RU2346856C2 - Заднее крепежное устройство авиационного двигателя - Google Patents
Заднее крепежное устройство авиационного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2346856C2 RU2346856C2 RU2004116111/11A RU2004116111A RU2346856C2 RU 2346856 C2 RU2346856 C2 RU 2346856C2 RU 2004116111/11 A RU2004116111/11 A RU 2004116111/11A RU 2004116111 A RU2004116111 A RU 2004116111A RU 2346856 C2 RU2346856 C2 RU 2346856C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- link
- pylon
- crossbars
- aircraft
- Prior art date
Links
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 13
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 6
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 4
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 4
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 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
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000007726 management method Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 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
- B64D27/40—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
- B64D27/40—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)
- Pivots And Pivotal Connections (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Shafts, Cranks, Connecting Bars, And Related Bearings (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Axle Suspensions And Sidecars For Cycles (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Clamps And Clips (AREA)
Abstract
Изобретение относится к задней крепежной подвеске или заднему крепежному устройству двигателя с турбонаддувом к пилону летательного аппарата. Заднее крепежное устройство авиационного двигателя включает верхнюю растяжку, скрепленную с пилоном крепежным средством, на которое шарнирно подвешивается при помощи вторых шаровых шарнирных соединений три кулисные планки. Кулисные планки расположены поперечно относительно продольной оси двигателя, первая и вторая кулисные планки расположены по обе стороны оси двигателя, а третья кулисная планка расположена между ними. Кулисные планки связаны с двигателем посредством первых шаровых шарнирных соединений. Первая и вторая кулисные планки включают третью резервную связь с вращающимся осевым штифтом, установленным с зазором в его посадочном отверстии. Изобретение направлено на сведение к минимуму риска ошибки при сборке устройства для присоединения двигателя к конструкции летательного аппарата. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к подвеске тяговых двигателей в летательных аппаратах. Оно относится, в частности, к подвеске или заднему крепежному устройству, включающему средство для сохранения подвески в случае случайной поломки одной из ее частей.
Тяговый двигатель может быть установлен в различных местах летательного аппарата, например подвешен на пилоне, входящем в его конструкцию. Он может быть подвешен под крыльями, закреплен на фюзеляже или установлен в хвостовой части посредством крепежных средств. Эти крепежные средства гарантируют передачу механических нагрузок между двигателем и конструкцией летательного аппарата. Нагрузки, которые принимаются во внимание, ориентированы по трем главным направлениям. Этими нагрузками особенно являются вес двигателя, осевая нагрузка и боковые аэродинамические нагрузки. К передаваемым нагрузкам также относится обратный крутящий момент вокруг оси двигателя. Кроме того, эти средства должны поглощать деформации, которым подвергается двигатель при различных режимах полета особенно по причине пространственных изменений размеров, связанных с тепловым расширением или сжатием.
Способ подвески, например, в случае типового лопастного двигателя с турбонаддувом, заключается в креплении двигателя к пилону, составляющему одно целое с конструкцией крыла летательного аппарата, с использованием передней подвески или прикрепления и задней подвески или прикрепления. Передняя подвеска закреплена преимущественно на внешней стороне корпуса воздушного винта и задняя подвеска - на корпусе вытяжной трубы магистрального потока.
Известна конфигурация, в которой переднее крепление размещается таким образом, чтобы гарантировать передачу вертикальных и тангенциальных нагрузок между двигателем и летательным аппаратом. Заднее крепление предназначено для передачи механических нагрузок вдоль одних и тех же направлений, а так же обеспечивает возможность восстановления крутящего момента двигателя с турбонаддувом вокруг его оси и тяги. Последняя передается посредством двух восстанавливающих тягу стержней, прикрепленных спереди к основанию воздушного винта с обеих сторон относительно его продольной оси и сзади посредством задней подвески к двигателю.
Настоящее изобретение относится к соединению, установленному для передачи вертикальных и поперечных нагрузок между двигателем и пилоном летательного аппарата. Эта конфигурация заднего соединения напоминает ранее известную конфигурацию.
В патенте ЕР 527672 заявитель описывает соединение такого типа. Оно включает три внешних соединительных выступа или скобы, которые предусмотрены как единая деталь в верхнем сечении вытяжного корпуса турбореактора. Эти выступы позволяют прикрепить вытяжной корпус к нижним концам трех подвесных кулисных планок, верхние концы которых установлены в устройстве крепления, выполненного, преимущественно, в виде дуги окружности в плоскости, поперечной оси двигателя. Это устройство крепления включает растяжку, к которой прикреплены кулисные планки посредством продольной подвесной оси. Эта растяжка крепится под пилоном соответствующими средствами. Благодаря такому расположению кулисные планки позволяют передавать тяговые и сжимающие нагрузки вдоль их осей. Кулисные планки зафиксированы другими своими концами в выступах или скобах нижней растяжки, интегрированной в вытяжной корпус.
Решение, предложенное в этом патенте, относится к средствам, позволяющим препятствовать поломке двигателя, в случае механических повреждений упомянутой растяжки.
Крепежные устройства также содержат средства безопасности, которые препятствуют поломке двигателя, в случае поломки кулисной планки, а не растяжки. Например, известно средство, состоящее, в основном, из элементов, которые остаются неактивными при нормальных условиях работы двигателя, то есть когда части крепежного устройства не повреждены. Если другие части повреждены, средство безопасности становится активным. Элементы принимают на себя нагрузки вместо поврежденных частей в крепежном устройстве.
Известно крепежное устройство, описанное в патенте США 6330995, включающее первый соединительный рычаг и второй соединительный рычаг между двумя верхней и нижней растяжками. Первый соединительный рычаг установлен с использованием шарового шарнира для соединения с выступом на двигателе и с использованием двух отдельных связей для соединения с верхней растяжкой, на одной из которых размещен шаровой шарнир, а другая является осью. При нормальной работе устройства второй соединительный штифт связан с выступом на двигателе посредством шарового шарнирного соединения, а с верхней растяжкой - посредством единственного шарового шарнирного соединения. Во втором соединении соединительный штифт установлен с образованием зазора в его взаимозаменяемой части. Поэтому при нормальной работе устройства, эти вторые соединения остаются неактивными. Устройство включает третий соединительный рычаг между обеими растяжками, который остается резервным из-за наличия зазоров между соединительным штифтом и его соответствующим посадочным отверстием в растяжках. При нормальной работе устройства передача нагрузок выполняется первым из соединительных рычагов посредством обоих соединительных штифтов верхней пластине. Второй соединительный рычаг передает тяговые и сжимающие нагрузки по причине его монтажа с единственным соединением.
Если второй соединительный рычаг поврежден, обе растяжки поворачиваются друг относительно друга вокруг первого соединительного рычага, для устранения изначальных зазоров на третьем соединительном рычаге. Последний становится активным и замещает второй соединительный рычаг. Если первый соединительный рычаг поврежден, зазоры на втором соединительном рычаге устраняются так же как зазор третьей связи второго соединительного рычага. Тогда снова подвеска выполняет свою функцию далее, без каких-либо изменений в ее действиях.
Можно заметить, что первые и вторые соединительные рычаги имеют форму бумеранга и симметричны. Однако они не взаимозаменяемы, так как одна из осей второго соединительного рычага установлена с зазором, тогда как эти три оси активны в первом.
Этот тип выполнения устройства приводит к механической обработке отдельных частей. Каждый соединительный рычаг имеет единственное положение в подвеске. Следовательно, для удобства использования крепежное устройство состоит из множества частей. Это не подразумевает оптимальную экономию при изготовлении и управлении.
Кроме того, оба главных соединительных рычага почти идентичны по форме. Во время сборки техник должен очень точно придерживаться рабочего режима и осуществлять его с большой осторожностью. Нельзя не учитывать и риск ошибочной сборки одной части вместо другой.
Задачей данного изобретения является сведение к минимуму риска ошибки при сборке устройства для присоединения двигателя к конструкции летательного аппарата.
Это изобретение направлено также на создание устройства, включающего взаимозаменяемые части. Что делает возможным выполнять сборку с использованием меньшего количества различных частей, чем в предшествующих технических решениях. Помимо сведения к минимуму риска ошибок при сборке, также снижаются затраты на изготовление, обслуживание и управление.
Эти задачи решаются в заявленном изобретении посредством устройства крепления двигателя с турбонаддувом к пилону летательного аппарата, включающего верхнюю растяжку, скрепленную с пилоном крепежным средством, которое подвешивается при помощи вторых шаровых шарнирных соединений, три кулисные планки смонтированы в плоскости, расположенной поперечно относительно продольной оси двигателя, первая и вторая кулисные планки расположены по обе стороны от оси двигателя, а третья кулисная планка расположена между ними, кулисные планки непосредственно связаны с двигателем посредством первых шаровых шарнирных соединений, при этом каждая первая и вторая кулисные планки включают третью резервную связь, а также тем, что верхняя растяжка образована перекладиной, жестко установленной на пилоне.
По меньшей мере, одна из двух резервных связей снабжена, как и шаровое шарнирное соединение, вращающимся осевым штифтом, установленным с зазором в его посадочном отверстии. В частности, каждая резервная связь является шаровым шарнирным соединением с продольным осевым вращающимся штифтом, установленным с зазором в его посадочном отверстии, оба зазора в связях являются одинаковыми.
Третье резервное соединение связывает соединительный рычаг с верхней растяжкой.
Предпочтительно, чтобы первые и вторые соединительные рычаги были одинаковы по форме. Таким образом, благодаря изобретению крепежное устройство снабжено средством безопасности, включающим небольшое количество различных частей.
Согласно другой характеристике первое и второе подвесные соединительные средства включают шаровое шарнирное соединение, позволяющее поглотить часть нагрузочных составляющих, которые не ориентированы перпендикулярно к продольным вращающимся осевым штифтам.
Другие характеристики и преимущества будут понятны из следующего описания, сопровождаемого чертежами:
фиг.1 представляет общий вид крепления двигателя к пилону самолета,
на фиг.2 изображено устройство в сборе на двигателе согласно изобретению,
на фиг.3 представлено устройство, изображенное на фиг.2, в разобранном виде,
на фиг.4 показан вид спереди кулисной планки с различными соединениями.
Фиг.1 представляет вид сзади в плане двигателя 1 с турбонаддувом, оборудованного средствами соединения с пилоном летательного аппарата, который не представлен. Преимущественно он может быть прикрепленным к крылу летательного аппарата. Согласно этому варианту подвески двигатель включает крепежное устройство 40 на передней части двигателя, закрепленное на внешней стороне лопастного корпуса. Он также включает заднее крепежное средство 10, зафиксированное на корпусе вытяжной трубы магистрального потока. Восстановление тяги обеспечивается двумя стержнями 50, прикрепленными с одной стороны к основе воздушного винта, а с другой - к заднему крепежному средству.
Настоящее изобретение относится к заднему креплению, изображенному ниже на фиг.2-4. Крепление 10 образовано из верхней растяжки 12 и из трех соединительных рычагов 16, 17 и 18, соединяющих пластину 12 с выступами или скобами, выполненными на корпусе вытяжной трубы, которые не представлены на чертеже. Выгоднее, чтобы эти выступы были составной частью одной нижней растяжки. Согласно представленному варианту конструкции соединительные рычаги прямолинейны.
Верхняя растяжка образована перекладиной 120, в этом примере, с четырьмя отверстиями для сквозного прохождения болтов или винтов, с помощью которых она соединена с пилоном летательного аппарата. Растяжка выполнена по существу прямоугольной формы; она установлена поперек продольной оси двигателя. Перекладина удлинена с обеих сторон относительно двигателя двумя скобами 126 и 128 соответственно для связи с соединительными рычагами, 16 и 18 соответственно. Третья скоба 127, взаимосвязанная с перекладиной снизу, обеспечивает связь с соединительным рычагом 17.
Более детально связи представляют собой следующее. Соединительный рычаг 16, например, связан со скобой на двигателе посредством первого связующего звена 161 со штифтом 162. Штифт 162 проходит через выступы, образующие скобу на двигателе, а также рычаг 16, и удерживается в соответствующих гнездах. Преимущественно гнездо 163, изображенное на фиг.4, между штифтом 161 и соединительным рычагом, имеет внешнюю сферическую поверхность для обеспечения шарового шарнирного соединения. Нагрузки возникают между соединительным стержнем и скобой, и не передаются в плоскости, перпендикулярной штифту 162. Этот тип соединения известен сам по себе из уровня техники. Шаровое шарнирное соединение предназначено преимущественно для передачи только тяговых и сжимающих нагрузок посредством штифта 162. Шаровое шарнирное соединение 163 не представлено на фиг.2.
Соединительный рычаг 16 связан со скобой 126 посредством второго связующего звена 164, которое в этом примере выгоднее также снабдить шаровым шарнирным соединением, подобно первому звену. Оно включает штифт 165 и гнездо со сферической поверхностью 166 на соединительном рычаге 16. Штифт 165 установлен с возможностью вращения в посадочных отверстиях, предусмотренных в скобах 126 посредством соответствующих гнезд.
Согласно изобретению соединительный рычаг 16 связан со скобой 126 посредством третьего вращающегося осевого штифта 167, который является резервным. Посредством такой установки это соединение при нормальной работе неактивно; оно не передает никаких нагрузок. Оно становится активным и передает нагрузки в случае поломки установленных частей крепежного средства. Эта связь, например, обеспечивается посредством штифта 168, установленного с радиальным зазором E1 в отверстиях, выполненных на одной оси на соединительном рычаге с одной стороны и на скобе 126 с другой. Зазор штифта достаточен для того, чтобы штифт оставался неактивным при всех режимах полета.
Соединительный рычаг 18 включает подобно соединительному рычагу 16 первое шаровое шарнирное соединение 181 и штифт 182 со скобой на двигателе. На фиг.2 шаровое шарнирное соединение не представлено. Рычаг связан посредством второго шарового шарнирного соединения 184 и штифта 185 со скобой 128. А также он включает резервную связь 187 со скобой 128. Эта связь обеспечивается также как и в скобе 126, посредством штифта 188, установленного с радиальным зазором E2 в отверстиях, выполненных на одной оси на скобе и соединительном рычаге.
Выгодно, чтобы зазоры E1 и E2 были одинаковыми. Кроме того, из-за симметрии структуры и средств, формирующих крепление, оба соединительных рычага имеют одинаковую форму и, взаимозаменяемы. Они преимущественно прямолинейны.
Третий соединительный рычаг 17 установлен между первыми двумя и включает крепежное средство 171 со скобой, взаимосвязанной с двигателем. Штифт 172 проходит через соединительный рычаг и выступы на скобе вдоль продольной оси двигателя. Второе крепежное средство 173 состоит из штифта 175, проходящего через соединительный рычаг 17 и скобу 127 на верхней растяжке 12.
Рабочий режим устройства, которое было только что описано, объясняется ниже.
При нормальной работе нагрузки в плоскости, перпендикулярной к оси двигателя, то есть нагрузки, имеющие вертикальную и/или боковую составляющую, передаются от двигателя к пилону посредством верхней перекладины первого и второго соединительных средств. Обе кулисные планки 16 и 18 симметрично наклонены относительно вертикальной оси двигателя. Они расположены трапецеидально. Оба этих соединительных стержня передают на конструкцию летательного аппарата вес двигателя и боковые нагрузки, которые возникают во время полета. Обе резервные связи 167 и 187 неактивны. Из-за наличия зазоров E1 и E2, никакие нагрузки не передаются по этим соединениям, независимо от режима полета.
Третий соединительный рычаг наклонен относительно горизонтали. Он расположен близко к вертикальной плоскости, проходящей через ось двигателя, и передает несущей конструкции крутящий момент, возникающий в корпусе двигателя при вращении.
В случае повреждения соединительного рычага 16 происходит поворот обоих растяжек вокруг соединительного рычага 18, пока радиальный зазор третьей связи 187 не исчезнет. Это смещение также происходит в случае повреждения другой части, передающей нагрузки через соединительный рычаг 16, такой как перекладина верхней растяжки, выступ скобы 146 или шаровое шарнирное соединение.
Соединение между обеими пластинами в этом случае становится жестким. Это соединение гарантирует передачу вертикальных и/или поперечных нагрузок, а также крутящий момент, возникающий при вращении двигателя.
В случае повреждения соединительного рычага 18 передача механических нагрузок обеспечивается жестким соединением, формируемым соединительными рычагами 16 и 17.
В случае поломки соединительного рычага 17 одинаковые зазоры E1 и E2 устраняются одинаково, и связь, обеспечиваемая двумя соединительными рычагами 16 и 18, становится жесткой. Принимая во внимание эту гипотезу повреждения, можно также ожидать, что оба зазора будут различны, и в связи с этим передача механических нагрузок будет осуществляться посредством другого соединительного рычага.
Claims (6)
1. Устройство для крепления двигателя с турбонаддувом к пилону летательного аппарата, включающее верхнюю растяжку, скрепленную с пилоном крепежным средством, на которое шарнирно подвешивается при помощи вторых шаровых шарнирных соединений три кулисные планки, расположенные поперечно относительно продольной оси двигателя, первая и вторая кулисные планки расположены по обе стороны от оси двигателя, а третья кулисная планка расположена между ними, кулисные планки связаны с двигателем посредством первых шаровых шарнирных соединений, отличающееся тем, что каждая первая и вторая кулисные планки включают третью резервную связь с вращающимся осевым штифтом, установленным с зазором в его посадочном отверстии, а также тем, что верхняя растяжка образована перекладиной, жестко установленной на пилоне.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что, по меньшей мере, одна из двух резервных связей предусмотрена как шаровое шарнирное соединение.
3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что каждая резервная связь является шаровым шарнирным соединением с продольным вращающимся осевым штифтом, установленным с зазором в его посадочном отверстии.
4. Устройство по пп.1-3, отличающееся тем, что третья резервная связь связывает соединительный рычаг с верхней растяжкой.
5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что первые и вторые кулисные планки одинаковы по форме.
6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно образует заднее крепление в системе сборки, содержащей переднее крепление, заднее крепление и соединительные тяговые штоки.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0306435A FR2855494B1 (fr) | 2003-05-27 | 2003-05-27 | Dispositif d'accrocharge arriere de moteur d'avion |
FR0306435 | 2003-05-27 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004116111A RU2004116111A (ru) | 2005-11-10 |
RU2346856C2 true RU2346856C2 (ru) | 2009-02-20 |
Family
ID=33104490
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004116111/11A RU2346856C2 (ru) | 2003-05-27 | 2004-05-26 | Заднее крепежное устройство авиационного двигателя |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6988692B2 (ru) |
EP (1) | EP1481895B1 (ru) |
JP (1) | JP2004352231A (ru) |
BR (1) | BRPI0401808B1 (ru) |
CA (1) | CA2469943C (ru) |
DE (1) | DE602004002891T2 (ru) |
ES (1) | ES2276247T3 (ru) |
FR (1) | FR2855494B1 (ru) |
RU (1) | RU2346856C2 (ru) |
UA (1) | UA80689C2 (ru) |
Families Citing this family (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2869874B1 (fr) * | 2004-05-04 | 2006-06-23 | Snecma Moteurs Sa | Moteur d'avion avec des moyens de suspension a la structure d'un avion |
FR2883839B1 (fr) * | 2005-03-29 | 2007-06-29 | Snecma Moteurs Sa | Suspension arriere de turboreacteur |
US20070057128A1 (en) * | 2005-09-14 | 2007-03-15 | Honeywell International, Inc. | Auxiliary power unit case flange to plate adapter |
FR2891245B1 (fr) * | 2005-09-26 | 2007-10-26 | Airbus France Sas | Procede de montage d'un moteur d'aeronef sur une structure rigide d'un mat d'accrochage du moteur |
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 |
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 |
US7762509B2 (en) * | 2007-10-18 | 2010-07-27 | United Technologies Corp. | Gas turbine engine systems involving rotatable annular supports |
US8950702B2 (en) * | 2008-01-18 | 2015-02-10 | United Technologies Corporation | Pylon and engine mount configuration |
DE102008021431A1 (de) * | 2008-04-29 | 2009-11-12 | Airbus Deutschland Gmbh | Flugzeug mit einer Energie-Versorgungsvorrichtung |
FR2933070B1 (fr) * | 2008-06-25 | 2010-08-20 | Snecma | Systeme propulsif d'aeronef |
FR2959210B1 (fr) * | 2010-04-21 | 2013-08-23 | Snecma | Palonnier de suspension de turboreacteur d'aeronef et suspension avec accroche-soufflante ainsi equipee |
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. |
FR2989952B1 (fr) | 2012-04-27 | 2014-04-18 | Aircelle Sa | Nacelle de turboreacteur a section aval |
US10266273B2 (en) | 2013-07-26 | 2019-04-23 | Mra Systems, Llc | Aircraft engine pylon |
CN110182373B (zh) * | 2015-01-07 | 2023-01-10 | 洛德公司 | 用于飞行器发动机安装架的轴承组件 |
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 |
FR3053660A1 (fr) * | 2016-07-08 | 2018-01-12 | Airbus Operations | Attache moteur d'aeronef comprenant au moins un ecrou transversal et aeronef comprenant ladite attache moteur |
FR3086925B1 (fr) * | 2018-10-08 | 2020-09-11 | Safran Aircraft Engines | Ensemble de suspension pour une turbomachine |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5176339A (en) * | 1991-09-30 | 1993-01-05 | Lord Corporation | Resilient pivot type aircraft mounting |
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 |
US5725181A (en) * | 1996-05-01 | 1998-03-10 | The Boeing Company | Aircraft engine thrust mount |
FR2770486B1 (fr) * | 1997-11-06 | 2000-01-28 | Aerospatiale | Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aeronef |
FR2774358B1 (fr) * | 1998-02-04 | 2000-04-21 | Aerospatiale | Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef |
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 |
FR2806699B1 (fr) * | 2000-03-22 | 2002-05-10 | Aerospatiale Matra Airbus | Dispositif de reprise de poussee apte a relier un turbomoteur et un mat d'aeronef |
FR2820402B1 (fr) * | 2001-02-08 | 2003-05-02 | Eads Airbus Sa | Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aeronef |
FR2828167B1 (fr) * | 2001-07-31 | 2003-11-21 | Airbus France | Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aeronef |
FR2830516B1 (fr) * | 2001-10-04 | 2004-01-02 | Snecma Moteurs | Suspension de turboreacteur |
US6607165B1 (en) * | 2002-06-28 | 2003-08-19 | General Electric Company | Aircraft engine mount with single thrust link |
US6843449B1 (en) * | 2004-02-09 | 2005-01-18 | General Electric Company | Fail-safe aircraft engine mounting system |
-
2003
- 2003-05-27 FR FR0306435A patent/FR2855494B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-05-05 US US10/838,243 patent/US6988692B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2004-05-13 JP JP2004143227A patent/JP2004352231A/ja active Pending
- 2004-05-17 ES ES04291252T patent/ES2276247T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2004-05-17 EP EP04291252A patent/EP1481895B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2004-05-17 DE DE602004002891T patent/DE602004002891T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2004-05-24 BR BRPI0401808-7B1A patent/BRPI0401808B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2004-05-25 CA CA2469943A patent/CA2469943C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2004-05-26 UA UA20040504031A patent/UA80689C2/uk unknown
- 2004-05-26 RU RU2004116111/11A patent/RU2346856C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004116111A (ru) | 2005-11-10 |
CA2469943A1 (fr) | 2004-11-27 |
JP2004352231A (ja) | 2004-12-16 |
UA80689C2 (en) | 2007-10-25 |
DE602004002891D1 (de) | 2006-12-07 |
BRPI0401808A (pt) | 2005-01-18 |
FR2855494A1 (fr) | 2004-12-03 |
BRPI0401808B1 (pt) | 2013-12-31 |
EP1481895B1 (fr) | 2006-10-25 |
FR2855494B1 (fr) | 2006-09-22 |
EP1481895A1 (fr) | 2004-12-01 |
DE602004002891T2 (de) | 2007-09-06 |
US20040251379A1 (en) | 2004-12-16 |
CA2469943C (fr) | 2012-01-03 |
US6988692B2 (en) | 2006-01-24 |
ES2276247T3 (es) | 2007-06-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2346856C2 (ru) | Заднее крепежное устройство авиационного двигателя | |
RU2346855C2 (ru) | Переднее крепежное устройство для авиационного двигателя | |
US7108224B2 (en) | Aircraft engine rear suspension with thrust recovery | |
US7021585B2 (en) | Aircraft engine rear mount with thrust links and boomerang-shaped lever | |
RU2374142C2 (ru) | Подвеска для подвешивания реактивного двигателя на стойке летательного аппарата | |
RU2435968C2 (ru) | Задний узел подвески двигателя летательного аппарата со сдвоенной серьгой и силовая установка, содержащая такой узел | |
US6843449B1 (en) | Fail-safe aircraft engine mounting system | |
US5620154A (en) | Three link failsafe engine mount | |
RU2167788C2 (ru) | Отказобезопасная рама для подвески двигателя | |
US5860623A (en) | Three link failsafe engine mount | |
EP0805108B1 (en) | Aircraft engine thrust mount | |
EP1129942B1 (en) | Aircraft engine mount | |
EP2133268B1 (en) | Engine mounting arrangement | |
US7527220B2 (en) | Aircraft engine mount | |
JP2620466B2 (ja) | ターボジェットエンジンの後部懸吊構造体 | |
US6347765B1 (en) | Device for attaching an aircraft engine to a strut | |
US20090266933A1 (en) | Engine mounting apparatus | |
US20120012694A1 (en) | Fail-safe aircraft engine mounting apparatus | |
US11518532B2 (en) | Rear engine attachment of an aircraft having two-part rods and aircraft comprising at least one such rear engine attachment | |
RU95122408A (ru) | Безотказная подвеска для крепления кожуха реактивного двигателя к опорной структуре самолета | |
RU2299836C2 (ru) | Подвеска турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180527 |