediaire |
| FR2963949A1 (fr) * | 2010-08-18 | 2012-02-24 | Aircelle Sa | Poutre notamment pour inverseur de poussee a grilles |
| US10107202B2 (en) * | 2014-11-26 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Composite fan housing assembly of a turbofan engine and method of manufacture |
| US10093429B2 (en) | 2015-07-07 | 2018-10-09 | Rohr, Inc | Latch beam deflection support |
| DE102016101168A1 (de) * | 2016-01-22 | 2017-07-27 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsmaschine mit einer in einer Ausnehmung einer Wandung anordenbaren Einsetzeinrichtung |
| US10605198B2 (en) * | 2016-04-15 | 2020-03-31 | Rohr, Inc. | Nacelle thrust reverser |
| US11473527B2 (en) | 2016-09-28 | 2022-10-18 | The Boeing Company | Nacelle with tangential restraint |
| US10589868B2 (en) | 2016-09-28 | 2020-03-17 | The Boeing Company | Nacelle cowl tangential restraint |
| FR3065260B1 (fr) * | 2017-04-14 | 2020-10-09 | Safran Aircraft Engines | Systeme inverseur de poussee pour turboreacteur |
| FR3117173A1 (fr) | 2020-12-09 | 2022-06-10 | Safran Aircraft Engines | Ensemble propulsif d’aéronef et procédé d’adaptation d’un ensemble propulsif |
Family Cites Families (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4826106A (en) * | 1987-02-18 | 1989-05-02 | Grumman Aerospace Corporation | Advanced composite aircraft cowl |
| US4998409A (en) * | 1989-09-25 | 1991-03-12 | Rohr Industries, Inc. | Thrust reverser torque ring |
| FR2661213B1 (fr) * | 1990-04-19 | 1992-07-03 | Snecma | Moteur d'aviation a tres grand taux de dilution et du type dit contrafan avant. |
| US5076514A (en) * | 1990-08-03 | 1991-12-31 | The Boeing Company | Apparatus for latching two parts together |
| US5239822A (en) * | 1992-01-14 | 1993-08-31 | The Boeing Company | Composite structure for thrust reverser torque box |
| DE4340951A1 (de) * | 1992-12-04 | 1994-06-09 | Grumman Aerospace Corp | Einstückiges Triebwerkeinlaß-Schallrohr |
| UA26001C2 (uk) * | 1994-08-23 | 1999-02-26 | Запорізьке Машинобудівне Конструкторське Бюро "Прогрес" Ім. Академіка О.Г. Івченка | Пристрій кріплеhhя капота реактивhого двигуhа літальhого апарата |
| FR2756323B1 (fr) * | 1996-11-28 | 1998-12-31 | Hispano Suiza Sa | Dispositif de liaison d'un inverseur de poussee a un turbomoteur |
| FR2757823B1 (fr) * | 1996-12-26 | 1999-03-12 | Aerospatiale | Nacelle de turboreacteur a ecoulement laminaire |
| US6340135B1 (en) * | 2000-05-30 | 2002-01-22 | Rohr, Inc. | Translating independently mounted air inlet system for aircraft turbofan jet engine |
| US6557799B1 (en) * | 2001-11-09 | 2003-05-06 | The Boeing Company | Acoustic treated thrust reverser bullnose fairing assembly |
| GB2384827A (en) * | 2002-01-30 | 2003-08-06 | Rolls Royce Plc | A Fastening Between The C-Duct and Core of a Ducted Fan Gas Turbine Engine. |
| US8191254B2 (en) * | 2004-09-23 | 2012-06-05 | Carlton Forge Works | Method and apparatus for improving fan case containment and heat resistance in a gas turbine jet engine |
| CN100575690C (zh) * | 2005-09-12 | 2009-12-30 | 波音公司 | 包括锁定机构的反推力装置及其制造方法 |
| US7730715B2 (en) * | 2006-05-15 | 2010-06-08 | United Technologies Corporation | Fan frame |
| CN2928682Y (zh) * | 2006-06-06 | 2007-08-01 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种可调的发动机前罩圈 |
| US7721525B2 (en) * | 2006-07-19 | 2010-05-25 | Rohr, Inc. | Aircraft engine inlet having zone of deformation |
| FR2909974B1 (fr) * | 2006-12-13 | 2009-02-06 | Aircelle Sa | Nacelle pour turboreacteur double flux |
| GB0807137D0 (en) * | 2008-04-21 | 2008-05-21 | Rolls Royce Plc | Rear fan case for a gas turbine engine |
-
2007
- 2007-08-20 FR FR0705891A patent/FR2920137B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-05-19 RU RU2010109809/11A patent/RU2463214C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-05-19 US US12/674,087 patent/US8887511B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2008-05-19 AT AT08805587T patent/ATE515436T1/de not_active IP Right Cessation
- 2008-05-19 CN CN200880100192.6A patent/CN101765542B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2008-05-19 EP EP08805587A patent/EP2188177B1/fr not_active Not-in-force
- 2008-05-19 WO PCT/FR2008/000691 patent/WO2009024655A1/fr active Application Filing
- 2008-05-19 ES ES08805587T patent/ES2369119T3/es active Active
- 2008-05-19 CA CA2696204A patent/CA2696204C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2008-05-19 BR BRPI0813041-8A2A patent/BRPI0813041A2/pt not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2009024655A1 (fr) | 2009-02-26 |
| FR2920137A1 (fr) | 2009-02-27 |
| US8887511B2 (en) | 2014-11-18 |
| RU2463214C2 (ru) | 2012-10-10 |
| ES2369119T3 (es) | 2011-11-25 |
| ATE515436T1 (de) | 2011-07-15 |
| BRPI0813041A2 (pt) | 2014-12-16 |
| FR2920137B1 (fr) | 2009-09-18 |
| CN101765542B (zh) | 2013-03-20 |
| CA2696204C (fr) | 2014-05-06 |
| CN101765542A (zh) | 2010-06-30 |
| US20100229526A1 (en) | 2010-09-16 |
| EP2188177A1 (fr) | 2010-05-26 |
| EP2188177B1 (fr) | 2011-07-06 |
| CA2696204A1 (fr) | 2009-02-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2010109809A (ru) | Крепление конструктивного элемента гондолы турбореактивного двигателя посредством усиленного сочленения "ножевая опора-паз" | |
| US8523516B2 (en) | Bypass turbojet engine nacelle | |
| US8162603B2 (en) | Vane frame for a turbomachine and method of minimizing weight thereof | |
| RU2494273C2 (ru) | ГОНДОЛА ДЛЯ ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ИМЕЮЩАЯ СОПЛО С РЕГУЛИРУЕМЫМ СЕЧЕНИЕМ(72ВОШЕЛЬ Ги Бернар (FR) | |
| EP3103723B1 (en) | Nacelle inlet having an angle or curved aft bulkhead | |
| US20120305700A1 (en) | System and method for mounting an aircraft engine | |
| RU2433071C2 (ru) | Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя | |
| US8944753B2 (en) | Strut mounting arrangement for gas turbine exhaust case | |
| ATE444896T1 (de) | Verkleidung für einen mast zur aufhängung eines turbinenmotors von einem flugzeugflügel | |
| DE602007003981D1 (de) | Strukturgondel | |
| RU2471681C2 (ru) | Гондола турбореактивного двигателя | |
| US10160552B2 (en) | Inlet assembly for a turbofan engine | |
| RU2469923C2 (ru) | Гондола с регулируемой выпускной секцией | |
| US9347397B2 (en) | Reflex annular vent nozzle | |
| US8601788B2 (en) | Dual flow turboshaft engine and improved hot flow nozzle | |
| WO2009024662A3 (fr) | Systeme de liaison entre une structure interne et une structure externe d'une nacelle de turboreacteur | |
| US10443625B2 (en) | Airfoil singlets | |
| RU2013119476A (ru) | Блок силовой установки летательного аппарата | |
| US8701386B2 (en) | Aircraft nacelle that incorporates a thrust reversal device | |
| US10677193B2 (en) | Rear frame for a thrust reverser structure with diversion grids | |
| GB2494283A (en) | Method for mixing airflows in a turbojet engine and engine outlet for operation | |
| RU2013101809A (ru) | Система спрямления воздушного потока для гондолы двигателя летательного аппарата | |
| US20130111873A1 (en) | Aircraft turbojet engine fan casing | |
| US11840352B2 (en) | Nacelle air intake and nacelle comprising such an air intake | |
| US20210293202A1 (en) | Thrust reverser provided with a lightweight thrust reverser flap |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160520 |