RU2014112355A - Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата - Google Patents

Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2014112355A
RU2014112355A RU2014112355/11A RU2014112355A RU2014112355A RU 2014112355 A RU2014112355 A RU 2014112355A RU 2014112355/11 A RU2014112355/11 A RU 2014112355/11A RU 2014112355 A RU2014112355 A RU 2014112355A RU 2014112355 A RU2014112355 A RU 2014112355A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
side walls
gas turbine
turbine engine
flow
support
Prior art date
Application number
RU2014112355/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2606524C2 (ru
Inventor
Матье ГАЙО
Жан БЕРТЮШИ
Маттье ЛЕЙКО
Original Assignee
Снекма
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 filed Critical Снекма
Publication of RU2014112355A publication Critical patent/RU2014112355A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2606524C2 publication Critical patent/RU2606524C2/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
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • 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
    • 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
    • B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

1. Узел, содержащий газотурбинный двигатель и систему крепления для крепления газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата, в котором:- газотурбинный двигатель (10) является двухконтурным двигателем с кольцевым каналом (15), в котором проходит поток внутреннего контура, который открыт назад вокруг центрального тела (17), и кольцевой канал (13), вдоль которого проходит поток внешнего контура, который открыт назад между первичным кожухом (30) и задним концом вторичного кожуха (32);- система (20) крепления содержит опору (22), по меньшей мере два задних крепежных элемента (26), соединяющих опору с двумя задними точками (18) крепления газотурбинного двигателя, и задний закрывающий элемент (40) опоры, закрывающий задние крепежные элементы, образующий аэродинамический обтекатель и имеющий заднюю часть, которая проходит назад над отверстием канала для прохождения потока внутреннего контура, причем расстояние между задними точками крепления по существу больше, чем ширина опоры на уровне с задними крепежными элементами;- причем узел отличается тем, что задний закрывающий элемент имеет две боковые стенки (42, 44), каждая из которых имеет первую часть (42а, 44а), проходящую вдоль и вблизи опоры, и проходящую назад, и вторую часть (42b, 44b), которая выступает в боковом направлении относительно первой части стенки на ее наружной стороне так, чтобы закрывать задние крепежные элементы; ивторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента имеют по существу форму выпуклостей, и они соединены с первыми частями (42а, 44а) боковых стенок вдоль искривленных соединительных линий (42с, 44с), проходящих между передними точками и задним

Claims (5)

1. Узел, содержащий газотурбинный двигатель и систему крепления для крепления газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата, в котором:
- газотурбинный двигатель (10) является двухконтурным двигателем с кольцевым каналом (15), в котором проходит поток внутреннего контура, который открыт назад вокруг центрального тела (17), и кольцевой канал (13), вдоль которого проходит поток внешнего контура, который открыт назад между первичным кожухом (30) и задним концом вторичного кожуха (32);
- система (20) крепления содержит опору (22), по меньшей мере два задних крепежных элемента (26), соединяющих опору с двумя задними точками (18) крепления газотурбинного двигателя, и задний закрывающий элемент (40) опоры, закрывающий задние крепежные элементы, образующий аэродинамический обтекатель и имеющий заднюю часть, которая проходит назад над отверстием канала для прохождения потока внутреннего контура, причем расстояние между задними точками крепления по существу больше, чем ширина опоры на уровне с задними крепежными элементами;
- причем узел отличается тем, что задний закрывающий элемент имеет две боковые стенки (42, 44), каждая из которых имеет первую часть (42а, 44а), проходящую вдоль и вблизи опоры, и проходящую назад, и вторую часть (42b, 44b), которая выступает в боковом направлении относительно первой части стенки на ее наружной стороне так, чтобы закрывать задние крепежные элементы; и
вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента имеют по существу форму выпуклостей, и они соединены с первыми частями (42а, 44а) боковых стенок вдоль искривленных соединительных линий (42с, 44с), проходящих между передними точками и задними точками, расположенными по существу на одном уровне с внутренними продольными кромками первых частей боковых стенок.
2. Узел по п. 1, отличающийся тем, что вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента (40) соединены с первыми частями (42а, 44а) боковых стенок вдоль искривленных соединительных линий (42с, 44с), проходящих назад до задних точек, расположенных на наружной кромке или вблизи наружной кромки отверстия кольцевого канала (15) для прохождения потока внутреннего контура.
3. Узел по п. 1, отличающийся тем, что вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего обтекателя (40) имеют искривленные профили по существу вогнутой формы, чтобы локально способствовать прохождению потока внутреннего контура по направлению к внутренней стороне и над задней частью заднего закрывающего элемента (40).
4. Узел по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента (40) соединены с первыми частями (42а, 44а) боковых стенок вдоль соединительных линий (42с, 44с) от передних точек, расположенных вблизи первичного кожуха (30), обращенного по существу на заднюю кромку вторичного кожуха (32).
5. Узел по п. 1, отличающийся тем, что вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента (40) занимают менее 2% от канала (13) выброса потока для потока внешнего контура.
RU2014112355A 2011-09-01 2012-08-24 Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата RU2606524C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1157747 2011-09-01
FR1157747A FR2979613B1 (fr) 2011-09-01 2011-09-01 Ensemble forme par un turbomoteur et son systeme d'attache a une structure d'aeronef
PCT/FR2012/051930 WO2013030498A2 (fr) 2011-09-01 2012-08-24 Ensemble forme par un turbomoteur et son systeme d'attache a une structure d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014112355A true RU2014112355A (ru) 2015-10-10
RU2606524C2 RU2606524C2 (ru) 2017-01-10

Family

ID=46829823

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014112355A RU2606524C2 (ru) 2011-09-01 2012-08-24 Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9488106B2 (ru)
EP (1) EP2750973B1 (ru)
CN (1) CN103748011B (ru)
BR (1) BR112014004578B1 (ru)
CA (1) CA2846996C (ru)
FR (1) FR2979613B1 (ru)
RU (1) RU2606524C2 (ru)
WO (1) WO2013030498A2 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3000721B1 (fr) * 2013-01-09 2016-10-14 Airbus Operations Sas Ensemble propulsif d'aeronef comprenant un carenage aerodynamique arriere de mat d'accrochage a parois laterales profilees pour l'injection d'air frais le long d'un plancher de protection thermique
FR3005033B1 (fr) * 2013-04-26 2015-05-15 Snecma Structure de suspension d'un turbopropulseur a double helices non carenees sur un element structurel d'un aeronef
FR3009339B1 (fr) * 2013-07-30 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Turbomachine comprenant un dispositif de refroidissement du pylone
WO2015065563A2 (en) * 2013-08-22 2015-05-07 United Technologies Corporation Connection for a fairing in a mid-turbine frame of a gas turbine engine
US20200283160A1 (en) * 2017-10-19 2020-09-10 Bombardier Inc. Aircraft pylon fairing

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4725019A (en) * 1986-08-11 1988-02-16 The Boeing Company Aircraft engine mount with vertical vibration isolation
US4825648A (en) * 1987-03-02 1989-05-02 General Electric Company Turbofan engine having a split cowl
GB8928038D0 (en) * 1989-12-12 1990-02-14 British Aerospace Aircraft wing pylon extensions for minimised aerodymanic penalties
SU1828026A1 (ru) * 1990-10-02 1996-11-10 Московский машиностроительный завод им.С.В.Ильюшина Система крепления двигателя к летательному аппарату
US5275357A (en) * 1992-01-16 1994-01-04 General Electric Company Aircraft engine mount
RU2104228C1 (ru) * 1993-07-01 1998-02-10 Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд" Устройство для крепления авиационного двигателя к самолету
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
FR2903666B1 (fr) * 2006-07-11 2008-10-10 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un capotage aerodynamique de jonction monte sur deux elements distincts
FR2916424B1 (fr) * 2007-05-23 2009-08-21 Airbus France Sa Mat d'accrochage de moteur pour aeronef comprenant une cale biaise pour la fixation de l'attache moteur avant
FR2916737B1 (fr) * 2007-06-01 2010-05-28 Airbus France Ensemble moteur pour aeronef a nacelle coulissante.
FR2920409B1 (fr) * 2007-08-27 2009-12-18 Airbus France Berceau de support de capot de soufflante monte sur le mat d'accrochage et sur l'entree d'air de la nacelle
FR2926536B1 (fr) * 2008-01-23 2010-07-30 Snecma Accrochage d'un systeme propulsif a un element de structure d'un aeronef
FR2931133B1 (fr) * 2008-05-14 2010-06-18 Airbus France Mat d'accrochage de moteur comprenant des moyens de fixation des longerons et des panneaux agences en dehors de l'espace interieur de caisson
FR2950860B1 (fr) * 2009-10-01 2011-12-09 Airbus Operations Sas Dispositif d'accrochage d'un moteur a un mat d'aeronef
US8876042B2 (en) * 2009-12-21 2014-11-04 General Electric Company Integrated nacelle assembly
GB201011056D0 (en) * 2010-07-01 2010-08-18 Rolls Royce Plc Pylon for attaching a gas turbine engine
FR2978730B1 (fr) * 2011-08-03 2013-09-27 Airbus Operations Sas Berceau d'articulation de capots de soufflante supportes par ces capots en position fermee

