RU2012151437A - Аэродинамический элемент для гондолы летательного аппарата - Google Patents
Аэродинамический элемент для гондолы летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2012151437A RU2012151437A RU2012151437/11A RU2012151437A RU2012151437A RU 2012151437 A RU2012151437 A RU 2012151437A RU 2012151437/11 A RU2012151437/11 A RU 2012151437/11A RU 2012151437 A RU2012151437 A RU 2012151437A RU 2012151437 A RU2012151437 A RU 2012151437A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- element according
- nacelle
- casing
- end plate
- edge
- Prior art date
Links
Classifications
-
- 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
-
- 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
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
Abstract
1. Аэродинамический элемент (15) для гондолы летательного аппарата, каковая гондола (1) содержит, во-первых, неподвижный кожух (9) и, во-вторых, кромку (8) воздухозаборника, выполненную с возможностью осевого перемещения относительно кожуха (9), причем указанный элемент (15) является гибким, имеет в целом, по существу, цилиндрическую форму и состоит из:- переднего участка (16), прикрепляемого к внутренней стенке (18) кромки (8) воздухозаборника гондолы (1);- и заднего участка (20), предназначенного для опоры в радиальном направлении на внутреннюю поверхность (31) кожуха (9), отличающийся тем, что задний участок (20) элемента (15) снабжен кольцевым буртиком (24), выступающим наружу от элемента (15), и торцевой пластиной (25), которая в направлении ее свободного конца в состоянии покоя отклонена наружу от элемента (15).2. Элемент по п.1, отличающийся тем, что толщина торцевой пластины (25) меньше толщины остальных частей элемента (15).3. Элемент по п.1 или 2, отличающийся тем, что торцевая пластина (25) является, по существу, плоской.4. Элемент по п.1 или 2, отличающийся тем, что торцевая пластина (25) является изогнутой с вогнутостью, обращенной наружу.5. Элемент по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что он снабжен средствами (37, 38) выравнивания давления на внутренней и наружной сторонах элемента (15).6. Элемент по п.5, отличающийся тем, что указанные средства выравнивания давления представляют собой радиально сквозные отверстия (38), выполненные в элементе (15).7. Элемент по п.5, отличающийся тем, что указанные средства выравнивания давления представляют собой осевые проходы (37), выполненные в кольцевом буртике (24).8. Элемент по любому из пп.1, 2, 6 или 7, отличающийся тем, что ко
Claims (14)
1. Аэродинамический элемент (15) для гондолы летательного аппарата, каковая гондола (1) содержит, во-первых, неподвижный кожух (9) и, во-вторых, кромку (8) воздухозаборника, выполненную с возможностью осевого перемещения относительно кожуха (9), причем указанный элемент (15) является гибким, имеет в целом, по существу, цилиндрическую форму и состоит из:
- переднего участка (16), прикрепляемого к внутренней стенке (18) кромки (8) воздухозаборника гондолы (1);
- и заднего участка (20), предназначенного для опоры в радиальном направлении на внутреннюю поверхность (31) кожуха (9), отличающийся тем, что задний участок (20) элемента (15) снабжен кольцевым буртиком (24), выступающим наружу от элемента (15), и торцевой пластиной (25), которая в направлении ее свободного конца в состоянии покоя отклонена наружу от элемента (15).
2. Элемент по п.1, отличающийся тем, что толщина торцевой пластины (25) меньше толщины остальных частей элемента (15).
3. Элемент по п.1 или 2, отличающийся тем, что торцевая пластина (25) является, по существу, плоской.
4. Элемент по п.1 или 2, отличающийся тем, что торцевая пластина (25) является изогнутой с вогнутостью, обращенной наружу.
5. Элемент по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что он снабжен средствами (37, 38) выравнивания давления на внутренней и наружной сторонах элемента (15).
6. Элемент по п.5, отличающийся тем, что указанные средства выравнивания давления представляют собой радиально сквозные отверстия (38), выполненные в элементе (15).
7. Элемент по п.5, отличающийся тем, что указанные средства выравнивания давления представляют собой осевые проходы (37), выполненные в кольцевом буртике (24).
8. Элемент по любому из пп.1, 2, 6 или 7, отличающийся тем, что кольцевой буртик (24) выполнен, по существу, сплошным.
9. Элемент по любому из пп.1, 2, 6 или 7, отличающийся тем, что он выполнен из композитного материала, по периферии которого может быть выполнена по меньшей мере одна сплошная армирующая рамка.
10. Элемент по любому из пп.1, 2, 6 или 7, отличающийся тем, что в элементе (15) выполнены осевые прорези (35, 39), выходящие к его заднему концу, которые заполнены эластомерным материалом.
11. Элемент по любому из пп.1, 2, 6 или 7, отличающийся тем, что элемент (15) выполнен из гибкого материала.
12. Элемент по любому из пп.1, 2, 6 или 7, отличающийся тем, что он выполнен по меньшей мере, из двух, по существу, одинаковых согнутых полос (32), скрепленных впритык друг к другу вдоль осевых линий с образованием в целом, по существу, цилиндрической формы.
13. Элемент по любому из пп.1, 2, 6 или 7, отличающийся тем, что он имеет промежуточный участок (19), находящийся между передним участком (16) и задним участком (20), причем толщина переднего участка (16) больше толщины промежуточного участка (19).
14. Гондола летательного аппарата, содержащая, во-первых, неподвижный кожух (9) и, во-вторых, кромку (8) воздухозаборника, выполненную с возможностью осевого перемещения относительно кожуха (9) из рабочего заднего положения в переднее положение техобслуживания, отличающаяся тем, что она снабжена аэродинамическим элементом (15) по любому из предшествующих пунктов, причем гондола (1) выполнена таким образом, что, когда кромка (8) находится в заднем положении, передний участок (16) элемента (15) закреплен с прижатием к внутренней поверхности (17) внутренней стенки (18) кромки (8) воздухозаборника гондолы (1) и помещен в углубление (26), образованное отстоящей в осевом направлении внутрь ступенькой, а задний участок (20) элемента (15) опирается в радиальном направлении на внутреннюю поверхность (21) кожуха (9), причем кольцевой буртик (24) помещен в углубление (27), образованное отстоящей в осевом направлении внутрь ступенькой.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1053855 | 2010-05-19 | ||
FR1053855A FR2960216B1 (fr) | 2010-05-19 | 2010-05-19 | Element d'aerodynamisme pour une nacelle d'aeronef |
PCT/FR2011/051043 WO2011144836A2 (fr) | 2010-05-19 | 2011-05-09 | Element d'aerodynamisme pour une nacelle d'aeronef |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012151437A true RU2012151437A (ru) | 2014-06-27 |
RU2571981C2 RU2571981C2 (ru) | 2015-12-27 |
Family
ID=43221857
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012151437/11A RU2571981C2 (ru) | 2010-05-19 | 2011-05-09 | Аэродинамический элемент для гондолы летательного аппарата |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8939713B2 (ru) |
EP (1) | EP2571765A2 (ru) |
CN (1) | CN103003151A (ru) |
BR (1) | BR112012028905A2 (ru) |
CA (1) | CA2798482A1 (ru) |
FR (1) | FR2960216B1 (ru) |
RU (1) | RU2571981C2 (ru) |
WO (1) | WO2011144836A2 (ru) |
Families Citing this family (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2920146B1 (fr) * | 2007-08-20 | 2009-10-30 | Aircelle Sa | Nacelle a section de sortie adaptable |
FR2982588B1 (fr) * | 2011-11-10 | 2013-11-22 | Aircelle Sa | Panneau composite a ecope de prelevement integree |
DE102014223548A1 (de) * | 2014-11-18 | 2016-05-19 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Vollintegriertes Luftleitelement |
US10077669B2 (en) | 2014-11-26 | 2018-09-18 | United Technologies Corporation | Non-metallic engine case inlet compression seal for a gas turbine engine |
US10294862B2 (en) | 2015-11-23 | 2019-05-21 | Rolls-Royce Corporation | Turbine engine flow path |
FR3057544A1 (fr) * | 2016-10-13 | 2018-04-20 | Airbus Operations | Nacelle d'aeronef comprenant une liaison entre une entree d'air et une motorisation |
US11325717B2 (en) | 2016-10-13 | 2022-05-10 | Airbus Operations Sas | Aircraft nacelle including a link between a conduit of an air inlet and a conduit of an engine |
FR3060650B1 (fr) * | 2016-12-20 | 2019-05-31 | Airbus Operations | Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef |
FR3075761A1 (fr) * | 2017-12-21 | 2019-06-28 | Airbus Operations | Partie anterieure de nacelle d'un ensemble propulsif comportant un cadre de rigidification incline |
FR3115223B1 (fr) * | 2020-10-21 | 2023-05-12 | Safran Nacelles | Fabrication d’une lèvre d’entrée d’air ou d’un secteur annulaire de lèvre d’entrée d’air intégrant des ouvertures à bord rentré |
CN112628198B (zh) * | 2020-12-23 | 2022-09-06 | 沈阳理工大学 | 一种安装边防外翻的航空发动机多级盘及其使用方法 |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1751550C3 (de) * | 1968-06-18 | 1975-04-17 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Dichtung zwischen dem Einlauf eines Strahltriebwerkes und einem zellenfesten Aufnahmering des Einlaufgehäuses |
