RU2346855C2 - Переднее крепежное устройство для авиационного двигателя - Google Patents
Переднее крепежное устройство для авиационного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2346855C2 RU2346855C2 RU2004116113/11A RU2004116113A RU2346855C2 RU 2346855 C2 RU2346855 C2 RU 2346855C2 RU 2004116113/11 A RU2004116113/11 A RU 2004116113/11A RU 2004116113 A RU2004116113 A RU 2004116113A RU 2346855 C2 RU2346855 C2 RU 2346855C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- connecting rod
- ball joint
- pylon
- mounting
- Prior art date
Links
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 10
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 206010040925 Skin striae Diseases 0.000 description 1
- 208000031439 Striae Distensae Diseases 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B64D27/40—
-
- B64D27/404—
-
- B64D27/406—
Abstract
Изобретение относится к крепежному устройству, в частности к переднему крепежному устройству для крепления турбодвигателя к пилону воздушного судна. Крепежное устройство содержит верхнюю растяжку, имеющую жесткое средство крепления к пилону, первую и вторую соединительные тяги. Каждая тяга соединена с двигателем с помощью первого шарового шарнира, с одной стороны, и с растяжкой - с помощью второго шарового шарнира, с другой стороны. Каждая соединительная тяга содержит третье резервное соединение, и являются взаимозаменяемыми. Изобретение направлено на сведение к минимуму риска ошибки при сборке устройства для присоединения двигателя к конструкции летательного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к подвеске тяговых двигателей к конструкции воздушного судна. Это, в частности, относится к подвеске или к крепежному устройству, имеющему средство для фиксирования подвески в случае случайной поломки одной из ее деталей.
Тяговый двигатель может быть установлен в различных местах воздушного судна, например на пилоне, выполненном заодно с его конструкцией. Он может быть подвешен под крыльями, прикреплен к фюзеляжу или установлен в хвостовой части с помощью крепежных средств. Эти крепежные средства предназначены для обеспечения передачи механических нагрузок между двигателем и конструкцией воздушного судна. Учитываемые нагрузки ориентированы в трех основных направлениях, а именно: вес двигателя, его тяга и поперечные аэродинамические нагрузки. Передаваемые нагрузки также включают в себя вращающий момент вокруг оси двигателя. Помимо этого эти средства должны амортизировать деформации, которым подвергается двигатель на разных этапах полета, особенно по причине габаритных изменений в связи с тепловыми расширениями или сокращениями.
Способ подвески, например в случае турбовинтового двигателя, заключается в прикреплении двигателя к пилону, выполненному заодно с конструкцией крыла воздушного судна, с помощью передней подвески или крепления и задней подвески или крепления. В частности, передняя подвеска прикрепляется к наружному кожуху воздушного винта, и задняя подвеска - к заднему кожуху основного потока.
В соответствии с известной конфигурацией переднее крепление обеспечивает передачу вертикальных и тангенциальных нагрузок между двигателем и воздушным судном. Заднее крепление выполняется с возможностью передачи механических нагрузок в тех же направлениях и также для передачи вращающего момента двигателя вокруг оси турбодвигателя и оси тяги. Тяга передается через посредство двух штанг восприятия тяги, прикрепленных спереди, к основанию воздушного винта на обеих сторонах продольной оси, и сзади - посредством задней подвески двигателя.
Настоящее изобретение относится к креплению, выполненному с возможностью передачи вертикальных и поперечных нагрузок между двигателем и пилоном воздушного судна. Это - упоминаемая выше конфигурация переднего крепления.
Крепление этого типа содержит так называемую верхнюю растяжку, выполненную заодно с пилоном, так называемую нижнюю растяжку, выполненную заодно с кожухом двигателя, и комплект соединительных тяг, взаимодействующих с указанными деталями. За счет своего расположения соединительные тяги должны обеспечивать передачу нагрузки тягового усилия и сжимающих нагрузок вдоль своей оси.
Крепежные устройства также - на случай выхода из строя какой-либо детали - включают в себя предохранительные средства, исключающие отделение двигателя от воздушного судна. Например, известны средства, состоящие из элементов, которые бездействуют в условиях нормальной работы двигателя, когда детали крепежного устройства не нарушены. При поломке какой-либо детали предохранительные устройства вступают в действие. Эти предохранительные устройства подменяют неисправные детали в крепежном устройстве.
Например, известно крепежное устройство, описываемое в патенте США №6330955 и содержащее первую соединительную тягу и вторую соединительную тягу между верхней и нижней растяжками. Первая соединительная тяга установлена с помощью соединения в виде шарового шарнира с проушиной двигателя, и с помощью двух отдельных кулис - с верхней растяжкой, из которых одна имеет шаровой шарнир, а другая является осевой. Вторая соединительная тяга связана с проушиной двигателя посредством шарового шарнира, и с верхней растяжкой посредством единого шарового шарнира в условиях обычной работы. Предусмотрено второе соединение, но соединительный штифт прикреплен к соответствующей детали с зазором. Поэтому в условиях нормальной работы это второе соединение остается бездействующим. Это устройство содержит третью соединительную тягу между двумя растяжками и находится в готовности также за счет наличия зазоров между соединительным штифтом и их соответствующим посадочным гнездом. В условиях нормальной работы нагрузки передаются первой соединительной тягой по обеим ее точкам соединения с верхней растяжкой. Второй соединительный штифт передает нагрузки растяжения и сокращения за счет своей связи с единым шарниром.
В случае поломки второй соединительной тяги обе растяжки поворачиваются относительно друг друга вокруг первой соединительной тяги, чтобы устранить первоначальные зазоры на третьей соединительной тяге. Последняя приводится в действие и подменяет вторую соединительную тягу. В случае поломки первой соединительной тяги зазоры второй соединительной тяги устраняются, и также - зазоры третьей кулисы второй соединительной тяги. Затем снова подвеска продолжает выполнять свою функцию без каких-либо изменений в показателях своей работы.
Можно отметить, что первая и вторая соединительные тяги имеют форму бумеранга и имеют определенную симметрию. Но они не являются взаимозаменяемыми, поскольку одна из осей второй соединительной тяги установлена с зазором, в то время как три оси действуют в первой.
Это техническое решение предполагает станочную обработку определенных деталей. Каждая соединительная тяга имеет особое положение в подвеске. Поэтому имеется столько же точек отсчета, сколько имеется деталей, составляющих крепежное устройство. Это не предполагает максимальную экономию при изготовлении и эксплуатации.
Причем обе главные соединительные тяги по форме псевдоодинаковые. Во время сборки техник должен соблюдать очень точную рабочую методику и работать очень тщательно. Нельзя не учитывать опасность установки какой-либо детали вместо другой.
Задача настоящего изобретения заключается в обеспечении устройства для крепления двигателя к конструкции воздушного судна, в котором риск допущения ошибки во время сборки будет снижен до минимального.
Еще одна задача настоящего изобретения заключается в обеспечении устройства, содержащего взаимозаменяемые детали. Тем самым будет обеспечена возможность выполнения сборки с небольшим числом разных деталей. Будет не только снижен риск ошибки, но также и снизятся затраты на изготовление, обслуживание и складирование деталей.
Настоящее изобретение решает эти задачи путем обеспечения устройства для крепления турбодвигателя на пилоне воздушного судна, имеющего верхнюю растяжку, установленную на нем жесткими крепежными средствами, первую и вторую соединительные тяги, каждая из которых соединена с растяжкой с помощью первого шарового шарнира, с одной стороны, и с двигателем с помощью второго шарового шарнира, с другой стороны, отличающегося тем, что каждая соединительная тяга имеет третью резервную кулису.
В частности, по меньшей мере одна из двух резервных кулис выполнена в виде шарового шарнира, в котором поворотный штифт установлен в своем посадочном гнезде с зазором, при этом оба зазора одинаковые.
Согласно первому осуществлению третье резервное соединение связывает соединительную тягу с верхней растяжкой.
Согласно еще одному осуществлению третье резервное соединение связывает соединительную тягу с двигателем.
Первая и вторая соединительные тяги предпочтительно являются одинаковыми. В частности, соединительные тяги имеют искривленную форму, при этом три кулисы установлены под углом друг к другу.
Фиг.1 показывает общий вид крепления двигателя к пилону воздушного судна.
Фиг.2 показывает, в перспективе, устройство крепления двигателя согласно изобретению.
Фиг.3 показывает устройство согласно Фиг.2 с пространственным разделением деталей.
Фиг.4 показывает в перспективе второе осуществление изобретения.
Фиг.5 показывает вид спереди соединительной тяги с разными шаровыми шарнирами.
Фиг.1 показывает задний вид в три четверти турбодвигателя 1, крепежные средства которого установлены на пилоне воздушного судна (не показан). В соответствии с распространенным в данное время методом крепления двигатель содержит крепежное средство 10 спереди двигателя, прикрепленное к внешнему кожуху воздушного винта. Он также содержит крепежное средство 40 сзади, прикрепленное к выходному кожуху первичного потока. Развиваемая двигателем тяга передается двумя соединительными штоками 50, прикрепленными одним концом к основанию воздушного винта, и другим концом - к заднему креплению 40.
Изобретение относится к переднему креплению 10, описываемому со ссылкой на Фиг.2, 3 и 5. Крепление 10 состоит из верхней растяжки 12, нижней растяжки 14 и двух соединительных тяг 16 и 18 и шарового шарнира, связывающих нижнюю растяжку с верхней растяжкой.
Верхняя растяжка выполнена в виде балки 120, здесь с четырьмя посадочными отверстиями под болты, которыми растяжка крепится как его часть к пилону воздушного судна. Балка проходит по обе стороны в поперечном направлении относительно оси двигателя и имеет две вилки 121 и 123 соответственно.
Нижняя растяжка 14, форма которой выполнена с возможностью ее прикрепления к кожуху воздушного винта с помощью сварки или заклепок, в периферическом направлении имеет две вилки 141 и 143, которые обращены к вилкам верхней растяжки.
Обе растяжки соединяются друг с другом соединительными тягами 16 и 18 с помощью кулис, образующих шаровые шарниры, согласно Фиг.3.
Например, соединительная тяга 16 соединена с вилкой 141 посредством первой кулисы 161, предпочтительно посредством шарового шарнира со штифтом 162. Соединения в виде шаровых шарниров хорошо известны в этой области техники. Например, это соединение имеет штифт 162, установленный в гнезде 163 со сферической внешней поверхностью, и крепится в посадочном отверстии соединительной тяги. Штифт 162 с возможностью поворота установлен в соответствующих посадочных отверстиях, выполненных в проушинах вилки 141.
Шаровой шарнир обеспечивает возможность поворота одновременно вокруг штифта 162 и вокруг обоих направлений, перпендикулярных к нему. Он выполнен с возможностью передачи только тяговых и сжимающих нагрузок через штифт 162.
Соединительная тяга 16 соединена с вилкой 121 через вторую кулису, которая тоже является предпочтительно соединением в виде шарового шарнира 164, который подобно ему имеет штифт 165 и сферическое гнездо 166. Штифт 165 с возможностью поворота установлен в посадочных отверстиях в вилке 121.
Согласно изобретению соединительная тяга 16 соединена с вилкой 121 через третье соединение 167, которое является резервным. Это выражение означает соединение, которое при нормальной работе бездействует; оно не передает какие-либо нагрузки. Оно становится действующим и передает нагрузки в случае поломки деталей крепления. Согласно более наглядному изображению на Фиг.5 эта кулиса выполнена, например, с помощью штифта 168, проходящего через соединительную тягу 16 и вилку 121. Штифт 168 установлен с радиальным зазором Е1 в отверстии соединительной тяги 16.
Согласно Фиг.3 или 5 соединительная тяга 16 не прямолинейная, а имеет форму, напоминающую бумеранг. Три кулисы не центрированы.
Соединительная тяга 18 содержит, подобно соединительной тяге 16, первый шаровой шарнир 181 и штифт 182 с вилкой 143. Она связана вторым шаровым шарниром 184 и штифтом 185 с вилкой 123. Она также содержит резервное соединение 187 с вилкой 123. Эта кулиса, как и в вилке 121, обеспечивается с помощью штифта 188, установленного с заданным радиальным зазором Е2 в посадочных отверстиях, центрированных на вилке и соединительной тяге.
Зазоры Е1 и Е2 предпочтительно являются одинаковыми. Помимо этого в силу симметрии конструкции и средств, формирующих крепление, обе соединительные тяги являются предпочтительно взаимозаменяемыми.
Устройство действует в соответствии с приводимым ниже описанием.
При нормальной работе нагрузки на плоскости, перпендикулярной оси двигателя, т.е. нагрузки с вертикальной и/или поперечной составляющей, передаются от двигателя к пилону через посредство нижней растяжки, первой и второй кулис и верхней растяжки. Обе резервные кулисы не действуют.
В случае поломки соединительной тяги 16, например, происходит переключение между обеими растяжками вокруг соединительной тяги 18 - до исчезновения радиального зазора третьего соединения 187. Это смещение также происходит в случае отказа другой детали на пути нагрузок, проходящих через соединительную тягу 16, например балки верхней растяжки, проушины вилки 141 или шарового шарнира.
Соединение между двумя растяжками при этом становится жестким. Это соединение обеспечивает передачу и вертикальных и/или поперечных нагрузок.
Фиг.4 показывает второй пример осуществления. Он отличается от первого примера осуществления тем, что третьи соединения выполнены наоборот. Те же ссылочные обозначения для соответствующих средств дополнительно имеют обозначение со знаком - '. Обе растяжки 12' и 14' изменены таким образом, что третьи соединения 167' и 187' со своими соответствующими штифтами 168' и 188' предусмотрены на нижней растяжке 14'. Вилки 141' и 143' поэтому имеют отверстия для первых соединений 161' и 181', и также для третьих соединений. Вилки 121' и 123' вмещают вторые соединения. Соединительные тяги, соединяющие вилки верхней растяжки с нижней растяжкой, имеют ту же форму, что и в первом осуществлении. Они просто выполнены наоборот. За счет размещения третьих соединений на двигателе можно уменьшить размер вилок 121' и 123', чтобы сделать конструкцию крепежного устройства более компактной и уменьшить нужное для нее пространство.
Claims (5)
1. Устройство для крепления турбодвигателя (1) к пилону воздушного судна, формирующее переднее крепление в системе сборки, содержащей переднее крепление, заднее крепление и соединительные тяговые штоки, причем устройство состоит из верхней растяжки (12, 12'), имеющей жесткое средство крепления к пилону; первую (16) и вторую (18) соединительные тяги, каждая из которых соединена с двигателем с помощью первого шарового шарнира (161, 181; 161', 181'), с одной стороны, и с растяжкой (12, 12') - с помощью второго шарового шарнира (165, 185; 165', 185'), с другой стороны, отличающееся тем, что каждая соединительная тяга (16, 18) содержит третье резервное соединение (167, 187; 167', 187') связывающее соединительную тягу с двигателем, при этом первая и вторая соединительные тяги (16, 18) являются взаимозаменяемыми.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что по меньшей мере одно из резервных соединений (167, 187; 167', 187') выполнено в виде шарового шарнира с поворотным штифтом, установленным с зазором в его посадочном отверстии.
3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что каждая резервная кулиса является шаровым шарниром с поворотным штифтом (168, 188; 168', 188'), установленным с зазором в его посадочном отверстии, при этом оба зазора являются одинаковыми.
4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что первая и вторая соединительные тяги (16, 18) являются одинаковыми.
5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что соединительная тяга имеет искривленную форму и три кулисы образуют угол по отношению друг к другу.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0306436A FR2855495B1 (fr) | 2003-05-27 | 2003-05-27 | Dispositif d'accrochage avant de moteur d'avion |
FR0306436 | 2003-05-27 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004116113A RU2004116113A (ru) | 2005-11-10 |
RU2346855C2 true RU2346855C2 (ru) | 2009-02-20 |
Family
ID=33104491
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004116113/11A RU2346855C2 (ru) | 2003-05-27 | 2004-05-26 | Переднее крепежное устройство для авиационного двигателя |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7165743B2 (ru) |
EP (1) | EP1481896B1 (ru) |
JP (1) | JP4272106B2 (ru) |
BR (1) | BRPI0401809B1 (ru) |
CA (1) | CA2469868C (ru) |
DE (1) | DE602004006463T2 (ru) |
ES (1) | ES2285378T3 (ru) |
FR (1) | FR2855495B1 (ru) |
RU (1) | RU2346855C2 (ru) |
UA (1) | UA85533C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2567304C2 (ru) * | 2010-10-08 | 2015-11-10 | Эрбус Оперейшнс, С.Л. | Крепление хвостового обтекателя к фюзеляжу летательного аппарата, обеспечивающее взаимозаменяемость хвостового обтекателя |
Families Citing this family (41)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2862612B1 (fr) * | 2003-11-25 | 2006-02-17 | Airbus France | Dispositif d'accrochage d'un moteur sous une voilure d'aeronef |
US20060032974A1 (en) * | 2004-08-16 | 2006-02-16 | Honeywell International Inc. | Modular installation kit for auxiliary power unit |
FR2883839B1 (fr) * | 2005-03-29 | 2007-06-29 | Snecma Moteurs Sa | Suspension arriere de turboreacteur |
FR2883940B1 (fr) * | 2005-03-31 | 2008-10-10 | Airbus France Sas | Bielle structurale creuse et procede de fabrication d'une telle bielle |
US20070057128A1 (en) * | 2005-09-14 | 2007-03-15 | Honeywell International, Inc. | Auxiliary power unit case flange to plate adapter |
FR2891243B1 (fr) * | 2005-09-26 | 2009-04-03 | Airbus France Sas | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef |
FR2891253B1 (fr) * | 2005-09-28 | 2007-10-26 | Airbus France Sas | Attache arriere d'un moteur d'aeronef a deux manilles |
GB0603539D0 (en) * | 2006-02-22 | 2006-04-05 | Airbus Uk Ltd | Control surface failsafe drop link |
US20100213313A1 (en) * | 2006-11-06 | 2010-08-26 | Goodrich Corporation | Integrated aircraft cargo loading and cargo video monitoring system |
FR2914907B1 (fr) * | 2007-04-16 | 2009-10-30 | Snecma Sa | Suspension souple avec peigne pour turbomoteur |
FR2915175B1 (fr) * | 2007-04-20 | 2009-07-17 | Airbus France Sa | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une poutre d'attache moteur arriere deportee du caisson |
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. |
FR2924094B1 (fr) * | 2007-11-23 | 2010-01-15 | Snecma | Turboreacteur suspendu a un pylone d'aeronef |
US8950702B2 (en) * | 2008-01-18 | 2015-02-10 | United Technologies Corporation | Pylon and engine mount configuration |
FR2926536B1 (fr) * | 2008-01-23 | 2010-07-30 | Snecma | Accrochage d'un systeme propulsif a un element de structure d'un aeronef |
US8672260B2 (en) | 2009-12-02 | 2014-03-18 | United Technologies Corporation | Single plane mount system for gas turbine engine |
US8905368B2 (en) * | 2010-06-14 | 2014-12-09 | Lord Corporation | Helicopter engine mounting system and methods |
FR2965549B1 (fr) * | 2010-10-01 | 2013-07-05 | Airbus Operations Sas | Dispositif de reprise de poussee a bielles pour mat d'accrochage d'un moteur d'aeronef, integrant trois rotules alignees |
FR2965796B1 (fr) | 2010-10-07 | 2013-06-07 | Snecma | Suspension d'un moteur a un mat d'aeronef comportant un arceau de suspension |
FR2973339B1 (fr) * | 2011-03-29 | 2014-08-22 | Snecma | Dispositif de suspension d'une turbomachine a un avion |
FR2974065B1 (fr) * | 2011-04-14 | 2013-05-10 | Snecma | Procede de montage d'un moteur d'aeronef sur un pylone et attache moteur pour la mise en oeuvre d'un tel procede. |
US20130074517A1 (en) * | 2011-09-23 | 2013-03-28 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine mount assembly |
US9016623B2 (en) * | 2011-11-30 | 2015-04-28 | The Boeing Company | Jam protection and alleviation for control surface linkage mechanisms |
CN103318415B (zh) * | 2012-03-21 | 2015-10-14 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种航空发动机安装维护用升降装置 |
FR2997142B1 (fr) * | 2012-10-18 | 2014-12-05 | Epsilon Composite | Procede de realisation d'un embout goupille d'une piece longitudinale, embout ainsi obtenu |
FR3000467A1 (fr) * | 2012-12-28 | 2014-07-04 | Airbus Operations Sas | Manille a trois points a capacite de filtrage de vibrations et attache moteur d'aeronef equipee d'une telle manille |
CN103101628B (zh) * | 2013-02-06 | 2015-05-27 | 中国商用飞机有限责任公司 | 一种与飞机吊挂一体化的前安装节 |
US8979020B2 (en) | 2013-06-07 | 2015-03-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mounting system for mounting engine nacelle components and associated method |
US10144524B2 (en) * | 2013-06-14 | 2018-12-04 | Rohr, Inc. | Assembly for mounting a turbine engine to a pylon |
WO2015010315A1 (en) | 2013-07-26 | 2015-01-29 | Mra Systems, Inc. | Aircraft engine pylon |
FR3032180B1 (fr) * | 2015-01-30 | 2018-05-18 | Airbus Operations | Ensemble propulsif comportant un turboreacteur et un mat d'accrochage permettant une nouvelle distribution des efforts entre le turboreacteur et la voilure |
FR3041935B1 (fr) * | 2015-10-05 | 2017-12-15 | Airbus Operations Sas | Ensemble moteur pour aeronef comprenant au moins deux attaches moteur arriere decalees axialement l'une de l'autre |
FR3059645B1 (fr) * | 2016-12-02 | 2018-12-07 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de suspension pour turbomachine |
CN107521706A (zh) * | 2017-07-28 | 2017-12-29 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 发动机辅助安装接头 |
DE102017129060A1 (de) * | 2017-12-06 | 2019-06-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Integrierte Tragstruktur für ein Flugzeugtriebwerk und dessen Zubehörkomponenten |
FR3081836B1 (fr) | 2018-06-01 | 2020-11-06 | Airbus Operations Sas | Ensemble propulsif d'aeronef et procede de verification de l'integrite d'une attache moteur de l'ensemble propulsif |
FR3086924B1 (fr) * | 2018-10-08 | 2021-02-12 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine comportant des moyens de suspension |
US11479104B2 (en) | 2019-07-24 | 2022-10-25 | Honeywell International Inc. | System and method for gas turbine engine mount with seal |
FR3102976B1 (fr) * | 2019-11-13 | 2023-11-24 | Safran Aircraft Engines | Avion à suspension instrumentée |
US11821253B2 (en) * | 2020-11-12 | 2023-11-21 | The Boeing Company | Aircraft door common stop fitting |
CN117020611B (zh) * | 2023-09-01 | 2024-03-19 | 昆山帕捷汽车零部件有限公司 | 一种发动机连接杆上螺栓和卡环的预锁紧的装配机 |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5275357A (en) * | 1992-01-16 | 1994-01-04 | General Electric Company | Aircraft engine mount |
US5320307A (en) * | 1992-03-25 | 1994-06-14 | General Electric Company | Aircraft engine thrust mount |
US5351930A (en) * | 1992-08-11 | 1994-10-04 | Lord Corporation | Mounting for engines and the like |
US5303880A (en) * | 1992-10-28 | 1994-04-19 | General Electric Company | Aircraft engine pin mount |
US5649417A (en) * | 1995-03-24 | 1997-07-22 | The Boeing Company | Fail-safe engine mount system |
US5620154A (en) * | 1995-05-03 | 1997-04-15 | The Boeing Company | Three link failsafe engine mount |
US5860623A (en) * | 1995-05-03 | 1999-01-19 | The Boeing Company | Three link failsafe engine mount |
US6189830B1 (en) * | 1999-02-26 | 2001-02-20 | The Boeing Company | Tuned engine mounting system for jet aircraft |
US6330995B1 (en) * | 2000-02-29 | 2001-12-18 | General Electric Company | Aircraft engine mount |
FR2828167B1 (fr) * | 2001-07-31 | 2003-11-21 | Airbus France | Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aeronef |
-
2003
- 2003-05-27 FR FR0306436A patent/FR2855495B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-05-12 US US10/843,306 patent/US7165743B2/en active Active
- 2004-05-13 JP JP2004143229A patent/JP4272106B2/ja active Active
- 2004-05-17 EP EP04291253A patent/EP1481896B1/fr active Active
- 2004-05-17 ES ES04291253T patent/ES2285378T3/es active Active
- 2004-05-17 DE DE602004006463T patent/DE602004006463T2/de active Active
- 2004-05-24 BR BRPI0401809-5B1A patent/BRPI0401809B1/pt active IP Right Grant
- 2004-05-25 CA CA2469868A patent/CA2469868C/fr active Active
- 2004-05-26 RU RU2004116113/11A patent/RU2346855C2/ru active
- 2004-05-26 UA UA20040504029A patent/UA85533C2/ru unknown
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2567304C2 (ru) * | 2010-10-08 | 2015-11-10 | Эрбус Оперейшнс, С.Л. | Крепление хвостового обтекателя к фюзеляжу летательного аппарата, обеспечивающее взаимозаменяемость хвостового обтекателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2469868C (fr) | 2012-10-02 |
DE602004006463T2 (de) | 2008-01-17 |
UA85533C2 (ru) | 2009-02-10 |
FR2855495B1 (fr) | 2006-11-24 |
US20040251381A1 (en) | 2004-12-16 |
US7165743B2 (en) | 2007-01-23 |
FR2855495A1 (fr) | 2004-12-03 |
EP1481896A1 (fr) | 2004-12-01 |
ES2285378T3 (es) | 2007-11-16 |
JP4272106B2 (ja) | 2009-06-03 |
EP1481896B1 (fr) | 2007-05-16 |
CA2469868A1 (fr) | 2004-11-27 |
JP2004352233A (ja) | 2004-12-16 |
BRPI0401809A (pt) | 2005-01-18 |
RU2004116113A (ru) | 2005-11-10 |
BRPI0401809B1 (pt) | 2013-09-24 |
DE602004006463D1 (de) | 2007-06-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2346855C2 (ru) | Переднее крепежное устройство для авиационного двигателя | |
RU2435968C2 (ru) | Задний узел подвески двигателя летательного аппарата со сдвоенной серьгой и силовая установка, содержащая такой узел | |
RU2374142C2 (ru) | Подвеска для подвешивания реактивного двигателя на стойке летательного аппарата | |
US7021585B2 (en) | Aircraft engine rear mount with thrust links and boomerang-shaped lever | |
US7108224B2 (en) | Aircraft engine rear suspension with thrust recovery | |
US5871175A (en) | Redundant front suspension system for a turboshaft engine | |
JP4936672B2 (ja) | フェールセーフ航空機エンジン取付けシステム | |
US5725181A (en) | Aircraft engine thrust mount | |
US5277382A (en) | Aircraft engine forward mount | |
US5927644A (en) | Double failsafe engine mount | |
JP4498694B2 (ja) | 単一のスラストリンクを有する航空機エンジンマウント | |
US8146856B2 (en) | Device for attaching an aircraft engine and aircraft comprising at least one such device | |
US5871176A (en) | Redundant front suspension system for a turboshaft engine | |
US6347765B1 (en) | Device for attaching an aircraft engine to a strut | |
RU2346856C2 (ru) | Заднее крепежное устройство авиационного двигателя | |
US8443612B2 (en) | Engine mounting arrangement | |
US7789344B2 (en) | Aircraft engine mounting device attachment arrangement | |
US8205826B2 (en) | Device for attaching an aircraft engine and aircraft comprising at least one such device | |
US6341746B1 (en) | Device for attaching an aircraft engine | |
JPH05193586A (ja) | ターボジェットエンジンを懸吊するための後部連結構造 | |
US8322652B1 (en) | Thrust mount arrangement for an aircraft engine | |
US20220355946A1 (en) | Front engine attachment system for an aircraft engine, comprising a more a lightweight structure | |
RU2238224C1 (ru) | Задний пояс подвески газотурбинного двухконтурного двигателя | |
RU95122408A (ru) | Безотказная подвеска для крепления кожуха реактивного двигателя к опорной структуре самолета |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
PD4A | Correction of name of patent owner |