RU2354587C2 - Турбореактивный двигатель для крепления на хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата в верхнем положении - Google Patents
Турбореактивный двигатель для крепления на хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата в верхнем положении Download PDFInfo
- Publication number
- RU2354587C2 RU2354587C2 RU2004132978/11A RU2004132978A RU2354587C2 RU 2354587 C2 RU2354587 C2 RU 2354587C2 RU 2004132978/11 A RU2004132978/11 A RU 2004132978/11A RU 2004132978 A RU2004132978 A RU 2004132978A RU 2354587 C2 RU2354587 C2 RU 2354587C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- points
- turbojet
- aircraft
- housing
- turbojet engine
- Prior art date
Links
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims abstract description 35
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims abstract description 6
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 10
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B64D27/40—
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
- B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plant of jet type
- B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plant of jet type within or attached to fuselage
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
Abstract
Изобретение относится к вспомогательным средствам крепления силовых установок на летательном аппарате. Турбореактивный двигатель (трд) предназначен для установки сверху хвостовой части фюзеляжа (1) летательного аппарата посредством крепежной подвески ((28, 128), (28', 128')) и содержит вентилятор (11), переднюю часть (12) корпуса, заднюю часть (18) корпуса, вспомогательные устройства (22, 23, 24, 25), расположенные по внешней стороне передней части (12) корпуса, которая содержит точки ((31, 32, 33), (31', 32' 33')) крепления крепежной подвески (28, 28'). Точки крепления расположены так, чтобы обеспечить крепление трд (10) одинаково на любой из сторон фюзеляжа (1) летательного аппарата. Вспомогательные устройства (22, 23, 24, 25) расположены таким образом, что они доступны снаружи фюзеляжа (1) независимо от стороны, на которой установлен трд. Изобретения направлены на снижение издержек производства. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к турбореактивному двигателю, сконструированному с возможностью крепления на хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата, в верхнем положении.
Самолетостроители серьезно озабочены проблемами шума, мешающего жителям вблизи аэропортов. Уровень шума, создаваемого турбовентилятором и соплом турбореактивных двигателей (трд), следует сводить к минимуму.
В патенте US 6199795 раскрыт узел трд, устанавливаемый в верхнем положении на фюзеляже вблизи хвостовой части летательного аппарата. Шум от лопастей двигателя отчасти отражается фюзеляжем, а шум от сопел отчасти отражается либо вертикальным, либо горизонтальным стабилизатором хвостового оперения. При этом передняя секция фюзеляжа летательного аппарата действует как экран на входной стороне трд и ограничивает попадание в них предметов, которые могут повредить их. Причем крылья, не несущие нагрузки трд, свободны от прилагаемых к ним нагрузок, и это обстоятельство дает многие аэродинамические преимущества.
Существует проблема монтажа и крепления трд в этом положении. В патенте US 4044973 раскрыто крепежное устройство, содержащее деталь, называемую «вешалка-плечики» и прикрепляемую к крепежной балке на фюзеляже, при этом «вешалка» (крепежная подвеска) вместе с ее средствами крепления к трд крепится на корпусе трд. Обычно трд крепится к фюзеляжу с помощью двух указанных устройств, одно из которых устанавливается на передней части корпуса двигателя, и другое на задней части корпуса двигателя.
Два трд устанавливаются по обеим сторонам фюзеляжа на разных участках по периметру кожуха. Также по периметру каждого кожуха установлены нужные для работы трд различные устройства, в частности коробка вспомогательных приводов двигателя, масляный бак, компьютер и блок регулирования подачи топлива. Далее в описании эти устройства называются «вспомогательными устройствами». Одним из этих вспомогательных устройств является коробка вспомогательных приводов двигателя, которая является обычным используемым в трд устройством и выполнена в виде единой коробки, содержащей генераторы для трд и для летательного аппарата, топливные и масляные насосы, стартер и различные вспомогательные устройства, приводимые в действие механически от вала двигателя из точек отбора мощности.
При креплении двух трд на хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата возникают различные проблемы.
Первая проблема - это издержки производства и заводская себестоимость. Поскольку трд расположен по обе стороны фюзеляжа, поэтому левый и правый трд не являются одинаковыми, так как они не устанавливаются на одной и той же стороне. Поэтому для изготовления этих трд требуются две производственные линии. Допускается, что различные вспомогательные устройства могут располагаться на одной и той же стороне трд, т.е. после установки трд они находятся в разных положениях по отношению к фюзеляжу, но затем возникают другие трудности.
