RU2435968C2 - Задний узел подвески двигателя летательного аппарата со сдвоенной серьгой и силовая установка, содержащая такой узел - Google Patents
Задний узел подвески двигателя летательного аппарата со сдвоенной серьгой и силовая установка, содержащая такой узел Download PDFInfo
- Publication number
- RU2435968C2 RU2435968C2 RU2008116733/06A RU2008116733A RU2435968C2 RU 2435968 C2 RU2435968 C2 RU 2435968C2 RU 2008116733/06 A RU2008116733/06 A RU 2008116733/06A RU 2008116733 A RU2008116733 A RU 2008116733A RU 2435968 C2 RU2435968 C2 RU 2435968C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- holes
- eye
- mounting
- suspension unit
- Prior art date
Links
- 239000000725 suspension Substances 0.000 title claims abstract description 23
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 5
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 230000006870 function Effects 0.000 description 2
- 230000008447 perception Effects 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 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
- B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Pivots And Pivotal Connections (AREA)
- Snaps, Bayonet Connections, Set Pins, And Snap Rings (AREA)
- Vehicle Body Suspensions (AREA)
- Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
- Automatic Cycles, And Cycles In General (AREA)
Abstract
Узел подвески двигателя, расположенный между двигателем и стойкой его крепления, содержит первое крепежное устройство и две серьги в форме треугольника с тремя отверстиями в каждой, образующими равнобедренный треугольник. Первое крепежное устройство выполнено с возможностью соединения со стойкой и снабжено двумя проушинами, каждая из которых содержит по четыре находящихся друг против друга крепежных отверстия, выровненных по одной линии. Первое крепежное устройство и каждая серьга соединены между собой посредством соединительных пальцев, расположенных в двух отверстиях каждой серьги и в соответствующих отверстиях крепежного устройства. Третье отверстие в серьге предназначено для соединения с вилкой, расположенной со стороны двигателя. Каждая серьга имеет сдвоенную конструкцию, выполненную из двух частей идентичной формы, состыкованных друг с другом в направлении, перпендикулярном отверстиям. Другое изобретение группы относится к силовой установке летательного аппарата, содержащей стойку крепления и двигатель, соединенный со стойкой при помощи указанного выше узла подвески. Изобретения позволяют снизить вес узла подвески двигателя без снижения его надежности. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение в целом относится к креплению двигателя летательного аппарата на стойке крепления для подвески турбореактивного двигателя под крылом или над крылом летательного аппарата.
В частности, изобретение относится к заднему узлу подвески двигателя, содержащему только две серьги и обеспечивающему отказобезопасность за счет сдвоенной конструкции.
Уровень техники
В летательных аппаратах стойка крепления предназначена для образования соединительной промежуточной конструкции между двигателем, таким как турбореактивный двигатель, и крылом летательного аппарата. Она обеспечивает передачу на конструкцию летательного аппарата усилий, создаваемых турбореактивным двигателем, и позволяет также осуществлять прокладку топливных трубопроводов, электрических, гидравлических и воздушных систем между двигателем и летательным аппаратом.
На фиг.1 показана силовая установка 1 летательного аппарата, предназначенная для крепления под крылом 2 летательного аппарата и содержащая двигатель, такой как турбореактивный двигатель 3, расположенный вдоль оси АА и содержащий в передней части корпус 4 вентилятора, ограничивающий проточную часть вентилятора, затем корпус рабочей зоны турбореактивного двигателя и корпус выходного устройства.
В дальнейшем термины «передний» и «задний» условно следует рассматривать по отношению к направлению движения летательного аппарата от действия тяги, создаваемой турбореактивным двигателем 3, и это направление схематично показано стрелкой 5. Следует отметить, что силовая установка 1 должна быть расположена в гондоле (не показана).
Кроме того, силовая установка 1 содержит стойку 6 крепления, представляющую собой продольный элемент, расположенный вдоль главного направления, параллельного оси АА, или имеющий небольшой наклон относительно этого направления. Для обеспечения передачи усилий стойка 6 обычно содержит жесткую конструкцию, часто типа кессона, то есть содержащую ребра, образованные элементами в виде балок и соединенные панелями.