Also Published As

Publication number Publication date
WO2013030498A3 (fr) 2013-08-15
CN103748011A (zh) 2014-04-23
RU2606524C2 (ru) 2017-01-10
US9488106B2 (en) 2016-11-08
BR112014004578A2 (pt) 2017-04-04
WO2013030498A2 (fr) 2013-03-07
US20140202169A1 (en) 2014-07-24
EP2750973A2 (fr) 2014-07-09
BR112014004578B1 (pt) 2021-07-13
CN103748011B (zh) 2016-07-06
EP2750973B1 (fr) 2015-08-19
FR2979613A1 (fr) 2013-03-08
FR2979613B1 (fr) 2014-06-13
CA2846996C (fr) 2018-12-11
CA2846996A1 (fr) 2013-03-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014112355A (ru) Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата
RU2011121662A (ru) Самолет с двигателями, частично интегрированными в фюзеляж
RU2007141933A (ru) Воздушное судно с низким уровнем шума, в частности-при взлете и посадке
RU2014139245A (ru) Модуль заднего крыла
FR2902406B1 (fr) Carenage pour mat de suspension d'un turbomoteur a une aile d'aeronef
RU2010117280A (ru) Воздухозаборник для установки выше по потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата и гондола, оборудованная таким воздухозаборником
RU2010131181A (ru) Оптимизированный авиационный люк
ATE534575T1 (de) Frischlufteinlass für ein flugzeug
RU2007135207A (ru) Устройство крепления неподвижной лопатки в кольцевом картере турбины, турбореактивный двигатель, содержащий данное устройство, и способ монтажа лопатки
ATE490917T1 (de) Hintere, untere aerodynamische verkleidung für die befestigungsvorrichtung eines flugzeugmotors
BR112012013483A2 (pt) corpo em forma de aerofólio reforçado
RU2011118077A (ru) Воздухозаборник для гондолы турбореактивного двигателя
RU2010109816A (ru) Система связи между внутренней и наружной конструкциями гондолы турбореактивного двигателя
RU2016150900A (ru) Гондола турбореактивного двигателя, содержащая сопло вторичного контура с поворотными створками
US11560213B2 (en) Devices and methods to structurally close and seal openings in an aircraft wing fuel tank
CN205220351U (zh) 一种加油口盒的安装结构
CN203996025U (zh) 一种挡风型汽车前罩装饰板
US20180361963A1 (en) Rear bumper for vehicle and exhaust gas guiding structure with rear bumper
RU2012158305A (ru) Турбина и корпус турбины
FR2971765B1 (fr) Pylone de fixation avec fonction de soufflage pour un moteur d'aeronef a helices propulsives non carenees
US10018152B2 (en) Turbojet engine nacelle including a thrust reversing device with doors, including inner flanks on the sides of an opening
CN205208936U (zh) 壁挂炉用膨胀水箱
CN204567268U (zh) 一种冷空气进气管进气口密封结构
CN204296610U (zh) 一种挡水饰条总成及汽车
CN106740009B (zh) 一种内摆式乘客门密封结构及客车

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner