RU2346854C1 - Вертикальное хвостовое оперение для воздушного судна и воздушное судно, снабженное таким хвостовым оперением - Google Patents
Вертикальное хвостовое оперение для воздушного судна и воздушное судно, снабженное таким хвостовым оперением Download PDFInfo
- Publication number
- RU2346854C1 RU2346854C1 RU2007117896/11A RU2007117896A RU2346854C1 RU 2346854 C1 RU2346854 C1 RU 2346854C1 RU 2007117896/11 A RU2007117896/11 A RU 2007117896/11A RU 2007117896 A RU2007117896 A RU 2007117896A RU 2346854 C1 RU2346854 C1 RU 2346854C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- vertical tail
- keel
- supporting structure
- engine
- tail unit
- Prior art date
Links
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
Images
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
- B64D27/02—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
- B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type within, or attached to, fuselages
-
- 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
- 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
- B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
- B64D2033/0293—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turboprop engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Packaging Of Machine Parts And Wound Products (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
- Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)
- Tents Or Canopies (AREA)
- Retarders (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Tires In General (AREA)
Abstract
Предлагаемое изобретение относится к области авиации, более конкретно к вертикальному хвостовому оперению воздушного судна. Вертикальное хвостовое оперение содержит киль и руль направления. Вертикальное хвостовое оперение снабжено двигателем, при этом двигатель проходит консольно за пределы киля и закреплен на киле посредством опорной конструкции. Внутри опорной конструкции между внутренней оболочкой опорной конструкции и наружной стенкой киля расположены два канала для прохода воздуха. Изобретение касается также воздушного судна, снабженного вертикальным хвостовым оперением, на котором установлен двигатель. Изобретение направлено на упрощение монтажа и демонтажа двигателя, установленного на вертикальном хвостовом оперении. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Область техники
Настоящее изобретение относится к вертикальному хвостовому оперению для воздушного судна. Более конкретно, предлагаемое изобретение относится к вертикальному хвостовому оперению, снабженному двигателем, а также к соединению двигателя и хвостового оперения. Предлагаемое изобретение находит применение в области авиационной техники, в частности на дальнемагистральных воздушных судах, предназначенных для перевозки большого количества пассажиров.
Предшествующий уровень техники
В настоящее время существуют воздушные суда по меньшей мере с тремя двигателями. При этом по меньшей мере два двигателя расположены в определенном месте по отношению к нижней поверхности крыла воздушного судна, тогда как один дополнительный двигатель, называемый в последующем изложении третьим двигателем, расположен в определенном месте по отношению к вертикальному хвостовому оперению воздушного судна.
На существующем уровне техники наличие этого третьего двигателя требует реализации вертикального хвостового оперения, состоящего из двух частей. Более конкретно, киль вертикального хвостового оперения формируется из двух частей, отделенных друг от друга корпусом двигателя. На нижней части киля, жестко связанной с фюзеляжем, устанавливается двигатель. Верхняя часть киля, жестко связанная с двигателем, устанавливается на двигателе. Таким образом, непрерывность корпуса вертикального хвостового оперения не обеспечивается, поскольку вертикальное хвостовое оперение прерывается наличием двигателя. Таким образом, в месте расположения двигателя необходимо устанавливать специальные рамы или панели, позволяющие интегрировать двигатель в общий контур вертикального хвостового оперения и позволяющие воспринять, по меньшей мере частично, усилия, воздействию которых подвергается система, образованная вертикальным хвостовым оперением и двигателем.
Однако такое техническое решение достаточно трудно осуществить. При этом жесткость системы оказывается меньшей, чем жесткость моноблочного вертикального хвостового оперения, то есть такого вертикального хвостового оперения, корпус которого сформирован в виде единой детали. Кроме того, соединение двигателя с вертикальным хвостовым оперением в соответствии с существующим уровнем техники значительным образом увеличивает общий вес вертикального хвостового оперения.
Краткое изложение существа изобретения
Технической задачей настоящего изобретения является создание вертикального хвостового оперения, снабженного двигателем, причем на жесткость и собственный вес не влияет наличие упомянутого двигателя. Здесь также делается попытка реализовать вертикальное хвостовое оперение, снабженное двигателем, монтаж которого упрощен, а демонтаж возможен. Таким образом, предлагаемое вертикальное хвостовое оперение может быть использовано как на воздушном судне, где требуется дополнительный двигатель в месте расположения вертикального хвостового оперения, так и на воздушном судне, не требующем наличия дополнительного двигателя на вертикальном хвостовом оперении.
Поставленная задача согласно изобретению решена путем создания моноблочного вертикального хвостового оперения, то есть хвостового оперения, для которого непрерывность его корпуса не нарушается наличием другого тела, проходящего через это хвостовое оперение. При этом опорная конструкция, на которую опирается двигатель, устанавливается вокруг вертикального хвостового оперения, то есть опорная конструкция не является отдельной цельной конструкцией, а использует конструкцию вертикального хвостового оперения. Двигатель устанавливается на киль вертикального оперения посредством конструкции, закрепленной на этом киле. Воздух, необходимый для функционирования двигателя, проходит через внутренний объем опорной конструкции, чтобы дойти до двигателя. Естественный аэродинамический профиль вертикального хвостового оперения, точнее говоря, передняя кромка вертикального хвостового оперения, обеспечивает надлежащее питание двигателя воздухом.
Таким образом, объектом предлагаемого изобретения является вертикальное хвостовое оперение для воздушного судна, содержащее киль и руль направления, причем это вертикальное хвостовое оперение снабжено двигателем, проходящим в плоскости, содержащей вертикальное хвостовое оперение, характеризующееся тем, что двигатель проходит консольно за пределы киля и жестко связан с килем посредством опорной конструкции, причем два канала для прохода воздуха выполнены по одну и по другую стороны от киля внутри опорной конструкции, то есть между внутренней оболочкой опорной конструкции и наружной стенкой киля.
В соответствии со специфическими примерами реализации предлагаемого изобретения вертикальное хвостовое оперение в соответствии с изобретением также может иметь все или часть следующих дополнительных характеристик.
Опорная конструкция может содержать множество полуколец, расположенных по одну и по другую стороны от киля, причем радиус кривизны этих полуколец повторяет радиус кривизны корпуса двигателя. Под термином "множество" следует понимать количество полуколец, превышающее два.
Каждое полукольцо жестко связано с определенным участком нижнего конца и с определенным участком верхнего конца одной и той же поверхности киля.
Опорная конструкция снабжена наружной оболочкой и внутренней оболочкой, причем полукольца расположены во внутреннем объеме, сформированном между наружной и внутренней оболочками опорной конструкции.
Двигатель закреплен на заднем конце опорной конструкции.
Опорная конструкция содержит по меньшей мере одно кольцо, причем это кольцо расположено в определенном месте переднего конца и/или заднего конца опорной конструкции.
Устройство для забора воздуха проходит консольно за пределы киля, причем устройство для забора воздуха закреплено на переднем конце опорной конструкции.
Устройство для забора воздуха выполнено моноблочным и съемным.
Объектом предлагаемого изобретения также является воздушное судно, снабженное таким вертикальным хвостовым оперением.
Краткое описание чертежей
Предлагаемое изобретение далее поясняется описанием, не являющимся ограничительным, вариантов реализации со ссылками на прилагающиеся чертежи, на которых:
Фиг.1 изображает общий вид воздушного судна согласно изобретению;
Фиг.2 - вид сбоку вертикального хвостового оперения, снабженного двигателем, согласно изобретению;
Фиг.3 - общий вид соединения двигателя с вертикальным хвостовым оперением согласно изобретению;
Фиг.4 - общий вид (поперечный разрез) вертикального хвостового оперения в месте соединения между двигателем и вертикальным хвостовым оперением согласно изобретению.
Описание предпочтительных вариантов воплощения изобретения
На фиг.1 представлен общий вид воздушного судна 1, двигатели, установленные на крыле 2 этого воздушного судна 1, не показаны. На заднем конце 4 фюзеляжа 3 воздушного судна 1 расположено вертикальное хвостовое оперение 5, а также горизонтальное хвостовое оперение 6. Вертикальное хвостовое оперение 5 снабжено двигателем 7. Ось А1 двигателя параллельна оси А2 воздушного судна 1. Воздух поступает в двигатель 7 через воздухозаборник 8. Воздух проходит через двигатель 7 вплоть до заднего конца 10 двигателя 7, где установлен воздушный винт 9. Таким образом, воздух, выходящий из двигателя 7 на заднем конце 10, заставляет вращаться воздушный винт 9.
Соединение вертикального хвостового оперения 5 с двигателем 7 более подробно показано на фиг.2. Двигатель 7 присоединен к килю 11 вертикального хвостового оперения 5 при помощи опорной конструкции 12. Опорная конструкция 12 закреплена на корпусе 13 киля 11. Двигатель 7 установлен на опорной конструкции таким образом, чтобы проходить консольно на вертикальном хвостовом оперении 5 в продолжении корпуса 13 киля 11. Устройство 14 для забора воздуха присоединено к переднему концу 16 опорной конструкции 12. Устройство 14 для забора воздуха обеспечивает вход воздуха 8 на уровне передней кромки 15 вертикального хвостового оперения 5. При этом воздух проходит через устройство 14 для забора воздуха, опорную конструкцию 12 и двигатель 7.
Под передней частью или передним концом следует понимать часть или конец, ориентированные в направлении кабины экипажа воздушного судна. Под задней частью или задним концом следует понимать часть или конец, наиболее удаленные от кабины экипажа.
В специфическом примере реализации опорной конструкции 12 в соответствии с предлагаемым изобретением опорная конструкция 12 снабжена множеством полуколец 17, причем каждое полукольцо 17 закреплено на одной из двух боковых поверхностей киля 11. Полукольца 17 образуют выпуклости на боковых поверхностях киля 11. Полукольца 17, располагающиеся по одну и по другую стороны от киля 11, образуют арматуру опорной конструкции 12. Расположение полуколец 17 на киле 11 таково, что опорная конструкция 12 имеет в целом круглую цилиндрическую форму. Радиус кривизны полуколец 17 соответствует радиусу кривизны корпуса двигателя 7, который также имеет в целом цилиндрическую форму. Система, образованная опорной конструкцией 12 и двигателем 7, в целом имеет трубчатую форму.
Первый конец 18 (или нижний конец) полуколец 17 присоединен посредством любого подходящего в данном случае средства к одной боковой поверхности, левой или правой, киля 11, тогда как верхний конец 19 (или второй конец) полукольца 17 присоединен к той же самой поверхности киля 11, но на большей высоте. В данном случае под высотой следует понимать размер киля 11, который отсчитывается в направлении, перпендикулярном оси А1 двигателя 7 (фиг.1). Полукольца 17 присоединены к боковым поверхностям киля 17, например, при помощи сварки. Имеется также возможность присоединять полукольца 17 к килю 11 при помощи болтов и гаек.
Опорная конструкция 12 также может иметь в своем составе одно или несколько колец 20, располагающихся на концах опорной конструкции 12. В тех местах, где располагаются одно или несколько колец 20, опорная конструкция 12 не закреплена на киле 11. Наличие этого или этих колец 20 позволяет повысить длину опорной конструкции 12. В данном случае под длиной этой опорной конструкции 12 следует понимать размер опорной конструкции, который отсчитывается в направлении, параллельном оси А1 двигателя 7. Увеличивая длину опорной конструкции 12 на ее заднем конце, обеспечивают, например, удаление двигателя 7 от вертикального хвостового оперения 5. Увеличение длины опорной конструкции 12 на ее переднем конце дает возможность разместить устройство 14 для забора воздуха на некотором расстоянии спереди по отношению к вертикальному хвостовому оперению 5.
На фиг.3 более подробно показаны устройство 14 для забора воздуха и траектория движения воздуха, входящего в опорную конструкцию 12 через устройство 14 для забора воздуха с тем, чтобы пройти через опорную конструкцию до двигателя 7. Два канала 23 и 24 прохода воздуха выполнены внутри опорной конструкции 12, причем каждый из каналов 23 и 24 расположен вдоль одной из противоположных друг другу боковых поверхностей киля 11.
Устройство 14 для забора воздуха имеет в целом круглую цилиндрическую форму. Передний конец 21 этого устройства 14 открывается в направлении наружу, то есть открыт таким образом, чтобы обеспечить возможность входа воздуха. При этом задний конец 22 устройства 14 для забора воздуха прикреплен к переднему концу 16 опорной конструкции 12. Задний конец 22 устройства 14 забора воздуха закреплен на кольце 20 опорной конструкции 12.
Устройство 14 для забора воздуха представляет собой полую трубу, в которой воздух имеет возможность двигаться от ее переднего конца 21 до заднего конца 22 устройства 14. Наличие передней кромки 15 вертикального хвостового оперения 5 во внутреннем объеме Vi устройства 14 для забора воздуха заставляет воздух, проходящий через это устройство 14, разделяться, чтобы протекать внутри опорной конструкции 12 по двум каналам 23 и 24 для прохода воздуха.
Руль направления 25 вертикального хвостового оперения 5 состоит из двух частей, соответственно нижней части 26 и верхней части 27, расположенных по одну и по другую стороны от опорной конструкции 12 и/или от двигателя 7. Руль 25 направления установлен с возможностью перемещения на киле 11 при помощи некоторой промежуточной части 28, которая установлена неподвижно вдоль киля 11.
На фиг.4 схематически представлена в поперечном разрезе система, образованная двигателем 7, опорной конструкцией 12 и устройством 14 для забора воздуха. Здесь также показана нижняя часть 29 вертикального хвостового оперения 5.
Передняя кромка вертикального хвостового оперения 5 проходит через устройство 14 для забора воздуха. Опорная конструкция 12 содержит множество полуколец 17, расположенных по одну и по другую стороны от корпуса 13 киля 11. В то же время, опорная конструкция 12 содержит два кольца 20, расположенных в области ее переднего конца 16 и в области ее заднего конца.
Наружная оболочка 30 опорной конструкции 12 охватывает наружную поверхность полуколец 17 и колец 20. Внутренняя оболочка 31 опорной конструкции 12 расположена между полукольцами 17 и корпусом 13 киля 11. Таким образом, кольца 20 и полукольца 17 расположены в некотором внутреннем объеме 32, сформированном между наружной оболочкой 30 и внутренней оболочкой 31 опорной конструкции 12. На фиг.4 показана траектория движения воздуха, входящего в опорную конструкцию 12.
Два канала 23 и 24 для прохода воздуха выполнены в первой части вертикального хвостового оперения 5 между внутренней оболочкой кожуха устройства 14 для забора воздуха и наружной стенкой вертикального хвостового оперения 5, а во второй части вертикального хвостового оперения 5 воздух проходит между внутренней оболочкой опорной конструкции 12 и наружной стенкой 35 киля 11. Таким образом, воздух проходит от устройства 14 для забора воздуха вплоть до турбины двигателя 7.
В соответствии с другим вариантом реализации предлагаемого изобретения полукольца 17 не закреплены непосредственно на боковых поверхностях киля 11. Таким образом, полукольца 17, предназначенные для того, чтобы располагаться на одной и той же боковой поверхности киля 11, могут быть прикреплены к общей балке, причем сама общая балка прикреплена к килю 11.
В одном из вариантов реализации вертикального хвостового оперения 5 в соответствии с предлагаемым изобретением устройство 14 для забора воздуха может быть несъемным, то есть жестко закреплено на опорной конструкции 12, например при помощи сварки. При этом устройство 14 для забора воздуха может быть сформировано из двух частей по отношению к вертикальному хвостовому оперению 5, что и расположение полуколец 17. Действительно, через устройство для забора воздуха по его длине проходит передняя кромка 15 вертикального хвостового оперения 5. Можно также предусмотреть формирование устройства 14 для забора воздуха по одну и по другую стороны от боковых поверхностей передней кромки 15. Можно также использовать моноблочное устройство 14 для забора воздуха. При этом имеется возможность выполнить на стенке устройства 14 для забора воздуха вырез, в который может быть вставлен профиль передней кромки 15.
В соответствии с другим вариантом реализации можно предусмотреть, чтобы устройство 14 для забора воздуха, моноблочное или не являющееся моноблочным, было установлено съемным образом на переднем конце 16 опорной конструкции 12. При этом устройство 14 для забора воздуха закрепляется на опорной конструкции 12 при помощи любого подходящего в данном случае реверсивного или обратимого средства, например посредством зажимов, болтов или других средств.
Claims (12)
1. Вертикальное хвостовое оперение (5) для воздушного судна (1), содержащее киль (11) и руль (25) направления, причем вертикальное хвостовое оперение снабжено двигателем (7), проходящим в плоскости, содержащей это вертикальное хвостовое оперение, отличающееся тем, что двигатель проходит консольно за пределы киля и закреплен на киле посредством опорной конструкции (12), причем два канала (23, 24) для прохода воздуха выполнены по одну и по другую стороны от киля и расположены внутри опорной конструкции между внутренней оболочкой (31) опорной конструкции и наружной стенкой киля.
2. Вертикальное хвостовое оперение по п.1, отличающееся тем, что опорная конструкция содержит множество полуколец (17), расположенных по одну и по другую стороны от киля, причем радиус кривизны этих полуколец повторяет радиус кривизны корпуса двигателя.
3. Вертикальное хвостовое оперение по п.2, отличающееся тем, что каждое из полуколец жестко связано с определенным местом нижнего конца (18) и с определенным местом верхнего конца (19) одной из боковых поверхностей киля.
4. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп.2 или 3, отличающееся тем, что опорная конструкция снабжена наружной оболочкой (30) и внутренней оболочкой (31), причем полукольца расположены в некотором внутреннем объеме, сформированном между наружной и внутренней оболочками.
5. Вертикальное хвостовое оперение по п.4, отличающееся тем, что двигатель жестко связан с задним концом опорной конструкции.
6. Вертикальное хвостовое оперение по п.1, отличающееся тем, что опорная конструкция (12) содержит по меньшей мере одно кольцо (20), причем кольцо расположено в определенном месте переднего конца (16) и/или заднего конца опорной конструкции.
7. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп.2 или 3, отличающееся тем, что опорная конструкция (12) содержит по меньшей мере одно кольцо (20), причем кольцо расположено в определенном месте переднего конца (16) и/или заднего конца опорной конструкции.
8. Вертикальное хвостовое оперение по п.5, отличающееся тем, что опорная конструкция (12) содержит по меньшей мере одно кольцо (20), причем кольцо расположено в определенном месте переднего конца (16) и/или заднего конца опорной конструкции.
9. Вертикальное хвостовое оперение по п.1, отличающееся тем, что устройство (14) для забора воздуха проходит консольно за пределы киля, причем устройство для забора воздуха жестко связано с передним концом опорной конструкции (12).
10. Вертикальное хвостовое оперение по любому из пп.2 и 3, 6, отличающееся тем, что устройство (14) для забора воздуха проходит консольно за пределы киля, причем устройство для забора воздуха жестко связано с передним концом опорной конструкции (12).
11. Вертикальное хвостовое оперение по п.9, отличающееся тем, что устройство (14) для забора воздуха выполнено моноблочным и съемным.
12. Воздушное судно (1), снабженное вертикальным хвостовым оперением (5) в соответствии с одним из пп.1-11.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0452348 | 2004-10-15 | ||
| FR0452348A FR2876658B1 (fr) | 2004-10-15 | 2004-10-15 | Empennage vertical pour aeronef et aeronef muni d'un tel empennage |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007117896A RU2007117896A (ru) | 2008-11-20 |
| RU2346854C1 true RU2346854C1 (ru) | 2009-02-20 |
Family
ID=34950022
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007117896/11A RU2346854C1 (ru) | 2004-10-15 | 2005-09-23 | Вертикальное хвостовое оперение для воздушного судна и воздушное судно, снабженное таким хвостовым оперением |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7581694B2 (ru) |
| EP (1) | EP1799549B1 (ru) |
| JP (1) | JP4418000B2 (ru) |
| CN (1) | CN100430300C (ru) |
| AT (1) | ATE392361T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0516069A (ru) |
| CA (1) | CA2582684C (ru) |
| DE (1) | DE602005006147T2 (ru) |
| FR (1) | FR2876658B1 (ru) |
| RU (1) | RU2346854C1 (ru) |
| WO (1) | WO2006042982A1 (ru) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2891242B1 (fr) * | 2005-09-23 | 2007-10-26 | Airbus France Sas | Turboreacteur pour aeronef, aeronef muni d'un tel turboreacteur, et procede de montage d'un tel turboreacteur sur un aeronef |
| FR2899200B1 (fr) * | 2006-03-28 | 2008-11-07 | Airbus France Sas | Aeronef a impact environnemental reduit |
| DE102008011643A1 (de) * | 2008-02-28 | 2009-09-03 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Flugzeugantriebseinheit mit Multi-Fan-Ausgestaltung |
| FR2935353B1 (fr) * | 2008-09-03 | 2010-09-10 | Airbus France | Mat pour la suspension d'un turbomoteur sous une aile d'aeronef |
| DE102008062813A1 (de) * | 2008-12-23 | 2010-07-15 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Flugzeug mit einer Heck-Propeller-Triebwerksanordnung |
| GB201102987D0 (en) * | 2011-02-22 | 2011-04-06 | Rolls Royce Plc | A propfan engine |
| US8740139B1 (en) * | 2012-04-23 | 2014-06-03 | The Boeing Company | Leading edge snag for exposed propeller engine installation |
| US9644537B2 (en) * | 2013-03-14 | 2017-05-09 | United Technologies Corporation | Free stream intake with particle separator for reverse core engine |
| FR3020347B1 (fr) * | 2014-04-28 | 2016-05-20 | Airbus Operations Sas | Procede d'assemblage d'une partie arriere d'aeronef |
| FR3039133B1 (fr) * | 2015-07-22 | 2020-01-17 | Safran Aircraft Engines | Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant une soufflante a l'arriere du fuselage |
| FR3043723B1 (fr) * | 2015-11-13 | 2017-11-24 | Snecma | Ensemble de propulsion d'un aeronef comportant un generateur de gaz, deux soufflantes deportees et une manche d'entree d'air |
| US10800539B2 (en) * | 2016-08-19 | 2020-10-13 | General Electric Company | Propulsion engine for an aircraft |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2499350A (en) * | 1945-01-17 | 1950-03-07 | Theodore C Bennett | Floating wing airplane |
| US3666211A (en) * | 1970-03-12 | 1972-05-30 | Mc Donnell Douglas Corp | Trijet aircraft |
| GB1364313A (en) * | 1971-02-05 | 1974-08-21 | Britten Norman Ltd | Aircraft |
| US4456204A (en) * | 1981-09-29 | 1984-06-26 | The Boeing Company | Deployable inlet for aeroplane center boost engine |
| US4871130A (en) * | 1988-06-21 | 1989-10-03 | Walter Schulze | Propulsion apparatus for an aircraft |
| US6113028A (en) * | 1996-02-22 | 2000-09-05 | Lohse; James R. | Amphibious aircraft |
| EP1046577A3 (en) * | 1999-04-19 | 2001-07-11 | Conway Holdings, Ltd. | Single engined aircraft |
| US6575406B2 (en) * | 2001-01-19 | 2003-06-10 | The Boeing Company | Integrated and/or modular high-speed aircraft |
-
2004
- 2004-10-15 FR FR0452348A patent/FR2876658B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-09-23 AT AT05800241T patent/ATE392361T1/de not_active IP Right Cessation
- 2005-09-23 US US11/665,320 patent/US7581694B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2005-09-23 RU RU2007117896/11A patent/RU2346854C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2005-09-23 DE DE602005006147T patent/DE602005006147T2/de active Active
- 2005-09-23 JP JP2007536231A patent/JP4418000B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2005-09-23 CN CNB2005800349399A patent/CN100430300C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2005-09-23 EP EP05800241A patent/EP1799549B1/fr not_active Not-in-force
- 2005-09-23 WO PCT/FR2005/050770 patent/WO2006042982A1/fr active IP Right Grant
- 2005-09-23 BR BRPI0516069-3A patent/BRPI0516069A/pt active Search and Examination
- 2005-09-23 CA CA002582684A patent/CA2582684C/fr not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2582684A1 (fr) | 2006-04-27 |
| DE602005006147D1 (de) | 2008-05-29 |
| FR2876658A1 (fr) | 2006-04-21 |
| JP2008516834A (ja) | 2008-05-22 |
| RU2007117896A (ru) | 2008-11-20 |
| CN100430300C (zh) | 2008-11-05 |
| US20070284477A1 (en) | 2007-12-13 |
| ATE392361T1 (de) | 2008-05-15 |
| EP1799549B1 (fr) | 2008-04-16 |
| JP4418000B2 (ja) | 2010-02-17 |
| DE602005006147T2 (de) | 2009-05-07 |
| BRPI0516069A (pt) | 2008-08-19 |
| CN101039840A (zh) | 2007-09-19 |
| US7581694B2 (en) | 2009-09-01 |
| EP1799549A1 (fr) | 2007-06-27 |
| FR2876658B1 (fr) | 2007-01-19 |
| CA2582684C (fr) | 2009-08-04 |
| WO2006042982A1 (fr) | 2006-04-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2346854C1 (ru) | Вертикальное хвостовое оперение для воздушного судна и воздушное судно, снабженное таким хвостовым оперением | |
| RU2438921C2 (ru) | Конструкция хвостовой части воздушного или космического судна | |
| RU2383473C2 (ru) | Узел двигателя для летательного аппарата | |
| US9032740B2 (en) | Engine assembly for an aircraft comprising attachments for engines offset below on the fan frame | |
| US8172527B2 (en) | Intermediate casing extension for an aircraft jet engine, comprising a sectorised annular groove for receiving the nacelle covers | |
| US9328630B2 (en) | Lateral propulsion unit for aircraft comprising a turbine engine support arch | |
| EP1882827B1 (en) | Embedded mount for mid-turbine frame | |
| US11866183B2 (en) | Aircraft with an offset nacelle aligned with the wake of the wing | |
| CN101522524B (zh) | 旁路涡轮喷气发动机的发动机舱 | |
| RU2398714C2 (ru) | Турбореактивный двигатель для летательного аппарата, летательный аппарат, оснащенный таким турбореактивным двигателем, и способ установки такого турбореактивного двигателя на летательном аппарате | |
| US8733693B2 (en) | Aircraft engine assembly comprising an annular load-transfer structure surrounding the central casing of a turbojet engine | |
| KR101557891B1 (ko) | 회전익 비행 기계의 로터 헤드와, 그러한 로터 헤드를 제조 및 조립하는 방법 | |
| RU2010115476A (ru) | Нижний задний аэродинамический обтекатель устройства крепления двигателя летательного аппарата | |
| US8800917B2 (en) | Aircraft engine pylon AFT aerodynamic fairing | |
| RU2485021C2 (ru) | Оптимизированная конфигурация двигателей для летательного аппарата | |
| ES2895276T3 (es) | Aeronave modular | |
| US8881536B2 (en) | Aircraft engine assembly comprising a turbojet engine with reinforcing structures connecting the fan casing to the central casing | |
| RU2492117C2 (ru) | Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя | |
| RU2409505C2 (ru) | Силовая установка летательного аппарата | |
| JP5215157B2 (ja) | 改善された設計の航空機用ジェットエンジンの中間ケーシング | |
| CN101772635B (zh) | 气体喷射锥、涡轮喷气发动机及其相关发动机组件 | |
| US9975641B2 (en) | Aircraft propelling assembly including a duct forming a thermal barrier integrated in the caisson of the rigid structure of the engine mounting system | |
| US20180178923A1 (en) | Semi-continuous fixation of an engine attachment pylon to an attachment device belonging to the wings of an aircraft | |
| EP3901032A1 (en) | Aerodynamic noise reduction thin-skin landing gear structure | |
| CN109018382A (zh) | 一种飞机发动机变形整流罩结构 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200924 |