Во-первых, с точки зрения наземного обслуживания летательного аппарата эта ситуация невозможна, поскольку вспомогательные устройства трд должны быть доступными снаружи фюзеляжа с помощью трапов или автопогрузчиков, чтобы персоналу не приходилось ходить по фюзеляжу.
С точки зрения безопасности, различные вспомогательные устройства трд должны размещаться таким образом, чтобы, если диск одного из роторов одного из трд разорвется, его осколки не смогли бы попасть во вспомогательные устройства другого трд.
Трд, предназначенные для размещения сбоку на фюзеляже согласно патенту US 4044973, содержат коробку вспомогательных приводов двигателя на нижней части трд. Они выполнены таким образом, что точки крепления крепежной подвески можно сформировать на каждой стороне трд, и поэтому трд можно установить на правой или левой стороне фюзеляжа летательного аппарата. Но в этих трд, хотя коробка вспомогательных приводов двигателя доступна с любой стороны летательного аппарата, на которой установлен трд, другие вспомогательные устройства и, в частности, монтажные узлы, бортовые приемники статического давления летательного аппарата, компьютер, масляный бак и блок регулирования подачи топлива установлены на той стороне, с которой открывается гондола двигателя, и для этого необходима разная компоновка двух трд.
Задачей настоящего изобретения является общее решение всех этих проблем для трд, установленного в верхнем положении на хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата.
Для решения поставленной задачи согласно настоящему изобретению предложен трд для установки в верхнем положении хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата с помощью по меньшей мере одной крепежной подвески, причем трд содержит вентилятор, переднюю часть корпуса, заднюю часть корпуса, вспомогательные устройства, расположенные по внешней стороне передней части корпуса, при этом передняя часть корпуса содержит точки крепления крепежной подвески. Трд характеризуется тем, что точки крепления расположены таким образом, что обеспечивают установку трд с обеих сторонах фюзеляжа, при этом вспомогательные устройства расположены на корпусе таким образом, что они доступны снаружи фюзеляжа независимо от стороны, на которой установлен трд, причем точки крепления крепежной подвески на передней части корпуса двигателя распределены на каждой стороне вертикальной плоскости, содержащей линию, проходящую через центр трд, а крепежная подвеска выполнена с возможностью ее крепления со смещением от кронштейна крепления к летательному аппарату, при этом вспомогательные устройства расположены вблизи вертикальной плоскости и содержат по меньшей мере один масляный бак, блок регулирования подачи топлива или компьютер, расположенный на верхней части передней части корпуса, а вспомогательная коробка передач установлена на нижней части передней части корпуса.
Выражение «снаружи фюзеляжа летательного аппарата» означает с правой стороны трд, если трд расположен справа от фюзеляжа, и с левой стороны трд, если трд расположен слева от фюзеляжа. «Левая» и «правая» обозначают стороны по отношению к направлению воздушного потока в трд, т.е. если стоять лицом к летательному аппарату.
Согласно настоящему изобретению один и тот же трд может быть установлен на любой стороне фюзеляжа летательного аппарата путем его прикрепления к крепежной подвеске с помощью точек крепления, расположенных на одной стороне или на другой стороне вертикальной плоскости. Поэтому для двух двигателей осуществляется простое поступательное движение, вспомогательные устройства остаются доступными снаружи фюзеляжа, как были закреплены. Единственные элементы, проходящие в балке крепежной подвески, а именно: каналы бортовых приемников статического давления летательного аппарата, топливопроводы и некоторые монтажные узлы не находятся в том же положении на трд. Однако в связи с тем, что трд установлен в верхнем положении на фюзеляже летательного аппарата, точки соединения указанных элементов с соответствующими устройствами в трд могут находиться в нижней части трд и поэтому в одинаковом положении на каждом трд, в противоположность техническому решению, раскрытому в патенте США 4044973, где они расположены либо справа, либо слева.
Для безопасности в случае разрыва диска одного из роторов рекомендовано, чтобы использовалось расположение, аналогичное раскрытому в патенте US 4044973, т.е. либо путем размещения двигателей сбоку на фюзеляже летательного аппарата, чтобы они не были расположены непосредственно друг напротив друга, либо путем размещения вспомогательных устройств, кроме вспомогательной коробки передач, на стороне трд, на одной или другой стороне в зависимости от стороны, на которой установлен трд. Настоящее изобретение устраняет эти недостатки и позволяет не только закреплять трд на верхней части фюзеляжа, а также обеспечивать идентичность трд независимо от его лево- или правостороннего монтажа.
Целесообразно, чтобы задняя часть корпуса содержала точки крепления крепежной подвески, распределенные на каждой стороне вертикальной плоскости.
В этом случае крепежные подвески для крепления к задней части корпуса являются обычными, поскольку нет препятствий для их установки.
В предпочтительном варианте осуществлении трд согласно настоящему изобретению содержит кожух вентилятора, который разделен на две части, одна из которых закреплена шарнирно сверху, и другая закреплена шарнирно снизу, чтобы обеспечивать доступ к вспомогательным устройствам на той стороне, на которой установлен трд.
В этом случае часть, закрепленная шарнирно снизу, предпочтительно разделена на две части.
Изобретение также относится к летательному аппарату с фюзеляжем и двумя трд, которые согласно настоящему изобретению прикреплены к каждой стороне фюзеляжа в верхнем положении с помощью крепежной подвески, закрепленной на передней части корпуса, и с помощью крепежной подвески, закрепленной на задней части корпуса.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием предпочтительных вариантов его воплощения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
фиг. 1 изображает вид спереди двух трд, установленных на фюзеляже летательного аппарата, согласно изобретению;
фиг. 2 изображает вид слева правого трд на фиг. 1 согласно изобретению;
фиг. 3 изображает вид спереди двух трд с открытыми капотами вентилятора согласно изобретению.
На фиг. 1 представлены два трд, установленных на хвостовой части фюзеляжа 1 летательного аппарата в верхнем положении. На фиг. 2 представлен правый трд 10, вид слева, при этом понятия «левый» и «правый» подразумевают стороны по отношению к направлению воздушного потока в трд, как указано выше. Понятия «спереди» и «сзади» также используются по отношению к этому потоку.
Трд 10 содержит вентилятор 11 в передней части корпуса 12, который в свою очередь защищен кожухом 13, 13' вентилятора. Далее по потоку после вентилятора 11 трд содержит последовательно размещенные компрессор 14, камеру 15 сгорания, турбину 16 и сопло 17. Задняя часть 18 корпуса, удерживаемая на месте кронштейнами, расположена ниже по потоку после турбины 16.
Передняя часть 12 корпуса разделена на предохранительный корпус и промежуточный корпус, при этом предохранительный корпус расположен вокруг вентилятора 11, а промежуточный корпус расположен вокруг направляющих лопаток 19 и опорных кронштейнов 20. Конструкция передней части 12 корпуса не представлена более подробно, и далее в описании передняя часть 12 корпуса упоминается как целый узел.
По периферии передней части 12 корпуса расположены вспомогательные устройства, в данном случае масляный бак 22, блок 23 регулирования подачи топлива, компьютер 24 и вспомогательная коробка 25 передач.
Трд 10 расположен вдоль оси 21. В предпочтительном варианте реализации трд 10 масляный бак 22, блок 23 регулирования подачи топлива и компьютер 24 установлены последовательно слева направо, на верхней части передней части 12 корпуса вблизи вертикальной плоскости 26, проходящей по оси 21 трд 10 вдоль направляющих лопаток 19. В частности, они расположены как можно ближе к вертикальной плоскости 26 и так, что имеют минимальную возможную поверхность соударения, если диск одного из роторов, расположенного напротив трд, разорвется, независимо от того, на правой или на стороне фюзеляжа расположен трд 10.
Вспомогательная коробка 25 передач расположена на нижней части передней части 12 корпуса вблизи вертикальной плоскости 26 вдоль направляющих лопаток 19 ниже по потоку. Вспомогательная коробка 25 передач содержит генераторы для трд и летательного аппарата, топливные и масляные насосы, стартер и различные вспомогательные устройства с механическим приводом от вала трд в точках отбора мощности. Аналогично, она выполнена таким образом, что имеет минимальную поверхность соударения, если диск одного из роторов, расположенного напротив трд разорвется.
Передняя часть 12 корпуса содержит средства крепления для крепежной подвески 28, 28'. Каждая крепежная подвеска 28, 28' выполнена в виде металлической детали, повторяющей в сечении форму передней части 12 корпуса, к которой она крепится, либо с правой стороны (крепежная подвеска 28'), либо с левой стороны (крепежная подвеска 28). Каждая крепежная подвеска 28, 28' содержит крепежную пластину 29, 29' на кронштейне или балку 30, 30'. Балка 30, 30' крепится к фюзеляжу 1 летательного аппарата либо слева, либо справа.
Средства крепления крепежной подвески 28 к передней части 12 корпуса имеют точки 31, 32, 33, 31', 32', 33' крепления, хорошо известные специалистам и поэтому далее подробно не поясняемые. Точки 31, 32, 33, 31', 32', 33' крепления размещены на каждой стороне вертикальной плоскости 26 с большой точностью симметрии по отношению к этой вертикальной плоскости. Три точки 31, 32, 33 крепления расположены слева от передней части 12 корпуса, и другие три точки 31', 32', 33' крепления расположены справа от передней части 12 корпуса симметрично относительно плоскости 26. Таким образом, крепежную подвеску 28 можно прикрепить слева в точках 31, 32, 33 крепления, а крепежную подвеску 28' справа на точках 31', 32', 33' крепления.
Точки 31, 32, 33, 31', 32', 33' крепления, расположенные на каждой стороне вертикальной плоскости 26, находятся на каждой стороне вспомогательной коробки 25 передач. Каждая крепежная подвеска 28, 28' крепится к трд 10 со смещением, т.е. консольно на соответствующем кронштейне 30, 30', соединяя ее с фюзеляжем. Т.е. каждая крепежная подвеска 28, 28' проходит только по одной стороне опорного кронштейна 30, 30', которая является стороной, противоположной к вспомогательной коробке 25 передач. Разумеется, вспомогательная коробка передач проходит в той же плоскости или в плоскости, близкой к плоскости крепежной подвески 28, 28', и не позволяет закрепить ее на своем месте. Поэтому крепежная подвеска 28, прикрепленная справа фюзеляжа летательного аппарата, проходит влево и вверх от своего кронштейна 30, соединяя ее с фюзеляжем летательного аппарата, а крепежная подвеска 28', прикрепленная слева, проходит вправо и вверх. В этом случае каждая крепежная подвеска 28, 28' расположена вблизи вспомогательной коробки 25 передач на той или другой стороне.
Напряжения, действующие на точки 31, 32, 33, 31', 32', 33' крепления, являются сжимающими усилиями в связи с тем, что трд 10 расположены в верхнем положении. Точки крепления расположены соответственно и с учетом консольного эффекта крепежных подвесок 28, 28'.
Благодаря симметричному расположению точек 31, 32, 33, 31', 32', 33' крепления один и тот же трд 10 можно одинаково установить справа или слева от фюзеляжа 1 летательного аппарата. Для этого требуется только прикрепить его к крепежной подвеске 28, 28' в определенных точках 31, 32, 33, 31', 32', 33' крепления.
С точки зрения изготовления это означает, что необходимо построить только один тип трд 10, который можно установить либо справа, либо слева от фюзеляжа 1.
Что касается доступа к вспомогательным устройствам трд 10, их размещение вблизи вертикальной плоскости 26 в верхней части трд 10 для масляного бака 22, блока 23 регулирования подачи топлива и компьютера 24, и в нижней части трд 10 для вспомогательной коробки 25 передач означает, что они в равной мере доступны как слева, так и справа от трд 10. Доступ к ним будет меньше зависеть от размещения трд 10 слева или справа, когда они находятся ближе к плоскости 26.
Кожух 13, 13' вентилятора может быть выполнен различным образом в зависимости от размещения трд 10. Он размещен на трд 10 так, что вспомогательные устройства 22, 23, 24, 25 трд доступны снаружи фюзеляжа 1.
Когда трд 10 (фиг. 3) размещен слева от летательного аппарата, то кожух 13' вентилятора расположен таким образом, что его можно открыть для доступа слева от летательного аппарата, а если трд 10 расположен справа от летательного аппарата, то его можно открыть для доступа справа от летательного аппарата.
Каждый кожух 13, 13' вентилятора открывается с разделением на две части (131, 132), (131', 132'). Одна часть 131, 131' шарнирно откидывается вверх от трд 10, а другая часть 132, 132' шарнирно откидывается вниз от трд 10. Часть 132, 132', которая шарнирно откидывается вниз, соединена в двух местах (132а, 132b), (132'а, 132'b) шарнирами 133, 133'. Таким образом, угол открытия и, следовательно, пространство доступа к трд 10, открываемого при откидывании двух частей (131, 132), (131', 132') кожуха 13, 13' вентилятора, увеличивается больше, чем без шарнира. Доступ к вспомогательным средствам 22, 23, 24, 25 в целом облегчен независимо от положения трд.
При этом вспомогательные устройства 22, 23, 24, 25 одного трд 10 расположены относительно другого трд 10 таким образом, что к ним нет доступа, или доступ к ним затруднен в случае, если разорвется диск одного из роторов в другом трд 10.
Трд 10 вначале закрепляется на фюзеляже 1 летательного аппарата сначала на передней части 12 корпуса, как указано выше, а затем на задней части 18 корпуса. Для задней части корпуса крепежная подвеска 128, 128' или арматура, прикрепленные к фюзеляжу 1 кронштейнами, крепятся к части 18, например, около турбины 16. В этом месте часть 18 корпуса имеет точки крепления, которые распределены на части 18 корпуса симметрично по вертикальной плоскости 26. Следовательно, один и тот же трд 10 можно одинаково установить на части 18 корпуса задней опоры двигателя на обеих сторонах фюзеляжа 1 на соответствующих точках крепления.
Два соединительных штока (40, 41), (41', 42') передачи тяги закреплены на крепежной подвеске 128, 128' на одном конце и на трд 10 на другом конце перед трд таким образом, что тяга передается к летательному аппарату по кронштейну 30, 30', соединенному с передней частью 12 корпуса, а не по кронштейну, соединенному с крепежной подвеской 128, 128'. Соединительные штоки (40, 41), (41', 42') передачи тяги хорошо известны специалистам и более подробно не поясняются.
Точки 31, 32, 33, 31', 32', 33' крепления передней части 12 корпуса или точки крепления задней части 18 корпуса функционально группируется по три (31, 32, 33), (31', 32', 33'), при этом каждая тройка прикрепляет крепежную подвеску 28, 28' с одной стороны трд 10. Следует отметить, что в предпочтительном варианте осуществлении трд согласно настоящему изобретению точки 32, 32' крепления, расположенные между другими двумя точками (31, 33), (31', 33') крепления, не используются непосредственно для крепления крепежной подвески 28, 28'. Они называются «резервными» точками крепления и присутствуют только, когда невозможно использовать другие две точки. Резервные точки 32, 32' крепления можно исключить и заменить элементами, выполняющими ту же функцию, например двойными соединительными штоками.
Следует отметить, что части 132, 132' кожухов 13, 13', шарнирно откидывающихся вниз, могут быть соединены в виде двух или более частей, например трех частей, чтобы обеспечить большее пространство доступа.
Причем масляный бак 22 может содержать противосифонное устройство, чтобы исключить задержание масла в системе под действием силы тяжести при остановке двигателя.
Claims (9)
1. Турбореактивный двигатель для установки сверху хвостовой части фюзеляжа (1) летательного аппарата посредством по меньшей мере одной крепежной подвески ((28, 128), (28', 128')), содержащий вентилятор (11), переднюю часть (12) корпуса, заднюю часть (18) корпуса, вспомогательные устройства (22, 23, 24, 25), расположенные по внешней стороне передней части (12) корпуса, которая содержит точки ((31, 32, 33), (31', 32' 33')) крепления крепежной подвески (28, 28'), отличающийся тем, что точки крепления расположены так, чтобы обеспечить крепление трд (10) одинаково на любой из сторон фюзеляжа (1) летательного аппарата; причем вспомогательные устройства (22, 23, 24, 25) расположены на корпусе так, что они доступны снаружи фюзеляжа (1) независимо от стороны, на которой установлен турбореактивный двигатель, при этом точки ((31, 32, 33), (31', 32' 33')) крепления крепежной подвески (28, 28') на передней части (12) корпуса распределены на каждой стороне вертикальной плоскости (26), содержащей линию, проходящую через центр турбореактивного двигателя, а крепежная подвеска (28, 28') выполнена с возможностью ее крепления к летательному аппарату консольно с помощью своего крепежного кронштейна, вспомогательные устройства (22, 23, 24, 25) расположены вблизи вертикальной плоскости (26) и содержат по меньшей мере один масляный бак (22), блок (23) регулирования подачи топлива или компьютер (24), расположенные на верхней части передней части (12) корпуса, и вспомогательную коробку (25) передач, размещенную на нижней части передней части (12) корпуса.
2. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что точки ((31, 32, 33), (31', 32' 33')) крепления крепежной подвески (28, 28') к передней части (12) корпуса распределены симметрично по вертикальной плоскости (26).
3. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что передняя часть (12) корпуса имеет две точки ((31, 33), (31', 33')) крепления на каждой стороне вертикальной плоскости (26) и резервные точки (32, 32') крепления, расположенные между упомянутыми двумя точками ((31, 33), (31', 33')) крепления.
4. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что точки ((31, 32, 33), (31', 32' 33')) крепления распределены на каждой стороне вспомогательной коробки (25) передач.
5. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что задняя часть (18) корпуса также содержит точки (128, 128') крепления крепежной подвески, распределенные на каждой стороне вертикальной плоскости (26).
6. Турбореактивный двигатель по п.5, отличающийся тем, что точки (128, 128') крепления крепежной подвески к задней части (18) корпуса распределены симметрично по вертикальной плоскости (26).
7. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что содержит кожух (13, 13') вентилятора, выполненный с возможностью его разделения на две части ((131, 132), (131', 132')), одна из которых закреплена шарнирно сверху, а другая (132, 132') закреплена шарнирно снизу для обеспечения доступа к вспомогательным средствам (22, 23, 24, 25) с той стороны, на которой установлен трд.
8. Турбореактивный двигатель по п.7, отличающийся тем, что часть (132, 132'), которая закреплена шарнирно снизу, состоит из двух частей ((132а, 132b), (132а', 132'b)).
9. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж (1), два турбореактивных двигателя (10), выполненные согласно п.1, закрепленные на каждой стороне фюзеляжа (1) в верхнем положении с помощью крепежной подвески (28, 28'), прикрепленной к передней части (12) корпуса, и крепежной подвески (128, 128'), прикрепленной к задней части (18) корпуса.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0313245 | 2003-11-12 | ||
| FR0313245A FR2862045B1 (fr) | 2003-11-12 | 2003-11-12 | Turboreacteur destine a etre fixe sur le fuselage d'un avion et en particulier sur sa partie arriere |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004132978A RU2004132978A (ru) | 2006-04-27 |
| RU2354587C2 true RU2354587C2 (ru) | 2009-05-10 |
Family
ID=34508411
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004132978/11A RU2354587C2 (ru) | 2003-11-12 | 2004-11-11 | Турбореактивный двигатель для крепления на хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата в верхнем положении |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7007890B2 (ru) |
| EP (1) | EP1553019B1 (ru) |
| JP (1) | JP4057007B2 (ru) |
| CN (1) | CN100537354C (ru) |
| CA (1) | CA2485242C (ru) |
| DE (1) | DE602004008205T2 (ru) |
| FR (1) | FR2862045B1 (ru) |
| RU (1) | RU2354587C2 (ru) |
| UA (1) | UA88436C2 (ru) |
Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5156184B2 (ja) * | 2005-09-12 | 2013-03-06 | ザ・ボーイング・カンパニー | 航空機システム、航空機上の逆推力装置を製造するための方法、および逆推力装置上のラッチ機構を動作するための方法 |
| FR2891243B1 (fr) * | 2005-09-26 | 2009-04-03 | Airbus France Sas | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef |
| FR2892705B1 (fr) * | 2005-11-03 | 2009-04-24 | Airbus France Sas | Aeronef a impact environnemental reduit. |
| FR2899200B1 (fr) * | 2006-03-28 | 2008-11-07 | Airbus France Sas | Aeronef a impact environnemental reduit |
| FR2900906B1 (fr) * | 2006-05-09 | 2009-01-09 | Airbus France Sas | Systeme de fixation tolerant aux dommages pour moteur d'aeronef |
| FR2911916B1 (fr) * | 2007-01-30 | 2009-03-27 | Hispano Suiza Sa | Moteur a turbine a gaz incorporant un demarreur monte sur la boite a engrenages |
| FR2914907B1 (fr) * | 2007-04-16 | 2009-10-30 | Snecma Sa | Suspension souple avec peigne pour turbomoteur |
| US9719428B2 (en) * | 2007-11-30 | 2017-08-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with pylon mounted accessory drive |
| FR2925877B1 (fr) * | 2007-12-26 | 2009-12-04 | Aircelle Sa | Installation de systeme de guidage sur une nacelle d'aeronef. |
| FR2926789B1 (fr) * | 2008-01-29 | 2010-05-28 | Aircelle Sa | Nacelle pour turboreacteur |
| US20090205341A1 (en) * | 2008-02-20 | 2009-08-20 | Muldoon Marc J | Gas turbine engine with twin towershaft accessory gearbox |
| FR2928181B1 (fr) * | 2008-02-28 | 2010-04-02 | Airbus France | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un turboreacteur avec des structures de renfort reliant le carter de soufflante au carter central. |
| FR2933071B1 (fr) * | 2008-06-25 | 2010-06-11 | Snecma | Dispositif de capotage de nacelle d'unite de puissance propulsive d'aeronef |
| FR2935955B1 (fr) * | 2008-09-18 | 2010-10-15 | Airbus France | Partie arriere d'aeronef comprenant une structure de support de moteurs reliee au fuselage par au moins un element de blocage sollicite en compression. |
| FR2935954B1 (fr) * | 2008-09-18 | 2011-06-03 | Airbus France | Partie arriere d'aeronef comprenant une structure de support de moteurs traversant le fuselage et reliee a celui-ci par au moins une bielle. |
| FR2935953B1 (fr) * | 2008-09-18 | 2010-10-29 | Airbus France | Partie arriere d'aeronef comprenant deux semi-structures de support de moteurs rapportees l'une sur l'autre au sein d'un espace interieur d'aeronef. |
| FR2939101B1 (fr) * | 2008-12-01 | 2010-12-31 | Airbus France | Structure rigide de mat d'aeronef plaquee contre une extension laterale de fuselage pour sa fixation |
| US9816441B2 (en) * | 2009-03-30 | 2017-11-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with stacked accessory components |
| FR2970463B1 (fr) | 2011-01-17 | 2013-02-15 | Airbus Operations Sas | Dispositif d'eclissage a tenue mecanique amelioree. |
| FR2994942B1 (fr) * | 2012-09-06 | 2015-08-07 | Airbus Operations Sas | Ensemble propulsif lateral pour aeronef comprenant un arceau de support d'un turbomoteur. |
| CN105392700B (zh) | 2013-07-26 | 2018-12-18 | Mra系统有限责任公司 | 飞行器发动机吊架 |
| FR3010699A1 (fr) * | 2013-09-19 | 2015-03-20 | Airbus Operations Sas | Dispositif de carenage pour ensemble propulsif d'aeronef comprenant un compartiment interieur equipe d'un ventilateur |
| FR3014841B1 (fr) | 2013-12-17 | 2017-12-08 | Airbus Operations Sas | Ensemble pour aeronef comprenant un corps d'attache moteur en partie realise d'une seule piece avec une nervure interieure de rigidification d'un caisson de mat d'accrochage |
| FR3014840B1 (fr) | 2013-12-17 | 2017-10-13 | Airbus Operations Sas | Ensemble pour aeronef comprenant un corps d'attache moteur equipe d'au moins une ferrure de support de manille penetrant dans le caisson du mat d'accrochage |
| FR3015431B1 (fr) | 2013-12-19 | 2017-12-15 | Airbus Operations Sas | Structure primaire de mat d'accrochage renforcee. |
| FR3015433B1 (fr) * | 2013-12-23 | 2016-02-12 | Airbus Operations Sas | Ensemble pour aeronef comprenant un mat d'accrochage integre a la nacelle et agence en partie arriere du fuselage |
| FR3024435B1 (fr) * | 2014-07-31 | 2016-08-26 | Airbus Operations Sas | Capot de soufflante pliable guide, pour ensemble moteur d'aeronef |
| US10072582B2 (en) | 2016-04-28 | 2018-09-11 | General Electric Company | Integral offset oil tank for inline accessory gearbox |
| US10723472B2 (en) * | 2017-06-19 | 2020-07-28 | Bell Helicopter Textron Inc. | Two position cowling assembly for single person operation |
| US10814995B2 (en) * | 2017-08-29 | 2020-10-27 | Spirit Aerosystems, Inc. | High-mounted aircraft nacelle |
| US10836504B2 (en) | 2018-04-26 | 2020-11-17 | Textron Innovations Inc. | Passive particle separation system |
| EP3597542A1 (en) * | 2018-07-18 | 2020-01-22 | Rolls-Royce plc | Gas turbine engine mount arrangement |
| FR3113485B1 (fr) * | 2020-08-21 | 2022-10-28 | Safran Nacelles | Nacelle pour moteur d’aéronef comportant des capots de soufflante asymétriques |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2863620A (en) * | 1952-10-04 | 1958-12-09 | Sud Aviation | Jet-propelled aircraft |
| US3543588A (en) * | 1968-11-12 | 1970-12-01 | Gen Motors Corp | Accessory installation |
| GB1262419A (en) * | 1970-07-09 | 1972-02-02 | Rolls Royce | Aircraft engine mountings |
| US3714779A (en) * | 1970-09-28 | 1973-02-06 | Avco Corp | Gas turbine engine having a horizontal accessory gear box |
| US3809340A (en) * | 1972-12-26 | 1974-05-07 | A Dolgy | Devices for mounting an engine on an aircraft pylon |
| US4044973A (en) * | 1975-12-29 | 1977-08-30 | The Boeing Company | Nacelle assembly and mounting structures for a turbofan jet propulsion engine |
| US4585189A (en) * | 1984-10-22 | 1986-04-29 | Lockheed Corporation | Counterbalanced cowling assembly for a pylon-mounted engine and nacelle therefor |
| US5443229A (en) * | 1993-12-13 | 1995-08-22 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine sideways mount |
| US6357220B1 (en) * | 1998-12-22 | 2002-03-19 | United Technologies Corporation | Gearbox accessory mount |
| US6401448B1 (en) * | 2000-08-31 | 2002-06-11 | General Electric Company | System for mounting aircraft engines |
| GB0124446D0 (en) * | 2001-10-11 | 2001-12-05 | Short Brothers Ltd | Aircraft propulsive power unit |
-
2003
- 2003-11-12 FR FR0313245A patent/FR2862045B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-11-10 JP JP2004326238A patent/JP4057007B2/ja active Active
- 2004-11-10 EP EP04300782A patent/EP1553019B1/fr active Active
- 2004-11-10 DE DE602004008205T patent/DE602004008205T2/de active Active
- 2004-11-11 UA UA20041109234A patent/UA88436C2/ru unknown
- 2004-11-11 RU RU2004132978/11A patent/RU2354587C2/ru active
- 2004-11-12 CA CA2485242A patent/CA2485242C/fr active Active
- 2004-11-12 CN CNB2004101047016A patent/CN100537354C/zh active Active
- 2004-11-12 US US10/986,004 patent/US7007890B2/en active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4057007B2 (ja) | 2008-03-05 |
| CN100537354C (zh) | 2009-09-09 |
| US7007890B2 (en) | 2006-03-07 |
| FR2862045A1 (fr) | 2005-05-13 |
| UA88436C2 (ru) | 2009-10-26 |
| CA2485242A1 (fr) | 2005-05-12 |
| US20050178887A1 (en) | 2005-08-18 |
| FR2862045B1 (fr) | 2006-05-05 |
| EP1553019A1 (fr) | 2005-07-13 |
| RU2004132978A (ru) | 2006-04-27 |
| CN1648000A (zh) | 2005-08-03 |
| JP2005147146A (ja) | 2005-06-09 |
| DE602004008205T2 (de) | 2008-05-08 |
| EP1553019B1 (fr) | 2007-08-15 |
| DE602004008205D1 (de) | 2007-09-27 |
| CA2485242C (fr) | 2011-08-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2354587C2 (ru) | Турбореактивный двигатель для крепления на хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата в верхнем положении | |
| RU2468963C2 (ru) | Опорная рама корпуса вентилятора, установленная на пилоне крепления и на воздухозаборнике гондолы | |
| JP5213713B2 (ja) | エンジンとそれを固定するためのデバイスとを具備してなる航空機用エンジンアセンブリ | |
| RU2429168C2 (ru) | Силовая установка летательного аппарата, содержащая смонтированный на двух отдельных элементах ложемент, несущий корпус вентилятора | |
| EP2718185B1 (en) | System and method for mounting an aircraft engine | |
| RU2418720C2 (ru) | Пилон с монолитной рамой | |
| US5497961A (en) | Gas turbine engine nacelle assembly | |
| RU2399558C9 (ru) | Стойка крепления турбореактивного двигателя летательного аппарата | |
| US7950604B2 (en) | Engine mounting structure for an aircraft | |
| US4531694A (en) | Turbine engine drive and mounting assembly for fixed wing aircraft | |
| US20080073460A1 (en) | Aeroengine mount | |
| RU2487058C2 (ru) | Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя | |
| US4712750A (en) | Temperature control device for jet engine nacelle associated structure | |
| EP2792597B1 (en) | Inner cowl structure for aircraft turbine engine | |
| JP2009510314A (ja) | エンジンとこのエンジンのためのエンジン取付構造とを具備した航空機エンジンアセンブリ | |
| CN101774430A (zh) | 用于安装飞行器发动机的整体结构 | |
| US7083144B2 (en) | Apparatus and methods for support of propulsion systems interconnect members | |
| US20110259998A1 (en) | Configuration of a rear fuselage tail cone of an aircraft with an auxiliary power unit | |
| US20200189759A1 (en) | Propulsion assembly for an aircraft, comprising a load support | |
| EP3216699A1 (en) | Method and system for mounting an aircraft engine | |
| US11027852B2 (en) | Assembly for aircraft comprising a primary mounting pylon structure fixed to an airfoil box using a bolted link | |
| RU2104228C1 (ru) | Устройство для крепления авиационного двигателя к самолету | |
| EP3597542A1 (en) | Gas turbine engine mount arrangement | |
| US11970974B2 (en) | Gas turbine engine mounted above wing and with camber | |
| GB2351480A (en) | Aircraft engine mounting |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |