RU2398715C2 - Переднее устройство подвески турбореактивного двигателя к пилону крепления на летательном аппарате - Google Patents
Переднее устройство подвески турбореактивного двигателя к пилону крепления на летательном аппарате Download PDFInfo
- Publication number
- RU2398715C2 RU2398715C2 RU2008121952/11A RU2008121952A RU2398715C2 RU 2398715 C2 RU2398715 C2 RU 2398715C2 RU 2008121952/11 A RU2008121952/11 A RU 2008121952/11A RU 2008121952 A RU2008121952 A RU 2008121952A RU 2398715 C2 RU2398715 C2 RU 2398715C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbojet engine
- primary
- suspension device
- vectors
- engine
- Prior art date
Links
- 239000000725 suspension Substances 0.000 title claims abstract description 60
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims abstract description 23
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 claims description 8
- 230000008447 perception Effects 0.000 claims description 7
- 238000005452 bending Methods 0.000 abstract description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation 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
- B64D27/406—Suspension arrangements specially adapted for supporting thrust loads, e.g. thrust links
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Clamps And Clips (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к переднему устройству подвески турбореактивного двигателя на пилоне крепления к летательному аппарату. Устройство содержит верхнюю силовую арматуру (101) и нижнюю силовую арматуру (102), первичные точки (103, 108) крепления, связывающие упомянутую верхнюю силовую арматуру с упомянутой нижней силовой арматурой, и вторичные точки (109, 110, 111) крепления, предназначенные для соединения нижней силовой арматуры с турбореактивным двигателем. Вектор (V) восприятия усилий тяги, результирующий, с одной стороны, точку схождения (С1) первичных векторов (v1, v'1), проходящих через первичные точки крепления (103, 108), связывающие верхнюю силовую арматуру с нижней силовой арматурой, а с другой стороны, точку (С2) схождения вторичных векторов (v2, v'2), проходящих через вторичные точки крепления (109, 110, 111), связывающие нижнюю силовую арматуру с турбореактивным двигателем, проходит вдоль оси (А) этого турбореактивного двигателя. Технический результат направлен на создание устройства крепления, позволяющего передавать усилия тяги турбореактивного двигателя на пилон, не подвергая двигатель воздействию изгибающих усилий. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к устройству узла подвески, связывающего турбореактивный двигатель с пилоном его крепления на летательном аппарате. Говоря более конкретно, предлагаемое изобретение относится к устройству переднего узла подвески, способного воспринимать усилия тяги, которым подвергается турбореактивный двигатель летательного аппарата.
Турбореактивный двигатель может быть установлен в различных местах летательного аппарата при помощи пилона крепления, принадлежащего конструкции этого летательного аппарата. Так, например, турбореактивный двигатель может быть подвешен посредством такого пилона крепления под нижней поверхностью крыла летательного аппарата, или может быть закреплен по бокам его фюзеляжа, или может быть установлен в задней части этого летательного аппарата на уровне его заднего вертикального оперения. Средства подвески, связывающие пилон крепления с турбореактивным двигателем, выполняют функцию обеспечения передачи механических усилий между этим турбореактивным двигателем и несущей конструкцией летательного аппарата.
Усилия, передаваемые на несущую конструкцию летательного аппарата при помощи средств подвески, главным образом представляют собой усилия тяги турбореактивного двигателя, которые ориентированы параллельно к оси этого турбореактивного двигателя, боковые усилия, связанные, в частности, с порывами ветра, воздействию которых подвергается турбореактивный двигатель и летательный аппарат в целом, и вертикальные усилия, связанные с массой данного турбореактивного двигателя. В то же время средства подвески должны поглощать деформации турбореактивного двигателя, связанные, например, с изменениями его размерных характеристик, возникающих вследствие теплового расширения или сжатия в процессе осуществления различных фаз полета летательного аппарата.
Обычно средства подвески турбореактивного двигателя на пилоне крепления на летательном аппарате содержат переднее устройство подвески и заднее устройство подвески.
