RU2012138446A - Соединение между выхлопным корпусом и структурным кольцом трубопровода вентилятора турбореактивного двигателя - Google Patents

Соединение между выхлопным корпусом и структурным кольцом трубопровода вентилятора турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2012138446A
RU2012138446A RU2012138446/06A RU2012138446A RU2012138446A RU 2012138446 A RU2012138446 A RU 2012138446A RU 2012138446/06 A RU2012138446/06 A RU 2012138446/06A RU 2012138446 A RU2012138446 A RU 2012138446A RU 2012138446 A RU2012138446 A RU 2012138446A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rods
bracket
assembly according
rod
brackets
Prior art date
Application number
RU2012138446/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2565129C2 (ru
Inventor
Франсуа Робер БЕЛЛАБАЛЬ
Гилем СЭЗ
Тома Ален Кристиан ВЕНСАН
Original Assignee
СНЕКМА Сосьете аноним
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 Сосьете аноним filed Critical СНЕКМА Сосьете аноним
Publication of RU2012138446A publication Critical patent/RU2012138446A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2565129C2 publication Critical patent/RU2565129C2/ru

Links

Classifications

    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Mutual Connection Of Rods And Tubes (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)

Abstract

1. Узел, содержащий внешнее кольцо (23) выхлопного корпуса, структурное кольцо (21) внешнего трубопровода канала вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя (10), концентричного относительно внешнего кольца (23) выхлопного корпуса, и, по меньшей мере, первый и второй кронштейны (240) или соединительные тяги (40, 140), образующие гиперстатическое соединение, являясь закрепленными одним концом на внешнем кольце (23) выхлопного корпуса, и другим концом к упомянутому структурному кольцу (21), отличающийся тем, что соединение, образованное первым кронштейном (240 А-D) или соединительной тягой (40 A-D, 140 A-D), выполнено с возможностью разрыва за пределом определенной нагрузки, а второй кронштейн (240 Е-F) или тяга (40 Е-F, 140E-F) выполнен с возможностью формирования пути передачи усилий между упомянутыми кольцами (21, 23), когда упомянутое соединение разрывается.2. Узел по предыдущему пункту, в которой структурное кольцо содержит средство (27) подвески турбореактивного двигателя к конструкции летательного аппарата, при этом второй кронштейн (240 Е-F) или тяга (40 E-F, 140 E-F) расположены ближе к упомянутому средству подвески, чем первый кронштейн или тяга.3. Узел по п.1, в котором размеры первого кронштейна или тяги (40 A-D, 140 A-B) рассчитаны для деформации под действием сжатия, когда он подвергается определенной нагрузке.4. Узел по одному из предыдущих пунктов, содержащий, по меньшей мере, первый и второй из упомянутых кронштейнов (240), при этом упомянутые кронштейны расположены радиально относительно оси колец.5. Узел по п.1, содержащий первую и вторую из упомянутых тяг, крепления которых выполнены в виде скоб и пальцев, при этом первая тяга содержит, по меньш

Claims (10)

1. Узел, содержащий внешнее кольцо (23) выхлопного корпуса, структурное кольцо (21) внешнего трубопровода канала вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя (10), концентричного относительно внешнего кольца (23) выхлопного корпуса, и, по меньшей мере, первый и второй кронштейны (240) или соединительные тяги (40, 140), образующие гиперстатическое соединение, являясь закрепленными одним концом на внешнем кольце (23) выхлопного корпуса, и другим концом к упомянутому структурному кольцу (21), отличающийся тем, что соединение, образованное первым кронштейном (240 А-D) или соединительной тягой (40 A-D, 140 A-D), выполнено с возможностью разрыва за пределом определенной нагрузки, а второй кронштейн (240 Е-F) или тяга (40 Е-F, 140E-F) выполнен с возможностью формирования пути передачи усилий между упомянутыми кольцами (21, 23), когда упомянутое соединение разрывается.
2. Узел по предыдущему пункту, в которой структурное кольцо содержит средство (27) подвески турбореактивного двигателя к конструкции летательного аппарата, при этом второй кронштейн (240 Е-F) или тяга (40 E-F, 140 E-F) расположены ближе к упомянутому средству подвески, чем первый кронштейн или тяга.
3. Узел по п.1, в котором размеры первого кронштейна или тяги (40 A-D, 140 A-B) рассчитаны для деформации под действием сжатия, когда он подвергается определенной нагрузке.
4. Узел по одному из предыдущих пунктов, содержащий, по меньшей мере, первый и второй из упомянутых кронштейнов (240), при этом упомянутые кронштейны расположены радиально относительно оси колец.
5. Узел по п.1, содержащий первую и вторую из упомянутых тяг, крепления которых выполнены в виде скоб и пальцев, при этом первая тяга содержит, по меньшей мере, одно крепление (140 CD), которое разрывается, когда оно подвергается упомянутой определенной нагрузке.
6. Узел по предыдущему пункту, содержащий, по меньшей мере, две пары тяг, наклонных относительно радиального направления, в частности, по касательной относительно кольца выхлопного корпуса, по меньшей мере, с парой упомянутых первых тяг (40A-D; 140A-D), и, по меньшей мере, с парой упомянутых вторых тяг (40 E-F; 140 E-F).
7. Узел по предыдущему пункту, содержащий три пары тяг, при этом две пары образуют упомянутые первые тяги, и одна пара образует упомянутые вторые тяги.
8. Узел по предыдущему пункту, в котором одна пара упомянутых первых тяг содержит плавкий палец (50) крепления к кольцу, способный разорваться, когда он подвергается определенной нагрузке, при этом палец второй пары тяг установлен со средством предотвращения неверного соединения.
9. Узел по предыдущему пункту, в котором средство предотвращения неверного соединения образовано разностью диаметров (D1, D2) головок (50А, 51А) упомянутых плавкого пальца (50) и пальца (51) крепления второй пары тяг, и диаметром прохода головки пальца крепления второй пары тяг.
10. Двухконтурный турбореактивный двигатель с передним вентилятором и трубопроводом вторичного потока, простирающимся ниже по потоку от вентилятора до, по меньшей мере, плоскости выхлопного корпуса, содержащего узел по одному из предыдущих пунктов.
RU2012138446/06A 2010-02-10 2011-02-09 Узел двухконтурного турбореактивного двигателя и двухконтурный турбореактивный двигатель RU2565129C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1050949A FR2956164B1 (fr) 2010-02-10 2010-02-10 Liaison entre le carter d'echappement et un anneau structural de conduit de soufflante d'un turboreacteur
FR1050949 2010-02-10
PCT/FR2011/050276 WO2011098728A1 (fr) 2010-02-10 2011-02-09 Liaison entre le carter d'echappement et un anneau structural de conduit de soufflante d'un turboreacteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012138446A true RU2012138446A (ru) 2014-03-20
RU2565129C2 RU2565129C2 (ru) 2015-10-20

Family

ID=42358517

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012138446/06A RU2565129C2 (ru) 2010-02-10 2011-02-09 Узел двухконтурного турбореактивного двигателя и двухконтурный турбореактивный двигатель

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9121347B2 (ru)
EP (1) EP2534350B1 (ru)
CN (1) CN102753801A (ru)
BR (1) BR112012019893A2 (ru)
CA (1) CA2788929A1 (ru)
FR (1) FR2956164B1 (ru)
RU (1) RU2565129C2 (ru)
WO (1) WO2011098728A1 (ru)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2964415B1 (fr) 2010-09-08 2015-11-13 Snecma Treillis hyperstatique de suspension de moteur
FR3008136B1 (fr) * 2013-07-04 2017-12-15 Snecma Suspension d’une structure dans un turboreacteur par un treillis hyperstatique avec des elements de liaison mis en pre-tension et procede de mise en pre-tension associe.
GB201322077D0 (en) * 2013-12-13 2014-01-29 Rolls Royce Plc Engine mount
US9784129B2 (en) * 2014-08-01 2017-10-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Rear mount assembly for gas turbine engine
GB201418396D0 (en) * 2014-10-17 2014-12-03 Rolls Royce Plc Gas turbine engine support structures
US10654577B2 (en) 2017-02-22 2020-05-19 General Electric Company Rainbow flowpath low pressure turbine rotor assembly
US11421627B2 (en) 2017-02-22 2022-08-23 General Electric Company Aircraft and direct drive engine under wing installation
US10837320B2 (en) * 2018-09-25 2020-11-17 Honeywell International Inc. Frangible strut for gas turbine engine
RU2729312C1 (ru) * 2019-07-26 2020-08-05 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Двухконтурный двигатель
USD885438S1 (en) * 2019-10-05 2020-05-26 Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. Engine
US11002225B1 (en) 2020-01-29 2021-05-11 Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. Air-breathing rocket engine
US10961952B1 (en) 2020-01-29 2021-03-30 Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. Air-breathing rocket engine
US11174817B2 (en) 2020-01-29 2021-11-16 Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. Air-Breathing rocket engine
US11220979B1 (en) 2020-11-10 2022-01-11 Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. Liquid-cooled air-breathing rocket engine
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
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

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU242605A1 (ru) * 1966-02-22 1983-01-30 пии ЗТП Задн опора газотурбинной установки
US5921500A (en) * 1997-10-08 1999-07-13 General Electric Company Integrated failsafe engine mount
US7150070B2 (en) * 2001-06-04 2006-12-19 Donakowski William J Hubless caster
JP2003106253A (ja) * 2001-09-27 2003-04-09 Toyota Industries Corp 圧縮機
US6669393B2 (en) * 2001-10-10 2003-12-30 General Electric Co. Connector assembly for gas turbine engines
CN2592744Y (zh) * 2003-01-03 2003-12-17 珠海市晶艺玻璃工程有限公司 拉索过载保护装置
UA62518C2 (en) * 2003-04-07 2005-09-15 Academician O H Ivchenko State Rear belt of suspension of gas turbine bypass engine
US7093996B2 (en) * 2003-04-30 2006-08-22 General Electric Company Methods and apparatus for mounting a gas turbine engine
US7370467B2 (en) 2003-07-29 2008-05-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan case and method of making
EP1649145B1 (en) * 2003-07-29 2008-05-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan casing, turbofan engine and corresponding method
GB0328671D0 (en) * 2003-12-11 2004-01-14 Rolls Royce Plc Aircraft engine mounting
GB0607991D0 (en) * 2006-04-22 2006-05-31 Rolls Royce Plc Aeroengine mounting
FR2917458B1 (fr) * 2007-06-13 2009-09-25 Snecma Sa Moyeu de carter d'echappement comportant des nervures de repartition de contraintes
FR2919347B1 (fr) * 2007-07-26 2009-11-20 Snecma Enveloppe externe de conduite de soufflante dans une turbomachine.
CN101150715A (zh) * 2007-10-29 2008-03-26 深圳华为通信技术有限公司 电视节目搜索方法和装置以及数字电视终端
FR2933130B1 (fr) 2008-06-25 2012-02-24 Snecma Carter structural pour turbomachine
CN102076525A (zh) * 2008-07-02 2011-05-25 美国埃隆国际有限公司 具有可延伸梁的无轮货物承载器
DE112009001915T5 (de) * 2008-08-04 2011-07-14 Mold-Masters (2007) Limited, Ontario Bruchempfindliche mechanische Verbindung zwischen Spritzgieß-Ventilnadelplatte und Ventilnadel
FR2940359B1 (fr) * 2008-12-18 2014-11-28 Snecma Carter d'echappement pour turbomachine, comportant une ferrure d'accrochage dissociee de la virole exterieure.
CN101446070A (zh) * 2008-12-30 2009-06-03 陈宜言 用于桥梁拉索的破损安全方法
US8313293B2 (en) * 2009-05-15 2012-11-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan mounting system

Also Published As

Publication number Publication date
FR2956164B1 (fr) 2012-02-24
CN102753801A (zh) 2012-10-24
FR2956164A1 (fr) 2011-08-12
WO2011098728A1 (fr) 2011-08-18
US9121347B2 (en) 2015-09-01
BR112012019893A2 (pt) 2016-05-03
CA2788929A1 (fr) 2011-08-12
US20130014515A1 (en) 2013-01-17
EP2534350B1 (fr) 2016-02-03
RU2565129C2 (ru) 2015-10-20
EP2534350A1 (fr) 2012-12-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2012138446A (ru) Соединение между выхлопным корпусом и структурным кольцом трубопровода вентилятора турбореактивного двигателя
CA2713316C (en) Turbine section architecture for gas turbine engine
US10815825B2 (en) Post FBO windmilling bumper
US9777596B2 (en) Double frangible bearing support
CN107061017B (zh) 燃气涡轮发动机的具有形状记忆合金构件的转子支撑系统
US8028802B2 (en) Method and system for damped acoustic panels
CN203097955U (zh) 一种燃气涡轮发动机的引气组件
US9291070B2 (en) Gas turbine rotor containment
WO2011012822A3 (fr) Ensemble moteur pour aeronef dont le mat d'accrochage comprend une enveloppe structurale formant delimitation radiale interne du flux secondaire
RU2008103001A (ru) Устройство соединения двух узлов статора газотурбинного двигателя, сборка для газотурбинного двигателя, модуль газотурбинного двигателя, содержащий такую сборку, и газотурбинный двигатель, содержащий такой модуль
GB2434836A (en) A mounting system for use in mounting a gas turbine engine
JP2014181701A5 (ru)
CN102650237B (zh) 连接组件
EP1995415B1 (en) Gas turbine exhaust duct installation
US8967978B2 (en) Axial retention for fasteners in fan joint
CN102667072A (zh) 包括使中央机壳固定的结构性装置的用于飞机的双流涡轮机
JP5996657B2 (ja) ガスタービン装置
CN105715383A (zh) 涡轮发动机组件及制造其的方法
US10280791B2 (en) Tuned mass damper for tubes
GB2520395A (en) Device for suspending a casing, a turbine engine and a propulsion assembly
US20130202442A1 (en) Fan and boost joint
JP6216395B2 (ja) ねじり共振周波数調節装置
CA2601288C (en) Turbine exhaust case cowling for a gas turbine engine
CN104019317A (zh) 双向无推力直埋型补偿器
RU2656514C2 (ru) Газотурбинный двигатель, содержащий композитную деталь и металлическую деталь, связанные устройством упругого крепления

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner