RU2015128021A - Центровочное устройство для сборки гондолы турбореактивного двигателя - Google Patents

Центровочное устройство для сборки гондолы турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2015128021A
RU2015128021A RU2015128021A RU2015128021A RU2015128021A RU 2015128021 A RU2015128021 A RU 2015128021A RU 2015128021 A RU2015128021 A RU 2015128021A RU 2015128021 A RU2015128021 A RU 2015128021A RU 2015128021 A RU2015128021 A RU 2015128021A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
hood
fan casing
positioning arm
centering device
panel
Prior art date
Application number
RU2015128021A
Other languages
English (en)
Inventor
Азем КЬЮА
Ксавье Раймонд Ив ЛОР
Оливье КОНЕ
Ксавье ОЛЕИ
Original Assignee
Эрсэль
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 Эрсэль filed Critical Эрсэль
Publication of RU2015128021A publication Critical patent/RU2015128021A/ru

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; 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
    • 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)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Claims (13)

1. Центровочное устройство (12) для сборки гондолы (1) турбореактивного двигателя, содержащей по меньшей мере один капот (7) кожуха вентилятора и по меньшей мере одну наружную расположенную ниже по потоку панель (13) типа наружной панели реверсора тяги, которые последовательно расположены в продольном направлении, отличающееся тем, что включает в себя выполненные в виде единой детали:
- опору (14), обеспечивающую прикрепление центровочного устройства (12) к кожуху (5) вентилятора,
- первое плечо (15) позиционирования, выполненное заодно с опорой (14), выступающее вверх по потоку, образуя относительно направляющей оси (А) гондолы (1) первый радиальный упор для направления капота (7) кожуха вентилятора,
- второе плечо (16) позиционирования, выполненное заодно с опорой (14), выступающее вниз по потоку, образуя относительно направляющей оси (А) гондолы (1) второй радиальный упор, выполненный с возможностью направления наружной расположенной ниже по потоку панели (13) для обеспечения позиционирования указанной наружной расположенной ниже по потоку панели (13), по существу, в продолжении и заподлицо с капотом (7) кожуха вентилятора.
2. Центровочное устройство по п. 1, отличающееся тем, что первое плечо (15) позиционирования имеет приемную поверхность (24), к которой капот (7) кожуха вентилятора прижимается в радиальном направлении, при этом указанная приемная поверхность (24) имеет выпуклость в радиальном направлении в сторону указанного капота (7) и, предпочтительно, по существу, соответствует участку сферы.
3. Центровочное устройство по п. 2, отличающееся тем, что выпуклая приемная поверхность (24) выполнена непосредственно из материала первого плеча (15) позиционирования.
4. Центровочное устройство по п. 2, отличающееся тем, что выпуклая приемная поверхность (24) образована установочной прокладкой (25), установленной и закрепленной на радиально наружной несущей поверхности (15Е) первого плеча (15) позиционирования таким образом, что находится в радиальном направлении между указанной несущей поверхностью (15Е) первого плеча (15) и внутренней стороной (71) капота (7) кожуха вентилятора.
5. Центровочное устройство по одному из пп. 1-4, отличающееся тем, что первое плечо (15) позиционирования содержит антифрикционную накладку (25, 26), предназначенную для облегчения скольжения капота (7) кожуха вентилятора по приемной поверхности (24) указанного первого плеча (15), при этом указанная накладка выполнена из материала с низким коэффициентом трения, например, из ПТФЭ, который образует покрытие (26) или установочную прокладку (25).
6. Гондола (1) для турбореактивного двигателя, отличающаяся тем, что содержит по меньшей мере одно центровочное устройство (12) по одному из пп. 1-5 и, предпочтительно, множество центровочных устройств (12) по одному из пп. 1-5, распределенных вокруг ее направляющей оси (А).
7. Гондола по п. 6, отличающаяся тем, что капот (7) кожуха вентилятора опирается в радиальном направлении на радиально наружную несущую поверхность (15Е) первого плеча (15) позиционирования, тогда как наружная расположенная ниже по потоку панель (13) содержит удерживающий крюк (21), который опирается в радиальном направлении на радиально внутреннюю несущую поверхность (161) второго плеча (16) позиционирования.
8. Гондола по п. 6 или 7, отличающаяся тем, что наружная расположенная ниже по потоку панель (13) образована наружной панелью реверсора тяги, которая установлена с возможностью перемещения вдоль направляющей оси (А) гондолы (1), причем указанная наружная расположенная ниже по потоку панель (13) снабжена радиально внутренним удерживающим крюком (21), содержащим установочную площадку (22) с радиальным наклоном для постепенного установления контакта со вторым плечом (16) позиционирования, когда указанную наружную расположенную ниже по потоку панель (13) приближают в осевом направлении к центровочному устройству (12).
9. Гондола по п. 6, отличающаяся тем, что на первом плече (15) позиционирования установлена огнеупорная прокладка (27), которая входит в контакт с соответствующей поверхностью капота (7) кожуха вентилятора для обеспечения противопожарной защиты отсека (28), в котором устанавливают вентилятор (6).
10. Силовая установка для летательного аппарата, отличающаяся тем, что содержит турбореактивный двигатель, закрытый гондолой (1) по одному из пп. 6-9.
RU2015128021A 2012-12-12 2013-11-27 Центровочное устройство для сборки гондолы турбореактивного двигателя RU2015128021A (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1261955A FR2999154B1 (fr) 2012-12-12 2012-12-12 Centreur d'assemblage pour nacelle de turboreacteur
FR1261955 2012-12-12
PCT/FR2013/052870 WO2014091110A1 (fr) 2012-12-12 2013-11-27 Centreur d'assemblage pour nacelle de turboréacteur

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2015128021A true RU2015128021A (ru) 2017-01-18

Family

ID=47741137

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015128021A RU2015128021A (ru) 2012-12-12 2013-11-27 Центровочное устройство для сборки гондолы турбореактивного двигателя

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10087781B2 (ru)
EP (1) EP2931606A1 (ru)
CN (1) CN104918855A (ru)
BR (1) BR112015012033A2 (ru)
CA (1) CA2893617A1 (ru)
FR (1) FR2999154B1 (ru)
RU (1) RU2015128021A (ru)
WO (1) WO2014091110A1 (ru)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9915225B2 (en) 2015-02-06 2018-03-13 United Technologies Corporation Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine
CN107263042B (zh) * 2016-04-08 2023-11-21 中国航发贵州黎阳航空动力有限公司 航空发动机高压压气机装配定心旋转装置
FR3051840B1 (fr) * 2016-05-31 2020-01-10 Safran Aircraft Engines Carter intermediaire de turbomachine, equipee d'une piece d'etancheite a interface bras/virole
FR3085156B1 (fr) * 2018-08-24 2020-09-11 Safran Nacelles Ensemble et procede de manutention d’un ensemble propulsif d’aeronef
FR3085358B1 (fr) * 2018-08-31 2020-09-25 Safran Nacelles Ensemble et procede de manutention d’un ensemble propulsif d’aeronef
FR3090041B1 (fr) * 2018-12-14 2020-11-27 Safran Aircraft Engines Dispositif de resistance au feu ameliore destine a etre interpose entre une extremite de mat d’accrochage de turbomachine d’aeronef, et un capotage de la turbomachine delimitant un compartiment inter-veine
US11414200B2 (en) 2019-04-29 2022-08-16 Rohr, Inc. Fan cowl securement retainers
FR3101616B1 (fr) * 2019-10-03 2021-09-17 Airbus Operations Sas Procédé et dispositif pour l'installation d'une ferrure de positionnement d'un capot de soufflante.
FR3108097B1 (fr) * 2020-03-10 2022-07-29 Safran Aircraft Engines Dispositif de positionnement pour un capot de nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef
US11781506B2 (en) 2020-06-03 2023-10-10 Rtx Corporation Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines
CN114212276B (zh) * 2021-11-30 2023-08-11 北京卫星制造厂有限公司 一种空间站舱门和一种舱门密封结构的装调方法
EP4257481A1 (en) * 2022-04-05 2023-10-11 Rohr, Inc. Nacelle inlet structure fitting with locator clip and hoist bracket

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE487116A (ru) * 1946-07-16
US5251917A (en) * 1987-06-22 1993-10-12 The Boeing Company Fire-resistant seal
FR2767560B1 (fr) * 1997-08-19 1999-11-12 Aerospatiale Ensemble reducteur de bruit pour turboreacteur d'aeronef
GB2385382B (en) * 2002-02-13 2006-02-15 Rolls Royce Plc A cowl structure for a gas turbine engine
US20060145001A1 (en) * 2004-12-30 2006-07-06 Smith Matthew C Fan cowl door elimination
FR2891243B1 (fr) * 2005-09-26 2009-04-03 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
FR2938237B1 (fr) * 2008-11-13 2011-05-20 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur a capot amont translatable
US8172176B2 (en) * 2009-02-04 2012-05-08 Spirit Aerosystems, Inc. Integral composite slider for aircrafts

Also Published As

Publication number Publication date
US20150267560A1 (en) 2015-09-24
FR2999154B1 (fr) 2014-11-28
FR2999154A1 (fr) 2014-06-13
WO2014091110A1 (fr) 2014-06-19
BR112015012033A2 (pt) 2017-07-11
CN104918855A (zh) 2015-09-16
US10087781B2 (en) 2018-10-02
EP2931606A1 (fr) 2015-10-21
CA2893617A1 (fr) 2014-06-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2015128021A (ru) Центровочное устройство для сборки гондолы турбореактивного двигателя
WO2015023321A3 (en) Radial position control of case supported structure with axial reaction member
DE602007009232D1 (de) Motoranordnung für ein luftfahrzeug mit an zwei getrennten elementen angebrachter aerodynamischer kupplungsverteilung
BRPI0811942A2 (pt) Conjunto traseiro de nacela para motor turbojato e nacela de avião
WO2014007881A3 (en) Gas turbine engine geared architecture axial retention arrangement
ATE549244T1 (de) Gondel für ein flugzeugtriebwerk
BRPI0811239A2 (pt) Conjunto motor para aeronave, e, aeronave
EP2826708A3 (en) Wind turbine rotor blade assembly with surface features
FR2903665B1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un berceau de support de capot de soufflante monte sur deux elements distincts
US8925332B2 (en) Anti-fire seal assembly and nacelle comprising such a seal
RU2014142817A (ru) Воздухозаборник гондолы турбореактивного двигателя ламинарного типа
FR2980173B1 (fr) Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur
RU2007134897A (ru) Интегрированная силовая установка, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы интегрированной силовой установки
WO2015157751A8 (en) Turbine center frame fairing assembly
RU2014145861A (ru) Способ и инструмент для сборки ступени выпрямления
WO2014028078A3 (en) A gas turbine engine and nacelle noise attenuation structure
BRPI0919451A2 (pt) braço projeto para suportar nacela de motor turbojato de avião, nacela de motor turbojato de avião que incorpora um braço, conjunto de propulsão.
EP2474707A3 (en) Multi-function heat shield for a gas turbine engine
BRPI0908165A8 (pt) distribuidor setorizado para uma turbomáquina, turbina baixa-pressão de turbomáquina e turbomáquina tal como um turborreator ou um turbopropulsor de avião
EP2469043A3 (en) Axial retention feature for gas turbine engine vanes
WO2014028088A3 (en) Liner hanger with spherical washers
BR112012013131A2 (pt) estrutura de suporte para uma nacela de motor turbojato, nacela de aeronaves.
WO2014197029A3 (en) Latching actuation mechanism for nacelle mounted latching system
RU2012140727A (ru) Гибкая опора заднего подшипника с упором для газотурбинного двигателя
WO2015102702A3 (en) Tailored thermal control system for gas turbine engine blade outer air seal array

Legal Events

Date Code Title Description
FA93 Acknowledgement of application withdrawn (no request for examination)

Effective date: 20161128