В частности, известны средства подвески, при помощи которых центральный кожух турбореактивного двигателя закрепляется на пилоне крепления посредством переднего устройства подвески и заднего устройства подвески. В этом случае переднее устройство подвески воспринимает усилия тяги турбореактивного двигателя, а также боковые и вертикальные усилия. Что касается заднего устройства подвески, то оно воспринимает только боковые и вертикальные усилия.
Другие средства подвески содержат переднее средство подвески, располагающееся между пилоном крепления двигателя и кожухом вентилятора, которое воспринимает боковые и вертикальные усилия, и заднее устройство подвески, располагающееся между пилоном крепления двигателя и центральным кожухом двигателя, которое воспринимает усилия тяги, боковые усилия и вертикальные усилия. При этом восприятие усилий тяги осуществляется посредством двух длинных рычагов, связывающих упомянутое заднее устройство подвески с передней частью центрального кожуха двигателя.
Вследствие наличия усилий тяги турбореактивного двигателя и, говоря более конкретно, вследствие восприятия упомянутых усилий тяги средствами подвески и пилоном крепления, упомянутый турбореактивный двигатель подвергается значительному изгибу, который создает тенденцию к сокращению срока службы этого турбореактивного двигателя.
В данном изобретении делается попытка предложить устройство подвески турбореактивного двигателя к пилону крепления, имеющее возможность воспринимать усилия тяги турбореактивного двигателя и передавать эти усилия на пилон крепления, не подвергая при этом турбореактивный двигатель воздействию существенных изгибающих усилий.
Для этого в данном изобретении предлагается переднее устройство подвески, связывающее пилон крепления с кожухом вентилятора турбореактивного двигателя, для которого вектор восприятия усилий тяги, результирующий различные точки подвески между упомянутым устройством подвески и турбореактивным двигателем, непосредственно совпадает с осью этого турбореактивного двигателя. Переднее устройство подвески в соответствии с предлагаемым изобретением содержит некоторую промежуточную деталь, располагающуюся под основной деталью этого переднего устройства подвески турбореактивного двигателя. Эта промежуточная деталь связана с основной деталью подвески при помощи первой системы подвески, точка схождения которой находится на оси турбореактивного двигателя. В то же время эта промежуточная деталь связана с турбореактивным двигателем при помощи второй системы подвески, точка схождения которой также располагается на оси двигателя, но находится спереди по потоку по отношению к точке схождения первой системы подвески. Переднее устройство подвески в соответствии с предлагаемым изобретением ведет себя так, как если бы тяга турбореактивного двигателя передавалась между двумя точками схождения систем подвески упомянутого переднего устройства подвески, то есть вдоль оси турбореактивного двигателя, и, следовательно, без создания минимального изгиба этого турбореактивного двигателя, причем момент сил, естественно, полностью воспринимается пилоном крепления двигателя. Вторая система подвески, связывающая упомянутую промежуточную деталь с турбореактивным двигателем, содержит, например, систему тяг и рычагов в передней части и траверсу в задней части. Под выражением "передняя" и "задняя" здесь следует понимать ориентацию элементов по отношению к направлению поступательного движения летательного аппарата, снабженного таким турбореактивным двигателем. Промежуточная деталь в соответствии с предлагаемым изобретением, вследствие наличия траверсы и системы тяг и рычагов, связывающая эту деталь, с одной стороны, с турбореактивным двигателем, а с другой стороны - с основной деталью переднего устройства подвески, имеет специфическую кинематику, которая позволяет обеспечить передачу усилий тяги вдоль оси турбореактивного двигателя. Геометрические характеристики переднего устройства подвески двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением исследовались и формировались таким образом, чтобы результирующая различных точек крепления совпадала с осью турбореактивного двигателя для того, чтобы этот турбореактивный двигатель не подвергался воздействию каких бы то ни было изгибающих усилий.
