RU2014117114A - Силовая установка летательного аппарата - Google Patents

Силовая установка летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2014117114A
RU2014117114A RU2014117114/11A RU2014117114A RU2014117114A RU 2014117114 A RU2014117114 A RU 2014117114A RU 2014117114/11 A RU2014117114/11 A RU 2014117114/11A RU 2014117114 A RU2014117114 A RU 2014117114A RU 2014117114 A RU2014117114 A RU 2014117114A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
longitudinal axis
turbojet engine
suspension
axis
support
Prior art date
Application number
RU2014117114/11A
Other languages
English (en)
Inventor
Никола ДЕЗЕСТР
Original Assignee
Эрсель
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 Эрсель filed Critical Эрсель
Publication of RU2014117114A publication Critical patent/RU2014117114A/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
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • 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
    • 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
    • B64D27/406—Suspension arrangements specially adapted for supporting thrust loads, e.g. thrust links

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Arrangement Or Mounting Of Propulsion Units For Vehicles (AREA)

Abstract

1. Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель (2), опору (10), обеспечивающую передачу торсора сил к летательному аппарату от узла подвески, а также узел подвески, помещенный между указанной опорой (10) и турбореактивным двигателем (2) и содержащий устройство (110) восприятия сил тяги турбореактивного двигателя, установленное на промежуточном корпусе (30) или в передней части основного корпуса (35) указанного турбореактивного двигателя и на указанной опоре (10), отличающаяся тем, что узел подвески дополнительно включает в себя следующие крепежные элементы подвески, установленные на корпусе (34) вентилятора и/или на указанном промежуточном корпусе (30) указанного турбореактивного двигателя:по меньшей мере один основной передний крепежный элемент (130) подвески, выполненный с возможностью воспринимать, по меньшей мере, момент (Мх), действующий по продольной оси (X) турбореактивного двигателя, а также силы (Fy) и (Fz), действующие в плоскости, перпендикулярной к продольной оси указанного турбореактивного двигателя, ипо меньшей мере одну пару (120, 140, 121, 200) дополнительных передних крепежных элементов (120а, 120b, 140а, 140b, 121а, 121b, 200а, 200b) подвески, отличных от основного крепежного элемента (130) подвески и выполненных с возможностью воспринимать по меньшей мере, момент (Mz), действующий по оси, ведущей от продольной оси турбореактивного двигателя к продольной оси опоры, и, при наличии связи с устройством (110) восприятия сил тяги, - момент (My), действующий по оси, перпендикулярной к продольной оси турбореактивного двигателя, и к оси, ведущей от продольной оси турбореактивного двигателя к продольной оси опоры турбор

Claims (13)

1. Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель (2), опору (10), обеспечивающую передачу торсора сил к летательному аппарату от узла подвески, а также узел подвески, помещенный между указанной опорой (10) и турбореактивным двигателем (2) и содержащий устройство (110) восприятия сил тяги турбореактивного двигателя, установленное на промежуточном корпусе (30) или в передней части основного корпуса (35) указанного турбореактивного двигателя и на указанной опоре (10), отличающаяся тем, что узел подвески дополнительно включает в себя следующие крепежные элементы подвески, установленные на корпусе (34) вентилятора и/или на указанном промежуточном корпусе (30) указанного турбореактивного двигателя:
по меньшей мере один основной передний крепежный элемент (130) подвески, выполненный с возможностью воспринимать, по меньшей мере, момент (Мх), действующий по продольной оси (X) турбореактивного двигателя, а также силы (Fy) и (Fz), действующие в плоскости, перпендикулярной к продольной оси указанного турбореактивного двигателя, и
по меньшей мере одну пару (120, 140, 121, 200) дополнительных передних крепежных элементов (120а, 120b, 140а, 140b, 121а, 121b, 200а, 200b) подвески, отличных от основного крепежного элемента (130) подвески и выполненных с возможностью воспринимать по меньшей мере, момент (Mz), действующий по оси, ведущей от продольной оси турбореактивного двигателя к продольной оси опоры, и, при наличии связи с устройством (110) восприятия сил тяги, - момент (My), действующий по оси, перпендикулярной к продольной оси турбореактивного двигателя, и к оси, ведущей от продольной оси турбореактивного двигателя к продольной оси опоры турбореактивного двигателя, и силы (Fx), действующие по продольной оси турбореактивного двигателя.
2. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что узел подвески содержит резервные пути передачи нагрузки с использованием пар крепежных элементов подвески, в частности для обеспечения восстановления путей полезной нагрузки в случае разрыва основного пути передачи нагрузки.
3. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что узел подвески является изостатическим.
4. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что указанная пара дополнительных передних крепежных элементов (120а, 120b, 140а, 140b) подвески расположена в плоскости, ограниченной продольной осью (X) турбореактивного двигателя (2) и осью (Z), ведущей от продольной оси турбореактивного двигателя к продольной оси опоры (10), причем каждый крепежный элемент соединен передним концом с передней частью опоры (10) и задним концом с наружной периферией наружного обода (31) промежуточного корпуса или корпуса (34) вентилятора.
5. Установка по п. 4, отличающаяся тем, что указанные пары дополнительных передних крепежных элементов (120а, 120b, 140а, 140b) подвески установлены на наружном ободе (31) промежуточного корпуса (30) или на корпусе (34) вентилятора симметрично относительно средней плоскости, ограниченной продольной осью (X) турбореактивного двигателя (2) и осью (Z), ведущей от продольной оси турбореактивного двигателя к продольной оси опоры (10).
6 Установка по п. 5, отличающаяся тем, что указанные пары дополнительных передних крепежных элементов (120а, 120b, 140а, 140b) установлены по обе стороны от основного переднего крепежного элемента (130) подвески, причем указанный крепежный элемент подвески расположен в плоскости, перпендикулярной к продольной оси (X) турбореактивного двигателя (2).
7. Установка по п. 6, отличающаяся тем, что указанные пары дополнительных передних крепежных элементов (120а, 120b, 140а, 140b) подвески выполнены с возможностью воспринимать осевые силы (Fx), точки приложения которых смещены в вертикальном направлении (Z), ведущем от продольной оси турбореактивного двигателя к продольной оси опоры (10).
8. Установка по п. 6, отличающаяся тем, что указанные пары дополнительных передних крепежных элементов (120а, 120b, 140а, 140b) подвески выполнены с возможностью воспринимать осевые силы (Fx) в продольном направлении, точки приложения которых смещены в направлении (Y).
9. Установка по любому из пп. 3-8, отличающаяся тем, что каждая пара дополнительных передних крепежных элементов подвески содержит две соединительные штанги (120а, 120b, 140а, 140b), параллельные друг другу и расположенные в плоскости, ограниченной осью (Z), ведущей от продольной оси (X) турбореактивного двигателя (2) к продольной оси опоры, и продольной осью турбореактивного двигателя, которые соединены передним концом, с помощью поперечины (150), с соединительным кронштейном, связанным с опорой (10), и, на заднем конце, с промежуточным корпусом (30) или с корпусом (34) вентилятора через посредство крепежного кронштейна (162).
10. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что каждая пара (120, 140, 121, 200) дополнительных передних крепежных элементов (120а, 120b, 140а, 140b, 121а, 121b, 200а, 200b) подвески включаете себя:
крепежный элемент пары передних крепежных элементов (121а, 121b) подвески, расположенных в плоскости, ограниченной продольной осью (X) турбореактивного двигателя (2) и осью (Z), ведущей от продольной оси турбореактивного двигателя к продольной оси опоры (10), причем каждый крепежный элемент соединен с опорой (10) и на заднем конце - с наружной периферией промежуточного корпуса или корпуса (34) вентилятора, и
крепежный элемент (200а, 200b), выполненный с возможностью воспринимать, вместе с указанным основным крепежным элементом (130) подвески, момент (Mz), действующий по оси (Z), ведущей от продольной оси (X) турбореактивного двигателя (2) к продольной оси опоры.
11. Установка по п. 10, отличающаяся тем, что указанный крепежный элемент (200а, 200b) расположен в плоскости, перпендикулярной к продольной оси (X), обеспечивая восприятие сил (Fy), перпендикулярных к указанной оси (X) и к оси (Z), ведущей от продольной оси (X) к продольной оси указанной опоры (10).
12. Установка по п. 11, отличающаяся тем, что указанный крепежный элемент (200а, 200b) содержит соединительную штангу (201а), расположенную в плоскости YZ и прикрепленную одним концом, соответственно, к соединительному кронштейну (202а), связанному с промежуточным корпусом (30) или с корпусом (34) вентилятора, а противоположным концом - к соединительному кронштейну (203а), связанному с пилоном (10).
13. Установка по любому из пп. 2 или 10-12, отличающаяся тем, что крепежный элемент (200а, 200b), выполненный с возможностью воспринимать, вместе с указанным основным крепежным элементом (130) подвески, момент (Mz), действующий по оси (Z), ведущей от продольной оси (X) турбореактивного двигателя (2) к продольной оси опоры, содержит два крепежных элемента (200а, 200b), симметричных относительно средней плоскости (XZ) и смещенных по оси (Y).
RU2014117114/11A 2011-10-06 2012-10-05 Силовая установка летательного аппарата RU2014117114A (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1159010A FR2981047B1 (fr) 2011-10-06 2011-10-06 Ensemble propulsif d'aeronef
FR11/59010 2011-10-06
PCT/FR2012/052259 WO2013050714A1 (fr) 2011-10-06 2012-10-05 Ensemble propulsif d'aéronef

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2014117114A true RU2014117114A (ru) 2015-11-20

Family

ID=47071403

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014117114/11A RU2014117114A (ru) 2011-10-06 2012-10-05 Силовая установка летательного аппарата

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20140217234A1 (ru)
EP (1) EP2763897A1 (ru)
CN (1) CN103874633A (ru)
BR (1) BR112014006998A2 (ru)
CA (1) CA2849239A1 (ru)
FR (1) FR2981047B1 (ru)
RU (1) RU2014117114A (ru)
WO (1) WO2013050714A1 (ru)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9637241B2 (en) * 2012-03-16 2017-05-02 The Boeing Company Engine mounting system for an aircraft
FR3010700B1 (fr) * 2013-09-18 2017-11-03 Snecma Dispositif de suspension d'un carter, turbomachine et ensemble propulsif
US9896217B2 (en) * 2016-01-07 2018-02-20 The Boeing Company Enhanced performance jet engine mounting struts
FR3060531B1 (fr) * 2016-12-20 2019-05-31 Airbus Operations Partie arriere d'aeronef comprenant un cadre de fuselage supportant deux moteurs partiellement enterres
FR3086925B1 (fr) * 2018-10-08 2020-09-11 Safran Aircraft Engines Ensemble de suspension pour une turbomachine
US11970278B2 (en) * 2020-07-14 2024-04-30 General Electric Company Thrust mounts with load-balancing thrust link-lever
US11702200B1 (en) 2021-12-29 2023-07-18 Beta Air, Llc System for a vertical takeoff and landing aircraft with an in-boom lift propulsor
FR3140068A1 (fr) * 2022-09-23 2024-03-29 Airbus Operations Ensemble de motorisation d’aéronef comportant un dispositif de reprise d’efforts de poussée
CN115716536B (zh) * 2022-10-25 2023-07-21 中国航发沈阳发动机研究所 一种薄壁高强斜支板承力框架结构

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4603821A (en) * 1983-12-30 1986-08-05 The Boeing Company System for mounting a jet engine
GB2275308B (en) * 1993-02-20 1997-02-26 Rolls Royce Plc A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure
FR2856656B1 (fr) * 2003-06-30 2006-12-01 Snecma Moteurs Suspension arriere de moteur d'avion avec bielles de reprise de poussee et palonnier en forme de boomerang
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
FR2891246B1 (fr) * 2005-09-26 2007-10-26 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un dispositif 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
FR2891254B1 (fr) * 2005-09-29 2007-10-26 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef
FR2903382B1 (fr) * 2006-07-10 2008-10-10 Airbus France Sas Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef comportant deux bielles de reprise de poussee a emboitement transversal
FR2917379B1 (fr) * 2007-06-12 2010-02-26 Airbus France Mat de fixation d'un moteur a une aile d'aeronef.
FR2918644B1 (fr) * 2007-07-09 2009-10-23 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'un palonnier articule en quatre points.
FR2921900B1 (fr) * 2007-10-05 2011-03-18 Aircelle Sa Ensemble propulsif pour aeronef.
FR2924684B1 (fr) * 2007-12-07 2010-01-01 Snecma Suspension d'un turboreacteur a un aeronef
FR2931800B1 (fr) * 2008-05-29 2010-07-30 Airbus France Dispositif de reprise des efforts de poussee pour mat d'accrochage de moteur d'aeronef, comprenant des bielles laterales a butees de palonnier integrees
US8672260B2 (en) * 2009-12-02 2014-03-18 United Technologies Corporation Single plane mount system for gas turbine engine
FR2981046B1 (fr) * 2011-10-06 2013-10-25 Aircelle Sa Ensemble propulsif d'aeronef
US9637241B2 (en) * 2012-03-16 2017-05-02 The Boeing Company Engine mounting system for an aircraft
US20140084129A1 (en) * 2012-09-27 2014-03-27 United Technologies Corporation Assembly for mounting a turbine engine case to a pylon
JP6114043B2 (ja) * 2013-01-25 2017-04-12 三菱航空機株式会社 航空機のパイロン、及び、航空機
US10144524B2 (en) * 2013-06-14 2018-12-04 Rohr, Inc. Assembly for mounting a turbine engine to a pylon

Also Published As

Publication number Publication date
US20140217234A1 (en) 2014-08-07
FR2981047A1 (fr) 2013-04-12
FR2981047B1 (fr) 2013-10-25
BR112014006998A2 (pt) 2017-04-11
CN103874633A (zh) 2014-06-18
WO2013050714A1 (fr) 2013-04-11
CA2849239A1 (fr) 2013-04-11
EP2763897A1 (fr) 2014-08-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014117114A (ru) Силовая установка летательного аппарата
RU2014117397A (ru) Силовая установка летательного аппарата
WO2009060138A3 (fr) Ensemble propulsif pour aeronef
DE602008003807D1 (de) Befestigungsvorrichtung für flugzeugturbomotor mit hydraulischen fixiermitteln
CN104379959B (zh) 减震装置和应用所述减震装置的飞行器
US20080216483A1 (en) Engine Assembly for Aircraft Comprising an Engine as Well as a Device for Locking Said Engine
ATE500132T1 (de) Befestigungsvorrichtung für flugzeugtriebwerk und mindestens eine solche vorrichtung enthaltendes flugzeug
BR112015005300A2 (pt) pilar para montagem de um motor na estrutura de uma aeronave
BR112013019807A2 (pt) motocicleta elétrica
RU2008148085A (ru) Узел подвески турбореактивного двигателя к летательному аппарату
ATE535441T1 (de) Anordnung zur montage eines motors auf das flugwerk eines flugzeuges
RU2009104319A (ru) Опора двигателя летательного аппарата, содержащая две тяги с поперечным соединительным элементом
BRPI0402464A (pt) Suspensão de turbomotor a um montante de avião
RU2010104448A (ru) Конструкция для установки двигателя на самолете с присоединенной в четырех точках траверсой
AR112555A1 (es) Cabezal para un vehículo agrícola con soportes deformables
BR112014029052A2 (pt) conjunto para conectar um assento de aeronave ao piso.
ATE423729T1 (de) Triebwerkanordnung für flugzeug
WO2012027803A3 (en) Weighing module with integrated horizontal and vertical overload protection
BRPI0812806A2 (pt) Placa de fixação para fixar de modo removível uma unidade de propulsão de peça única a uma asa de uma aeronave, membro de manipulação longitudinal e instalação
EP2589834A3 (en) Mounting systems for structural members, fastening assemblies thereof, and vibration isolation systems including the same
WO2012104064A3 (en) Aircraft interior component system and method for mounting an interior component system in an aircraft
CN107010234A (zh) 包括至少两个后发动机附接件的飞行器的发动机组件
WO2013119517A1 (en) Gas turbine engine mounting structure with secondary load paths
BR112012032237A2 (pt) trem de pouso principal de aeronave que tem duas traves de equilíbrio e estrutura de paralelogramo deformável
RU2008121952A (ru) Переднее устройство подвески турбореактивного двигателя к пилону крепления на летательном аппарате

Legal Events

Date Code Title Description
FA94 Acknowledgement of application withdrawn (non-payment of fees)

Effective date: 20170703