US4022948A (en) * | 1974-12-23 | 1977-05-10 | United Technologies Corporation | Resiliently coated metallic finger seals |
GB9301457D0 (en) * | 1993-01-26 | 1993-03-17 | Short Brothers Plc | An aircraft propulsuve power unit |
FR2787509B1 (fr) * | 1998-12-21 | 2001-03-30 | Aerospatiale | Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef |
FR2789144A1 (fr) * | 1999-02-03 | 2000-08-04 | Joint Francais | Joint pour panneaux et aeronef comportant un tel joint |
FR2827029B1 (fr) * | 2001-07-06 | 2003-10-17 | Airbus France | Aeronef a carenage ventral et joint pour un tel aeronef |
GB2385382B (en) * | 2002-02-13 | 2006-02-15 | Rolls Royce Plc | A cowl structure for a gas turbine engine |
ES2277716B1 (es) * | 2004-12-31 | 2008-05-16 | Airbus España, S.L. | Tapa reforzada para ranuras en un contorno aerodinamico. |
EP1686056B1 (en) * | 2004-12-31 | 2011-07-27 | Airbus Operations S.L. | Reinforced cover for openings in an aerodynamic contour |
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 |
FR2924408B1 (fr) * | 2007-12-03 | 2010-05-07 | Airbus France | Nacelle de turboreacteur et procede de controle du decollement dans une nacelle de turboreacteur |
IT1390909B1 (it) * | 2008-07-16 | 2011-10-19 | Alenia Aeronautica Spa | Elemento strutturale a rigidezza calcolata, con caratteristiche di assorbimento di spostamenti e copertura interstizi |
-
2010
- 2010-05-19 FR FR1053855A patent/FR2960216B1/fr active Active
-
2011
- 2011-05-09 RU RU2012151437/11A patent/RU2571981C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2011-05-09 CN CN2011800246256A patent/CN103003151A/zh active Pending
- 2011-05-09 BR BR112012028905A patent/BR112012028905A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2011-05-09 WO PCT/FR2011/051043 patent/WO2011144836A2/fr active Application Filing
- 2011-05-09 EP EP11725142A patent/EP2571765A2/fr not_active Withdrawn
- 2011-05-09 CA CA2798482A patent/CA2798482A1/fr not_active Abandoned
-
2012
- 2012-11-19 US US13/681,219 patent/US8939713B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2571765A2 (fr) | 2013-03-27 |
FR2960216B1 (fr) | 2013-02-15 |
US8939713B2 (en) | 2015-01-27 |
WO2011144836A3 (fr) | 2012-01-05 |
US20130266448A1 (en) | 2013-10-10 |
BR112012028905A2 (pt) | 2016-07-26 |
FR2960216A1 (fr) | 2011-11-25 |
CA2798482A1 (fr) | 2011-11-24 |
WO2011144836A2 (fr) | 2011-11-24 |
CN103003151A (zh) | 2013-03-27 |
RU2571981C2 (ru) | 2015-12-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2012151437A (ru) | Аэродинамический элемент для гондолы летательного аппарата | |
EP2713014A3 (en) | Annulus filler for axial flow machine | |
EP2546574A3 (en) | Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly | |
ES2659720T3 (es) | Fabricación de pala de generador de turbina eólica que tiene un larguero | |
JP2010036889A5 (ru) | ||
CA2683382C (en) | Bearing support structure for turbine | |
EP2562086A3 (en) | Nacelle assembly having integrated afterbody mount case | |
EP2505786A3 (en) | Continuous ring composite turbine shroud | |
GB2523953A (en) | Combination flow divider and bearing support | |
MX336140B (es) | Sistema de filtro de fluido. | |
EP2612998A3 (en) | Stator Vane Integrated Attachment Liner and Spring Damper | |
CA2672323A1 (en) | Mid turbine frame system for gas turbine engine | |
WO2010085541A3 (en) | Structural attachment system for transition duct outlet | |
CA2672096A1 (en) | Fabricated itd-strut and vane ring for gas turbine engine | |
EP2148047A3 (en) | Mid-turbine frame | |
RU2013144741A (ru) | Крепежная конструкция направляющих лопастей и вентилятор | |
CA2729528A1 (en) | Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud | |
WO2012146722A3 (en) | Rotational support of a wind turbine blade | |
EP2392478A3 (en) | Wheel hub assembly | |
EP1626188A3 (en) | Bearing assembly for a gas turbine engine with resilient support | |
ATE537371T1 (de) | Flanschbuchse | |
RU2008149987A (ru) | Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы | |
EP2372098A3 (en) | Annulus filler assembly for a rotor of a turbomachine | |
EP2535528A3 (en) | Turbofan engine bearing support | |
WO2014007881A3 (en) | Gas turbine engine geared architecture axial retention arrangement |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160510 |