Таким образом, объектом предлагаемого изобретения является переднее устройство подвески турбореактивного двигателя к пилону крепления на летательном аппарате, имеющее возможность воспринимать усилия тяги этого турбореактивного двигателя, отличающееся тем, что это устройство содержит верхнюю силовую арматуру, нижнюю силовую арматуру, первичные точки крепления, связывающие упомянутую верхнюю силовую арматуру с упомянутой нижней силовой арматурой, и вторичные точки крепления, связывающие нижнюю силовую арматуру с турбореактивным двигателем, причем вектор восприятия усилий тяги, результирующий, с одной стороны, точку схождения первичных векторов, проходящих через первичные точки крепления, а с другой стороны, точку схождения вторичных векторов, проходящих через вторичные точки крепления, и передающее усилия тяги от турбореактивного двигателя к пилону крепления, проходит вдоль оси турбореактивного двигателя.
Здесь под точкой крепления следует понимать любое точечное средство подвески, позволяющее обеспечить связь в строго определенной точке одного силового элемента с другим.
В соответствии со специфическими примерами реализации переднего устройства подвески по данному изобретению упомянутое устройство может содержать все или часть следующих дополнительных характеристик:
- точка схождения первичных векторов расположена на оси турбореактивного двигателя;
- точка схождения вторичных векторов расположена на оси турбореактивного двигателя;
- точка схождения первичных векторов расположена по потоку позади точки схождения вторичных векторов;
- переднее устройство подвески содержит первичные средства подвески, снабженные по меньшей мере одним передним первичным рычагом и по меньшей мере одним задним первичным рычагом таким образом, чтобы связать в двух первичных точках крепления упомянутую верхнюю силовую арматуру и упомянутую нижнюю силовую арматуру;
- переднее устройство подвески содержит вторичные средства подвески, снабженные по меньшей мере одним передним вторичным рычагом и по меньшей мере двумя задними вторичными рычагами таким образом, чтобы связать в трех вторичных точках крепления упомянутую нижнюю силовую арматуру с кожухом вентилятора турбореактивного двигателя;
- два упомянутых задних вторичных рычага установлены на нижней силовой арматуре посредством траверсы;
- верхняя силовая арматура также связана с кожухом вентилятора турбореактивного двигателя.
Предлагаемое изобретение очевидно из раскрытого ниже описания примера его осуществления, приводимого со ссылками на фигуры чертежей, на которых:
Фиг.1 - схематический вид сбоку переднего устройства подвески двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением;
Фиг.2 - схематический вид сзади переднего устройства подвески двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением;
Фиг.3А, 3Б и 3В - схематические виды связи между пилоном крепления двигателя, устройством подвески в соответствии с предлагаемым изобретением и турбореактивным двигателем летательного аппарата.
На Фиг.1 и 2 схематически представлен пилон 3 крепления двигателя, жестко связанный с кожухом 2 вентилятора турбореактивного двигателя 1. Этот пилон 3 крепления двигателя связан с упомянутым кожухом 2 вентилятора этого двигателя при помощи переднего устройства 100 подвески в соответствии с предлагаемым изобретением.
Это переднее устройство 100 подвески двигателя содержит верхнюю силовую арматуру 101 и нижняя силовая арматура 102 располагается под этой верхней силовой арматурой 101. Верхняя силовая арматура 101 классическим образом закреплена, с одной стороны, на пилоне 3 крепления двигателя, а с другой стороны, на задней конструкции 4 кожуха 2 вентилятора этого двигателя. Говоря более конкретно, верхняя силовая арматура 101 установлена неподвижным образом на пилоне 3 крепления, располагающемся над упомянутой верхней силовой арматурой 101. Связь между этой верхней силовой арматурой 101 и центральной частью 6 задней конструкции 4 кожуха 2 вентилятора обеспечивается при помощи двух рычагов 5 (на Фиг.1 можно видеть только один из этих рычагов). Задняя часть 4 кожуха 2 вентилятора имеет полукруглую форму вдоль верхнего контура круглой цилиндрической части турбореактивного двигателя. Задняя часть 4 кожуха 2 вентилятора имеет, по существу, форму перевернутой буквы U, причем основание этой U-образной формы образует центральную часть 6 и каждая ветвь 7 этой U-образной формы прилегает к правой или левой боковым поверхностям цилиндрической части турбореактивного двигателя 1.
В соответствии с предлагаемым изобретением верхняя силовая арматура 101 связана с нижней силовой арматурой 102 при помощи первичных средств 103, 108 подвески. Например, как это показано на Фиг.1 и 2, верхняя силовая арматура 101 связана с нижней силовой арматурой 102 при помощи системы первичных рычагов 103, 108. Говоря более конкретно, два задних первичных рычага 103 связывают задний конец 104 верхней силовой арматуры 101 с задним концом 105 нижней силовой арматуры 102. Что касается переднего конца 106 верхней силовой арматуры 101, то он связан с передним концом 107 нижней силовой арматуры 102 при помощи двух передних первичных рычагов 108 (на Фиг.1 и 2 можно видеть только один передний первичный рычаг).
Передние первичные рычаги 108 и задние первичные рычаги 103 образуют первичные точки крепления 103, 108, связывающие верхнюю силовую арматуру 101 с нижней силовой арматурой 102.
Как это схематически представлено на Фиг.3А, первичные векторы (v1, v'1), проходящие через первичные точки крепления 103, 108 между верхней силовой арматурой 101 и нижней силовой арматурой 102 переднего устройства подвески 100 в соответствии с предлагаемым изобретением, сходятся в направлении первичной точки схождения С1, располагающейся на оси А данного турбореактивного двигателя 1.
Что касается нижней силовой арматуры 102, то она непосредственно связана с задней конструкцией 4 кожуха 2 вентилятора турбореактивного двигателя 1 при помощи вторичных средств подвески 109, 110, 111. Эти вторичные средства подвески 109, 110, 111 содержат передний вторичный рычаг 109, связывающий передний конец 107 нижней силовой арматуры 102 с задней конструкцией 4 кожуха 2 вентилятора турбореактивного двигателя 1. Говоря более конкретно, передний вторичный рычаг 109 установлен на центральной части 6 задней конструкции 4 кожуха 2 вентилятора. Вторичные средства подвески 109, 110, 111 содержат, в то же время, траверсу 110, располагающуюся на уровне заднего конца 105 нижнего рычага 102. Эта траверса 110 связывает два задних вторичных рычага 111 с базовой частью 8 двух ветвей 7 задней конструкции 4 кожуха 2 вентилятора. Использование траверсы 110 позволяет обеспечить монтаж в соответствии с одной единственной степенью свободы для тяги двигателя, тогда как цилиндрическая форма турбореактивного двигателя 1 заставляет устанавливать два задних боковых вторичных рычага 111. Таким образом, каждый задний вторичный рычаг 111 связан с той или с другой, то есть с правой или с левой, боковой поверхностью турбореактивного двигателя 1. Задние вторичные рычаги 111 связывают задний конец 105 нижней силовой арматуры 102 с передней частью турбореактивного двигателя 1. Траверса 110 требует, чтобы усилия, передаваемые каждым из задних вторичных рычагов 111, были идентичными и чтобы система, образованная траверсой 110 и задним вторичным рычагом 111, была нечувствительной к возможным деформациям турбореактивного двигателя 1.
Как это схематически представлено на Фиг.3Б, вторичные средства 109, 110, 111 подвески образуют вторичные точки крепления, связывающие нижнюю силовую арматуру 102 переднего устройства 100 подвески двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением с этим турбореактивным двигателем 1. Вторичные векторы (v2, v'2), проходящие через вторичные точки крепления 109, 110, 111, сходятся во вторичной точке С2 схождения, располагающейся на оси А турбореактивного двигателя 1. Эта вторичная точка С2 схождения располагается по потоку перед первичной точкой С1 схождения по отношению к направлению поступательного перемещения летательного аппарата, снабженного турбореактивным двигателем 1.
Как это схематически представлено на Фиг.3В, вектор V восприятия усилий тяги, результирующий переднее устройство 100 подвески двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением, обеспечивает перенос вторичной точки С2 схождения в направлении первичной точки С1 схождения и совпадает с осью А турбореактивного двигателя 1. Этот вектор V, предназначенный для восприятия усилий тяги Р, не вызывает какого бы то ни было изгиба турбореактивного двигателя 1. Вектор V восприятия усилий тяги компенсирует усилия тяги Р турбореактивного двигателя 1 на оси этого турбореактивного двигателя 1, причем момент сил на кожухе 2 вентилятора этого турбореактивного двигателя 1 при этом является нулевым.
Claims (9)
1. Переднее устройство (100) подвески турбореактивного двигателя (1) на пилоне (3) крепления к летательному аппарату, имеющее возможность воспринимать усилия тяги этого турбореактивного двигателя, отличающееся тем, что это устройство содержит верхнюю силовую арматуру (101), нижнюю силовую арматуру (102), первичные точки (103, 108) крепления, связывающие упомянутую верхнюю силовую арматуру с упомянутой нижней силовой арматурой, и вторичные точки (109, 110, 111) крепления, предназначенные для соединения нижней силовой арматуры с турбореактивным двигателем, причем вектор (V) восприятия усилий тяги, результирующий с одной стороны точку схождения (С1) первичных векторов (v1, v'1), проходящих через первичные точки крепления, а с другой стороны точку схождения вторичных векторов (v2, v'2), проходящих через вторичные точки крепления, проходит вдоль оси (А) этого турбореактивного двигателя, при этом переднее устройство подвески имеет возможность передавать усилия тяги от турбореактивного двигателя к пилону его крепления.
2. Переднее устройство подвески по п.1, отличающееся тем, что точка (С1) схождения первичных векторов (v1, v'1) расположена на оси турбореактивного двигателя.
3. Устройство подвески по п.1, отличающееся тем, что точка (С2) схождения вторичных векторов (v2, v'2) расположена на оси турбореактивного двигателя.
4. Устройство подвески по любому из пп.2 и 3, отличающееся тем, что точка (С1) схождения первичных векторов (v1, v'1) располагается по потоку позади точки схождения вторичных векторов (v2, v'2).
5. Устройство подвески по п.2, отличающееся тем, что это устройство содержит первичные средства (103, 108) подвески, снабженные по меньшей мере одним передним первичным рычагом (108) и по меньшей мере одним задним первичным рычагом (103) таким образом, чтобы связать в двух первичных точках крепления упомянутую верхнюю силовую арматуру и упомянутую нижнюю силовую арматуру.
6. Устройство подвески по п.3, отличающееся тем, что это устройство содержит вторичные средства (109, 110, 111) подвески, снабженные по меньшей мере одним передним вторичным рычагом (109) и по меньшей мере двумя задними вторичными рычагами (111) таким образом, чтобы иметь возможность связать в трех вторичных точках крепления упомянутую нижнюю силовую арматуру с кожухом (2) вентилятора турбореактивного двигателя.
7. Устройство подвески по п.6, отличающееся тем, что два упомянутых задних вторичных рычага установлены на нижней силовой арматуре посредством траверсы (110).
8. Устройство подвески по п.1, отличающееся тем, что упомянутая верхняя силовая арматура также может быть связана с кожухом вентилятора турбореактивного двигателя.
9. Система, образованная турбореактивным двигателем и передним устройством его подвески по п.1.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0553304 | 2005-10-31 | ||
| FR0553304A FR2892706B1 (fr) | 2005-10-31 | 2005-10-31 | Dispositif d'attache avant d'un turboreacteur a un mat de fixation d'un aeronef |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008121952A RU2008121952A (ru) | 2009-12-10 |
| RU2398715C2 true RU2398715C2 (ru) | 2010-09-10 |
Family
ID=36658609
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008121952/11A RU2398715C2 (ru) | 2005-10-31 | 2006-10-24 | Переднее устройство подвески турбореактивного двигателя к пилону крепления на летательном аппарате |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8366038B2 (ru) |
| EP (1) | EP1943145B1 (ru) |
| JP (1) | JP5227798B2 (ru) |
| CN (1) | CN101300172A (ru) |
| AT (1) | ATE423061T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0618083A2 (ru) |
| CA (1) | CA2625800C (ru) |
| DE (1) | DE602006005263D1 (ru) |
| FR (1) | FR2892706B1 (ru) |
| RU (1) | RU2398715C2 (ru) |
| WO (1) | WO2007051938A2 (ru) |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2924684B1 (fr) * | 2007-12-07 | 2010-01-01 | Snecma | Suspension d'un turboreacteur a un aeronef |
| FR2981046B1 (fr) * | 2011-10-06 | 2013-10-25 | Aircelle Sa | Ensemble propulsif d'aeronef |
| 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 |
| FR3027873B1 (fr) * | 2014-11-03 | 2016-12-23 | Airbus Operations Sas | Attache moteur avant pour un moteur d'aeronef |
| GB201804962D0 (en) * | 2018-03-28 | 2018-05-09 | Rolls Royce Plc | A geared turbofan engine mount arrangement |
| FR3086924B1 (fr) | 2018-10-08 | 2021-02-12 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine comportant des moyens de suspension |
| FR3123323B1 (fr) | 2021-05-27 | 2024-05-03 | Safran Aircraft Engines | Structure de liaison et de support d’une turbomachine a un pylone d’aeronef |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4555078A (en) | 1983-12-27 | 1985-11-26 | Societe Belge D'exploitation De La Navigation Aerienne (Sabena) | Apparatus for the suspension of an aircraft engine cowling |
| US5320307A (en) * | 1992-03-25 | 1994-06-14 | General Electric Company | Aircraft engine thrust mount |
| JPH07277290A (ja) | 1994-04-11 | 1995-10-24 | Toyota Motor Corp | 航空機エンジンのマウント装置 |
| FR2755943B1 (fr) * | 1996-11-21 | 1998-12-24 | Snecma | Suspension avant redondante pour turbomachine |
| FR2793769B1 (fr) * | 1999-05-19 | 2001-09-07 | Aerospatiale Airbus | Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef a un mat |
| US6330995B1 (en) * | 2000-02-29 | 2001-12-18 | General Electric Company | Aircraft engine mount |
| FR2856656B1 (fr) * | 2003-06-30 | 2006-12-01 | Snecma Moteurs | Suspension arriere de moteur d'avion avec bielles de reprise de poussee et palonnier en forme de boomerang |
| FR2867156B1 (fr) * | 2004-03-04 | 2006-06-02 | Airbus France | Systeme de montage interpose entre un moteur d'aeronef et une structure rigide d'un mat d'accrochage fixe sous une voilure de cet aeronef. |
| FR2867158B1 (fr) * | 2004-03-04 | 2007-06-08 | Airbus France | Systeme de montage interpose entre un moteur d'aeronef et une structure rigide d'un mat d'accrochage fixe sous une voilure de cet aeronef. |
-
2005
- 2005-10-31 FR FR0553304A patent/FR2892706B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-10-24 US US12/084,393 patent/US8366038B2/en active Active
- 2006-10-24 WO PCT/FR2006/051093 patent/WO2007051938A2/fr active Application Filing
- 2006-10-24 RU RU2008121952/11A patent/RU2398715C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-10-24 BR BRPI0618083-3A patent/BRPI0618083A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-10-24 EP EP06831287A patent/EP1943145B1/fr not_active Not-in-force
- 2006-10-24 AT AT06831287T patent/ATE423061T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-10-24 CA CA2625800A patent/CA2625800C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-10-24 CN CNA2006800404225A patent/CN101300172A/zh active Pending
- 2006-10-24 JP JP2008537157A patent/JP5227798B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-10-24 DE DE602006005263T patent/DE602006005263D1/de active Active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ЕР 0844172 A1 (SNECMA), 27.05.1998. ЕР 571080 А1 (AIRBUS FRANCE), 07.09.2005. RU 2167788 C2 (ДЗЕ БОИНГ КОМПАНИ), 10.04.1998. US 5303880 A (GEN ELECTRIC), 19.04.1994. US 5351930 A (LORD CORP), 04.10.1994. US 4997145 A (ROLLS ROYCE PLC), 05.03.1991. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2625800C (fr) | 2013-06-11 |
| EP1943145A2 (fr) | 2008-07-16 |
| CA2625800A1 (fr) | 2007-05-10 |
| DE602006005263D1 (de) | 2009-04-02 |
| BRPI0618083A2 (pt) | 2011-08-16 |
| US8366038B2 (en) | 2013-02-05 |
| US20090218441A1 (en) | 2009-09-03 |
| CN101300172A (zh) | 2008-11-05 |
| ATE423061T1 (de) | 2009-03-15 |
| WO2007051938A3 (fr) | 2007-07-19 |
| RU2008121952A (ru) | 2009-12-10 |
| JP5227798B2 (ja) | 2013-07-03 |
| FR2892706A1 (fr) | 2007-05-04 |
| WO2007051938A2 (fr) | 2007-05-10 |
| JP2009513434A (ja) | 2009-04-02 |
| EP1943145B1 (fr) | 2009-02-18 |
| FR2892706B1 (fr) | 2009-04-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2398715C2 (ru) | Переднее устройство подвески турбореактивного двигателя к пилону крепления на летательном аппарате | |
| US8042342B2 (en) | Engine assembly for aircraft comprising an engine as well as a device for locking said engine | |
| CN101784441B (zh) | 安装在悬挂架和发动机舱进气口上的风扇罩的支撑托架 | |
| RU2429168C2 (ru) | Силовая установка летательного аппарата, содержащая смонтированный на двух отдельных элементах ложемент, несущий корпус вентилятора | |
| US8167238B2 (en) | Pylon caisson attachment on a wing, gripping a lateral panel of the caisson | |
| US7909302B2 (en) | Two-shackle aircraft engine attachment | |
| US6398161B1 (en) | Device for fixing an aircraft propulsion system to a strut and a strut adapted to said device | |
| RU2387583C2 (ru) | Узел подвески двигателя в монтажной системе, установленной между стойкой крепления и двигателем летательного аппарата | |
| RU2433068C2 (ru) | Опора двигателя летательного аппарата, содержащая две тяги с поперечным соединительным элементом | |
| CA2576518C (en) | Engine assembly for aircraft | |
| US8038092B2 (en) | Engine assembly for aircraft | |
| US20100116926A1 (en) | Device for attaching an aircraft engine and aircraft comprising at least one such device | |
| US4805851A (en) | Turbine engine mounting bracket assembly | |
| US20160229545A1 (en) | Aircraft assembly comprising a mounting pylon primary structure integrated to the structure of the wing element | |
| RU2010104448A (ru) | Конструкция для установки двигателя на самолете с присоединенной в четырех точках траверсой | |
| RU2010116840A (ru) | Двигательная установка для летательного аппарата | |
| US20060038065A1 (en) | Apparatus and methods for support of propulsion systems interconnect members | |
| CA2487839C (en) | Structure for mounting a turboprop under an aircraft wing | |
| CN105705417A (zh) | 用于将发动机支架安装至机翼盒的包括固定至所述机翼盒的上表面的配件的用于飞行器的组件 | |
| US8152447B2 (en) | Intermediate casing for an aircraft jet engine, of improved design | |
| CA2499374A1 (en) | Mounting system inserted between an aircraft engine and a rigid structure of an attachment strut fixed under a wing of this aircraft | |
| US9637239B2 (en) | Structure for suspending a turboprop having two unducted propellers on a structural element of an airplane | |
| CN106114813A (zh) | 无人机机体骨架 | |
| US20230286664A1 (en) | Compact electric propulsion unit comprising a statically determinate engine mount, and aircraft comprising at least one such electric propulsion unit | |
| CN205846947U (zh) | 一种双层共轴电机座 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191025 |