RU2010139658A - Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора - Google Patents

Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора Download PDF

Info

Publication number
RU2010139658A
RU2010139658A RU2010139658/11A RU2010139658A RU2010139658A RU 2010139658 A RU2010139658 A RU 2010139658A RU 2010139658/11 A RU2010139658/11 A RU 2010139658/11A RU 2010139658 A RU2010139658 A RU 2010139658A RU 2010139658 A RU2010139658 A RU 2010139658A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
turbojet engine
power plant
turbojet
fan housing
Prior art date
Application number
RU2010139658/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2487057C2 (ru
Inventor
Фредерик ЖУРНАД (FR)
Фредерик ЖУРНАД
Лоран ЛЯФОН (FR)
Лоран ЛЯФОН
Дельфин ЖАЛЬБЕР (FR)
Дельфин ЖАЛЬБЕР
Original Assignee
Эрбюс Операсьон (Fr)
Эрбюс Операсьон
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 Эрбюс Операсьон (Fr), Эрбюс Операсьон filed Critical Эрбюс Операсьон (Fr)
Publication of RU2010139658A publication Critical patent/RU2010139658A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2487057C2 publication Critical patent/RU2487057C2/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
    • 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
    • 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
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • 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
    • 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)

Abstract

1. Силовая установка (1) летательного аппарата, содержащая: ! - турбореактивный двигатель (2), содержащий корпус (12) вентилятора, промежуточный корпус (21), расположенный радиально внутри по отношению к корпусу вентилятора и соединенный с ним посредством множества конструктивных связей (17), а также центральный корпус (16), продолжающий указанный промежуточный корпус в заднем направлении; ! - стойку (4) крепления, содержащую жесткую конструкцию (10), которая содержит продольный кессон (22), а также два боковых кессона (24а, 24b), неподвижно соединенные с указанным продольным кессоном (22) и расположенные по обе стороны от него, при этом стойка содержит средства крепления указанного турбореактивного двигателя (2) на жесткой конструкции (10), причем указанные средства крепления содержат первый, второй и третий передние узлы (6а, 6b, 8) подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия и установленные на корпусе вентилятора, причем третий передний узел (8) подвески двигателя расположен в первой диаметральной плоскости (Р1) турбореактивного двигателя, а первый и второй узлы (6а, 6b) подвески двигателя, установленные соответственно на двух боковых кессонах (24а, 24b), расположены по обе стороны от этой первой диаметральной плоскости (Р1), ! отличающаяся тем, что первый и второй передние узлы (6а, 6b) подвески двигателя установлены на корпусе (12) вентилятора соответственно в двух точках (6'а, 6'b), находящихся за пределами второй диаметральной плоскости (Р2) турбореактивного двигателя, ортогональной к первой диаметральной плоскости (Р1), по отношению к указанному третьему переднему узлу (8) подвески двигателя. ! 2. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся т�

Claims (9)

1. Силовая установка (1) летательного аппарата, содержащая:
- турбореактивный двигатель (2), содержащий корпус (12) вентилятора, промежуточный корпус (21), расположенный радиально внутри по отношению к корпусу вентилятора и соединенный с ним посредством множества конструктивных связей (17), а также центральный корпус (16), продолжающий указанный промежуточный корпус в заднем направлении;
- стойку (4) крепления, содержащую жесткую конструкцию (10), которая содержит продольный кессон (22), а также два боковых кессона (24а, 24b), неподвижно соединенные с указанным продольным кессоном (22) и расположенные по обе стороны от него, при этом стойка содержит средства крепления указанного турбореактивного двигателя (2) на жесткой конструкции (10), причем указанные средства крепления содержат первый, второй и третий передние узлы (6а, 6b, 8) подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия и установленные на корпусе вентилятора, причем третий передний узел (8) подвески двигателя расположен в первой диаметральной плоскости (Р1) турбореактивного двигателя, а первый и второй узлы (6а, 6b) подвески двигателя, установленные соответственно на двух боковых кессонах (24а, 24b), расположены по обе стороны от этой первой диаметральной плоскости (Р1),
отличающаяся тем, что первый и второй передние узлы (6а, 6b) подвески двигателя установлены на корпусе (12) вентилятора соответственно в двух точках (6'а, 6'b), находящихся за пределами второй диаметральной плоскости (Р2) турбореактивного двигателя, ортогональной к первой диаметральной плоскости (Р1), по отношению к указанному третьему переднему узлу (8) подвески двигателя.
2. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что первый и второй передние узлы (6а, 6b) подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия, расположены симметрично относительно указанной первой диаметральной плоскости (Р1), проходящей через продольную ось (5) турбореактивного двигателя, параллельной его продольному направлению (X), и первым направлением (Z, Z') указанного турбореактивного двигателя, ортогональным к продольному направлению (X).
3. Силовая установка (1) по п.2, отличающаяся тем, что на виде спереди вдоль продольной оси (5) турбореактивного двигателя угол (А1) с центром на продольной оси турбореактивного двигателя между точками (8', 6'а) крепления третьего и первого узлов подвески двигателя превышает 90°, но меньше или равен 120° и предпочтительно находится в пределах от 90° до 110°, а угол (А2) с центром на продольной оси турбореактивного двигателя между точками (8', 6'b) крепления третьего и второго узлов подвески двигателя превышает или равен 240°, но меньше 270°, а предпочтительно находится в пределах от 250° до 270°.
4. Силовая установка (1) по п.2, отличающаяся тем, что каждый из первого и второго узлов (6а, 6b) подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном направлении (X) и в указанном первом направлении (Z, Z') турбореактивного двигателя (2), а третий узел (8) подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном направлении (X) и во втором направлении (Y, Y') турбореактивного двигателя (2), ортогональном к указанному первому направлению (Z, Z') и к продольному направлению (X).
5. Силовая установка (1) по п.4, отличающаяся тем, что указанное первое направление турбореактивного двигателя (2) соответствует его вертикальному направлению (Z), а указанное второе направление турбореактивного двигателя (2) соответствует его поперечному направлению (Y).
6. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что средства крепления образованы только первым, вторым и третьим передними узлами (6а, 6b, 8) подвески двигателя.
7. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит кольцевую конструкцию (60) передачи усилий, охватывающую центральный корпус (16) и механически связанную с ним средствами (62) крепления, а с каждым первым и вторым узлами (6а, 6b) подвески двигателя связана усиливающая конструкция (64а, 64b), образующая плоскость сдвига и неподвижно закрепленная на кольцевой конструкции (60) в первой точке (68а, 68b) крепления, на корпусе (12) вентилятора во второй точке (70а, 70b) крепления, а на конструктивной связи (17) или промежуточном корпусе (21) в третьей точке (72а, 72b) крепления, при этом указанная конструкция (64а, 64b) расположена в воображаемой плоскости (66а, 66b), параллельной продольной оси (5) турбореактивного двигателя или проходящей через эту ось и проходящей также через точку (6'а, 6'b) крепления переднего узла (6а, 6b) подвески двигателя на корпусе (12) вентилятора.
8. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что содержит кольцевую конструкцию (60) передачи усилий, охватывающую центральный корпус (16) и механически соединенную с ним при помощи средств (62) крепления, содержащих множество соединительных тяг, при этом указанная кольцевая конструкция дополнительно соединена с множеством конструкций (64а, 64b, 64с), находящихся снаружи от нее и воздействующих на нее в радиальном направлении соответственно во множестве точек (68а, 68b, 68с) приложения усилий, распределенных по ее окружности, причем с каждой из точек (68а, 68b, 68с) приложения усилий связана по меньшей мере одна соединительная тяга (62), которая на виде спереди вдоль продольной оси (5) турбореактивного двигателя расположена тангенциально по отношению к центральному корпусу (16) и содержит внутренний конец (62а), соединенный с этим центральным корпусом, и наружный конец (62b), соединенный с указанной кольцевой конструкцией (60) так, что через него проходит воображаемая радиальная плоскость (66а, 66b, 66с), проходящая через продольную ось (5) турбореактивного двигателя, а также через указанную точку (68а, 68b, 68с) приложения усилий.
9. Летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну силовую установку (1) по любому из пп.1-8, установленную на крыле или на задней части фюзеляжа этого летательного аппарата.
RU2010139658/11A 2008-02-28 2009-02-27 Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора RU2487057C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0851280A FR2928136B1 (fr) 2008-02-28 2008-02-28 Ensemble moteur pour aeronef comprenant des attaches moteur deportees vers le bas sur le carter de soufflante.
FR0851280 2008-02-28
PCT/FR2009/050320 WO2009112777A2 (fr) 2008-02-28 2009-02-27 Ensemble moteur pour aeronef comprenant des attaches moteur deportees vers le bas sur le carter de soufflante

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010139658A true RU2010139658A (ru) 2012-04-10
RU2487057C2 RU2487057C2 (ru) 2013-07-10

Family

ID=39810198

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010139658/11A RU2487057C2 (ru) 2008-02-28 2009-02-27 Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9032740B2 (ru)
EP (1) EP2244944B1 (ru)
JP (1) JP2011513112A (ru)
CN (1) CN101945808B (ru)
BR (1) BRPI0908079A2 (ru)
CA (1) CA2715738C (ru)
FR (1) FR2928136B1 (ru)
RU (1) RU2487057C2 (ru)
WO (1) WO2009112777A2 (ru)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2928180B1 (fr) * 2008-02-28 2010-04-02 Airbus France Ensemble moteur pour aeronef comprenant une structure annulaire de transfert d'efforts entourant le carter central d'un turboreacteur.
FR2963390B1 (fr) * 2010-07-30 2012-08-31 Snecma Turboreacteur lateral perfectionne pour limiter ses deformations
FR2969700B1 (fr) * 2010-12-23 2015-05-15 Snecma Systeme propulsif pour aeronef
FR2975131B1 (fr) * 2011-05-09 2015-12-25 Snecma Suspension du canal de flux froid d'un turboreacteur par des biellettes et des chapes radiales sur le carter d'echappement
FR2981686B1 (fr) * 2011-10-21 2016-05-20 Snecma Turbomachine comprenant un recepteur a helices contrarotatives supporte par une enveloppe structurale fixee au carter intermediaire
WO2015010315A1 (en) 2013-07-26 2015-01-29 Mra Systems, Inc. Aircraft engine pylon
US11421627B2 (en) 2017-02-22 2022-08-23 General Electric Company Aircraft and direct drive engine under wing installation
US10654577B2 (en) 2017-02-22 2020-05-19 General Electric Company Rainbow flowpath low pressure turbine rotor assembly
US10414509B2 (en) * 2017-02-23 2019-09-17 United Technologies Corporation Propulsor mounting for advanced body aircraft
DE102017124043A1 (de) 2017-10-16 2019-04-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strahltriebwerk mit einer Anbindungsvorrichtung
GB2580980A (en) * 2019-02-04 2020-08-05 Airbus Operations Ltd Interfaces between components
FR3093704B1 (fr) * 2019-03-11 2021-06-11 Airbus Operations Sas Attache moteur arrière d’un ensemble propulsif d’aéronef
CN110704940B (zh) * 2019-08-30 2023-08-18 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 飞机发动机安装交点位置偏差处理方法及发动机推力销
CN110745250B (zh) * 2019-11-22 2023-04-18 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种航空发动机点火附件装配式安装结构及安装方法
CN112572825B (zh) * 2020-11-27 2022-12-13 北京星航机电装备有限公司 一种飞行器尾舱及其装配方法
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11674414B2 (en) * 2021-03-19 2023-06-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine and mount assembly therefor
US11674415B2 (en) 2021-08-20 2023-06-13 Raytheon Technologies Corporation Front section stiffness ratio
US11555420B1 (en) 2021-08-20 2023-01-17 Raytheon Technologies Corporation Frame connection between fan case and core housing in a gas turbine engine
US11708772B2 (en) 2021-11-12 2023-07-25 Raytheon Technologies Corporation Triangular-frame connection between fan case and core housing in a gas turbine engine
US11686220B2 (en) 2021-11-12 2023-06-27 Raytheon Technologies Corporation H-frame connection between fan case and core housing in a gas turbine engine
US11608796B1 (en) 2021-11-12 2023-03-21 Raytheon Technologies Corporation Radial strut frame connection between fan case and core housing in a gas turbine engine

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2753140A (en) * 1951-07-28 1956-07-03 United Aircraft Corp Engine mount
US2949268A (en) * 1956-07-30 1960-08-16 Snecma Aircraft jet propulsion unit mount
US3398535A (en) * 1966-05-25 1968-08-27 Gen Electric Engine supporting structure
GB1516980A (en) * 1974-12-24 1978-07-05 Rolls Royce Mounting ducted fan gas turbine engines on aircraft
US4266741A (en) * 1978-05-22 1981-05-12 The Boeing Company Mounting apparatus for fan jet engine having mixed flow nozzle installation
RU1133819C (ru) * 1982-12-15 2000-11-27
FR2677953B1 (fr) * 1991-06-19 1993-09-10 Snecma Structure de suspension arriere d'un turboreacteur.
US5226288A (en) * 1991-06-21 1993-07-13 Rohr, Inc. Torque link fan jet engine support for reducing engine bending
US5319922A (en) * 1992-12-04 1994-06-14 General Electric Company Aircraft gas turbine engine backbone deflection control
GB2275308B (en) * 1993-02-20 1997-02-26 Rolls Royce Plc A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure
US5452575A (en) * 1993-09-07 1995-09-26 General Electric Company Aircraft gas turbine engine thrust mount
GB9602130D0 (en) * 1996-02-02 1996-04-03 Rolls Royce Plc Improved method of combining ducted fan gas turbine engine modules and aircraft structure
JPH09324699A (ja) * 1996-06-05 1997-12-16 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービンのフレーム構造
FR2873986B1 (fr) * 2004-08-04 2007-12-21 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef
FR2873985B1 (fr) * 2004-08-04 2006-11-24 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef
FR2873987B1 (fr) * 2004-08-05 2006-11-24 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef
FR2883839B1 (fr) * 2005-03-29 2007-06-29 Snecma Moteurs Sa Suspension arriere de turboreacteur
FR2885877B1 (fr) * 2005-05-23 2008-12-12 Airbus France Sas Mat d'accrochage de turboreacteur pour aeronef
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
FR2891243B1 (fr) 2005-09-26 2009-04-03 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
FR2891245B1 (fr) 2005-09-26 2007-10-26 Airbus France Sas Procede de montage d'un moteur d'aeronef sur une structure rigide d'un mat d'accrochage du moteur
FR2891244B1 (fr) 2005-09-26 2009-04-03 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
FR2891250B1 (fr) 2005-09-28 2007-10-26 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur
FR2891248B1 (fr) 2005-09-28 2009-05-01 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur
FR2891251B1 (fr) 2005-09-28 2009-04-03 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
FR2891526B1 (fr) * 2005-10-03 2007-11-02 Airbus France Sas Mat d'accrochage de turboreacteur pour aeronef
FR2900907B1 (fr) * 2006-05-09 2008-12-19 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef a nacelle et mat integres

Also Published As

Publication number Publication date
FR2928136A1 (fr) 2009-09-04
US9032740B2 (en) 2015-05-19
WO2009112777A3 (fr) 2009-10-29
WO2009112777A2 (fr) 2009-09-17
JP2011513112A (ja) 2011-04-28
CA2715738A1 (fr) 2009-09-17
CA2715738C (fr) 2015-11-24
CN101945808B (zh) 2013-09-18
FR2928136B1 (fr) 2010-04-02
EP2244944B1 (fr) 2019-01-09
RU2487057C2 (ru) 2013-07-10
CN101945808A (zh) 2011-01-12
US20110197595A1 (en) 2011-08-18
EP2244944A2 (fr) 2010-11-03
BRPI0908079A2 (pt) 2015-08-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010139658A (ru) Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
RU2010139650A (ru) Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
RU2010139660A (ru) Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбоактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
EP1866203B1 (en) Aircraft auxiliary power unit suspension system for isolating an aircraft auxiliary power unit
RU2007107928A (ru) Узел двигателя для летательного аппарата
RU2007107930A (ru) Пилон крепления газотурбинного двигателя для летательного аппарата
RU2010104448A (ru) Конструкция для установки двигателя на самолете с присоединенной в четырех точках траверсой
RU2009104319A (ru) Опора двигателя летательного аппарата, содержащая две тяги с поперечным соединительным элементом
RU2008146137A (ru) Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата
RU2618142C2 (ru) Подвеска канала холодного потока турбореактивного двигателя на выпускном корпусе при помощи тяг и радиальных вилок
RU2008148085A (ru) Узел подвески турбореактивного двигателя к летательному аппарату
RU2014117397A (ru) Силовая установка летательного аппарата
CN202686767U (zh) 机载光电吊舱安装装置
SE0802507A1 (sv) Stag för upphängning av skärm
CN203285565U (zh) 一种抗冲击固冲发动机壳体连接支耳结构
CN207772860U (zh) 动力总成悬置、动力总成系统及车辆
CN109249793B (zh) 一种减振结构及蓄电池箱体安装结构
CN105015315B (zh) 一种发动机悬置系统
GB2527709B (en) Structure for suspending a twin prop-fan engine from a structural element of an aircraft
RU2013121274A (ru) Узел крепления подвесных тяг, на которых подвешена силовая установка летательного аппарата
CN105730211A (zh) 一种悬置装置
CN107021217A (zh) 一种药箱起落架式植保无人机
CN109050227B (zh) 用于车辆的悬置组件
CN113815558B (zh) 一种方向盘减震器
CN104875883A (zh) 多旋翼飞行器的减震装置

Legal Events

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

Effective date: 20180228