На жесткой конструкции стойки 6 установлена монтажная система 7, 8 и 9, предназначенная для соединения с ней турбореактивного двигателя 3. Эта система содержит по меньшей мере два узла подвески двигателя, как правило, по меньшей мере один передний узел 7 подвески и по меньшей мере один задний узел 8 подвески. Кроме того, монтажная система содержит устройство 9 восприятия тяговых усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 3, выполненное, например, в виде двух боковых тяг, соединенных одним концом с задней частью корпуса 4 вентилятора турбореактивного двигателя 3, а другим концом - с крепежной точкой, расположенной между передним узлом 7 подвески и задним узлом 8 подвески. Другая крепежная система (не показана) обеспечивает подвеску этой силовой установки 1 под крылом 2 летательного аппарата.
Обычно задний узел 8 подвески двигателя воспринимает нагрузку от боковых вертикальных и поворотных перемещений двигателя 3. Кроме того, для соблюдения условия безопасности требуется резервное крепление. Так, задний узел подвески обычно содержит крепежную балку, две трехточечные серьги и одну двухточечную серьгу, как описано, например, в документе US 6330995.
Недостатком данного решения является то, что наличие двухточечной серьги утяжеляет устройство, а расстояние между стойкой и двигателем должно оставаться в заданных пределах, обусловленных конструкцией силовых установок.
Раскрытие изобретения
Изобретение направлено на создание конструкции заднего узла подвески двигателя, позволяющей облегчить устройство при сохранении его характеристик с точки зрения обеспечения безопасности.
Одним из объектов изобретения является узел подвески двигателя, содержащий первое крепежное устройство или балку, предназначенную для соединения со стойкой крепления, и две трехточечные серьги, представляющие собой треугольные металлические крепежные элементы. Балка снабжена П-образной вилкой с двумя проушинами, между которыми установлена серьга. В каждой проушине вилки образованы четыре крепежных отверстия, по возможности расположенные вдоль одной линии. Каждое крепежное отверстие, образованное в одной проушине, расположено напротив соответствующего отверстия, образованного в другой проушине. Предпочтительно только две пары противолежащих отверстий соответствуют двум отверстиям каждой серьги. Предпочтительно проушины соединены с серьгами посредством четырех крепежных пальцев.
Третье крепежное отверстие предназначено для соединения с вилкой, расположенной со стороны двигателя. Предпочтительно треугольник, образованный тремя отверстиями каждой серьги, является равнобедренным.
Монтаж узла подвески двигателя предполагает использование соединительных пальцев, предпочтительно установленных шарнирно, для соединения двух серег при помощи четырех крепежных точек балки; при этом используют два соединительных пальца, предпочтительно сдвоенных, установленных шарнирно и с радиальным зазором, для соединения узла подвески двигателя с вилкой двигателя, которая предпочтительно тоже является сдвоенной.
Предпочтительно, чтобы соединительные пальцы, взаимодействующие с третьим отверстием, имели сдвоенную конструкцию, выполненную из двух коаксиально расположенных частей.
Согласно изобретению каждая серьга имеет двойную конструкцию и содержит две треугольные части, предпочтительно одинаковой толщины, в которых выполнены три крепежных отверстия, при этом указанные части прилегают одна к другой, то есть установлены рядом друг с другом в плоскости монтажа.
Другим объектом изобретения является силовая установка, в которой задний узел подвески двигателя содержит серьги сдвоенной конструкции в соответствии с настоящим изобретением, причем указанные серьги соединены с проушинами первого устройства посредством четырех соединительных пальцев.
Предпочтительно, чтобы задний узел подвески был соединен с двигателем при помощи сдвоенных вилок.
Краткое описание чертежей
Особенности и преимущества настоящего изобретения будут более понятны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничивающего примера, со ссылками на чертежи.
На фиг.1 (уже описана) схематично показана часть силовой установки летательного аппарата, вид сбоку;
на фиг.2 показан узел подвески двигателя согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения;
на фиг.3А и 3В показаны соединительные пальцы узла подвески двигателя в соответствии с настоящим изобретением.
Осуществление изобретения
Задний узел подвески в соответствии с настоящим изобретением выполнен по принципу соединения тремя точками со стойкой и двумя точками с двигателем для восприятия вертикальных и боковых усилий и крутящего момента от двигателя. Предпочтительно узел подвески в соответствии с настоящим изобретением имеет симметричную конструкцию.
Кроме того, внесенные в конструкцию изменения в соответствии с настоящим изобретением предполагают, что характеристики отказобезопасности крепления двигателя не ухудшаются. А именно, поломка одного из крепежных элементов компенсируется наличием другого элемента. Действительно, первостепенной функцией стойки во время работы самолета является соблюдение строгих критериев надежности.
Как показано на фиг.2, узел 10 подвески в соответствии с настоящим изобретением является узлом типа «двойного бумеранга», расположенным перпендикулярно или почти перпендикулярно оси АА двигателя 3. Указанный узел содержит два по существу треугольных металлических крепежных элемента или трехточечные серьги 12 и 12', образующие радиальную монтажную плоскость, по существу перпендикулярную оси АА. Каждая из серег 12 и 12' обеспечивает крепление в одной точке со стороны двигателя 3 и в двух точках со стороны стойки 6, при этом одна из четырех точек крепления со стороны стойки 6 во время нормальной работы не задействована, но позволяет компенсировать возможный отказ одной из трех других точек. Предпочтительно обе серьги 12 и 12' имеют одинаковую форму и конструкцию и являются зеркально симметричными по отношению к содержащей ось АА двигателя 3 плоскости, перпендикулярной монтажной плоскости.
Крепление в соответствии с настоящим изобретением осуществляют посредством балки 14, соединенной со стойкой 6 или являющейся ее неотъемлемой частью и обеспечивающей соединение серег. Балка 14 содержит вилку П-образной формы с двумя проушинами 16а и 16b, между которыми могут заходить металлические крепежные элементы (серьги 12 и 12') для осуществления крепления. Предпочтительно размеры металлических крепежных элементов (серег 12 и 12') и расстояние между проушинами 16а и 16b определены поворотом этих серег, который должен быть свободным для обеспечения возможности осевого перемещения двигателя (связанного, например, с тепловым расширением). По существу, балка 14 имеет обычную конструкцию; в частности, ее форму, размеры и компоновку известным образом определяют и формируют в зависимости от размеров двигателя 3 и стойки 6, а также от типа летательного аппарата.
Соединение балки 14 с серьгами 12 и 12' осуществляют посредством входящих в отверстия и взаимодействующих с каждым из элементов 12, 12' и 16 пальцев 18, предпочтительно образующих шаровые шарниры. Точно так же, серьги 12 и 12' соединяют с вилками (не показаны) со стороны двигателя 3 при помощи соединительных пальцев 20, установленных с образованием шарового шарнира.
Таким образом, как указано выше, в каждой серьге 12 и 12' имеются три отверстия, расположенных по углам каждого треугольника. Так, первое отверстие 22, выполненное в каждой из серег 12 и 12', предназначено для внешнего крепления к балке 14. От этого первого отверстия 22 отходит первое плечо вдоль вилки 16 балки 14 в сторону второго отверстия 24 крепления на балке 14, а от балки 14 в сторону третьего отверстия 26 отходит второе плечо для соединения с вилкой двигателя 3. Длина вторых плеч соответствует расстоянию между двигателем 3 и стойкой 6.
Таким образом, в балке 14 выполнены находящиеся друг против друга четыре отверстия для первых 22 и 22' и вторых 24 и 24' точек крепления. Предпочтительно четыре крепежных отверстия в проушинах 16а и 16b балки 14 выполнены вдоль одной линии из соображений изостатического монтажа. Эти четыре крепежных отверстия предпочтительно являются единственными отверстиями, выполненными в проушинах 16а и 16b.
Во время нормальной работы первая серьга 12 и второе плечо второй серьги 12' работают на восприятие вертикальных и боковых усилий, а также нагрузок от крутящего момента двигателя 3. При этом одно из вторых отверстий 24' не задействовано и остается в состоянии «выжидания», при этом пять других отверстий воспринимают любую нагрузку. Отверстие 24', находящееся в состоянии выжидания, начинает работать в случае возможной поломки крепежного пальца 18 или отказа проушины вилки 16а, 16b балки 14 (не задействованным отверстием может быть, разумеется, также первое отверстие 22).
Кроме того, согласно изобретению каждая серьга 12 и 12' имеет двойную конструкцию, то есть металлический крепежный элемент 12 выполнен из двух частей 12а и 12b, состыкованных по радиальной монтажной плоскости, то есть прилегающих друг к другу. Обе части 12а и 12b образуют две полусерьги, имеющие такие же размеры, что и серьги 12 и 12' за исключением толщины, которая предпочтительно является одинаковой для каждой из двух частей. Соединение этих двух полусерег 12а и 12b можно осуществить, например, заклепками или винтами, однако предпочтительно затягивание посредством крепежных пальцев 18, 20 (то есть при помощи гаек шаровых опор, установленных в не показанные на чертеже расточные отверстия серег). Причем на уровне проушин 16а и 16b и вилок со стороны двигателя обеспечивается отсутствие смещения элементов 12а и 12b друг относительно друга. В этом случае соединение двух частей каждой серьги 12 и 12' не требует никаких других средств жесткого соединения.
Таким образом, возможная поломка одной серьги 12, 12' компенсируется за счет резервного элемента: если в одном из элементов 12а или 12b возникает проблема, другой элемент воспринимает все усилия и обеспечивает выполнение соответствующей функции. Естественно, полусерьги 12а и 12b имеют соответствующую толщину.
Предпочтительно вилки со стороны двигателя, не показанные на чертеже, тоже выполнены сдвоенными для компенсации возможной поломки.
Согласно изобретению на уровне третьих отверстий 26, 26' крепежные пальцы 20 также выполнены сдвоенными для компенсации возможной поломки.
Возможны два варианта конструкции сдвоенных соединительных пальцев 20. Согласно первому варианту, аналогично описанной выше двойной конструкции серег 12 и 12', соединительный палец 20 образован двумя цилиндрическими оболочками 20а и 20b, не допускающими при работе какого-либо люфта, как показано на фиг.3А. Предпочтительно дублируют только соединительный палец 20; в соответствующем гнезде может быть установлен, например, простой шаровой шарнир 28. Следует отметить, что при расчете размеров этой конструкции необходимо учитывать, что каждая часть 20а и 20b пальца 20 во время нормальной работы задействована и испытывает усталостные напряжения.
Другой вариант показан на фиг.3В, где шаровой шарнир отсутствует. Палец 30 выполнен с радиальным зазором между двумя его частями 30a и 30b, поэтому при нормальной работе работает только наружный палец 30b. Вместе с тем любой осевой зазор убирается при помощи средств затягивания. В данном случае размеры пальцев 30 тоже рассчитаны для действующих на них нагрузок.
Кроме вышеупомянутых преимуществ, следует отметить, что конфигурация в соответствии с настоящим изобретением позволяет получить заданную высоту между крепежными точками 22, 26 и, следовательно, расстояние между двигателем 3 и стойкой 4, превышающее расстояние, обеспечиваемое существующими известными узлами подвески. Кроме того, в узле 10 подвески сокращено количество деталей, что позволяет получить выигрыш в весе.
Кроме того, за счет исключения пятой точки крепления на уровне стойки легче изменять расстояния между первым и вторым отверстиями. По существу для трехточечной серьги 12 оптимальное распределение нагрузки получается при расстоянии между отверстиями 22 и 24 первого плеча, идентичном расстоянию между отверстиями 22 и 26 другого плеча, то есть при образовании тремя отверстиями равнобедренного треугольника. Благодаря предложенной конструкции можно увеличить расстояние между отверстиями 22 и 24 первого плеча в зависимости от расстояния между стойкой и двигателем (то есть в зависимости от необходимого размера второго плеча).
Эти дополнительные преимущества получают без снижения уровня безопасности, поскольку поломки вилки со стороны двигателя, пальцев со стороны двигателя и серег компенсируются их резервными деталями, а поломки пальцев со стороны балки и вилки со стороны балки компенсируются за счет пальца, находившегося в состоянии выжидания, при этом передача усилий между серьгами становится, кроме того, очень «чистой».
Claims (9)
1. Узел подвески двигателя, расположенный между двигателем и стойкой его крепления, содержащий первое крепежное устройство, выполненное с возможностью соединения со стойкой и снабженное двумя проушинами, каждая из которых содержит по четыре находящихся напротив друг друга крепежных отверстия, выровненных по одной линии, и две серьги в форме треугольника с тремя отверстиями в каждой, образующими равнобедренный треугольник, при этом первое крепежное устройство и каждая серьга соединены между собой посредством соединительных пальцев, расположенных в двух отверстиях каждой серьги и в соответствующих отверстиях крепежного устройства, а третье отверстие в серьге предназначено для соединения с вилкой, расположенной со стороны двигателя, причем каждая серьга имеет сдвоенную конструкцию, выполненную из двух частей идентичной формы, состыкованных друг с другом в направлении, перпендикулярном отверстиям.
2. Узел подвески по п.1, в котором каждая проушина первого устройства содержит только четыре отверстия.
3. Узел подвески по п.1, содержащий четыре соединительных пальца, соединяющих две серьги с проушинами первого устройства.
4. Узел подвески по п.1, дополнительно содержащий соединительные пальцы, взаимодействующие с третьим отверстием.
5. Узел подвески по п.4, в котором соединительные пальцы, взаимодействующие с третьим отверстием, имеют сдвоенную конструкцию, выполненную из двух коаксиально расположенных частей.
6. Узел подвески по п.5, в котором между двумя частями соединительных пальцев сдвоенной конструкции имеется радиальный зазор.
7. Узел подвески по п.3, в котором соединительные пальцы установлены посредством шарового шарнира.
8. Силовая установка летательного аппарата, содержащая стойку крепления и двигатель, соединенный со стойкой при помощи заднего узла подвески по п.3.
9. Силовая установка по п.8, в которой задний узел подвески соединен с двигателем при помощи сдвоенных вилок.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR05/52935 | 2005-09-28 | ||
FR0552935A FR2891253B1 (fr) | 2005-09-28 | 2005-09-28 | Attache arriere d'un moteur d'aeronef a deux manilles |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008116733A RU2008116733A (ru) | 2009-11-10 |
RU2435968C2 true RU2435968C2 (ru) | 2011-12-10 |
Family
ID=36463524
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008116733/06A RU2435968C2 (ru) | 2005-09-28 | 2006-09-26 | Задний узел подвески двигателя летательного аппарата со сдвоенной серьгой и силовая установка, содержащая такой узел |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7909302B2 (ru) |
EP (1) | EP1929140B1 (ru) |
JP (1) | JP5032485B2 (ru) |
CN (1) | CN101273191B (ru) |
BR (1) | BRPI0616194A2 (ru) |
CA (1) | CA2623999C (ru) |
FR (1) | FR2891253B1 (ru) |
RU (1) | RU2435968C2 (ru) |
WO (1) | WO2007036515A1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2668834C2 (ru) * | 2013-03-29 | 2018-10-02 | Снекма | Шарнирное шаровое устройство для подвески турбомашины к пилону или подвески оборудования к корпусу турбомашины |
RU2789803C2 (ru) * | 2018-10-08 | 2023-02-10 | Сафран Эркрафт Энджинз | Узел подвески газотурбинного двигателя |
Families Citing this family (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2008150202A1 (en) * | 2007-06-08 | 2008-12-11 | Volvo Aero Corporation | A structure for transferring loads at a gas turbine engine, and an engine and an aircraft with such a structure |
KR101767071B1 (ko) | 2010-06-14 | 2017-08-10 | 로오드 코포레이션 | 헬리콥터 엔진 장착 시스템 및 방법 |
US20130074517A1 (en) * | 2011-09-23 | 2013-03-28 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine mount assembly |
US9016623B2 (en) * | 2011-11-30 | 2015-04-28 | The Boeing Company | Jam protection and alleviation for control surface linkage mechanisms |
US9217337B2 (en) | 2012-05-10 | 2015-12-22 | United Technologies Corporation | Adjustable engine mount |
FR3000467A1 (fr) * | 2012-12-28 | 2014-07-04 | Airbus Operations Sas | Manille a trois points a capacite de filtrage de vibrations et attache moteur d'aeronef equipee d'une telle manille |
FR3000529B1 (fr) * | 2012-12-28 | 2015-03-06 | Airbus Operations Sas | Dispositif de liaison souple pour ensemble propulsif d'aeronef |
JP6137846B2 (ja) * | 2013-01-25 | 2017-05-31 | 三菱航空機株式会社 | パイロンと翼を連結するリンク部材、航空機のパイロンおよび航空機 |
CN103101628B (zh) * | 2013-02-06 | 2015-05-27 | 中国商用飞机有限责任公司 | 一种与飞机吊挂一体化的前安装节 |
US10220950B2 (en) * | 2013-03-15 | 2019-03-05 | United Technologies Corporation | Engine mount waiting fail safe lug joint with reduced dynamic amplification factor |
CA2918320C (en) | 2013-07-26 | 2018-05-15 | Mra Systems, Inc. | Aircraft engine pylon |
GB201315968D0 (en) * | 2013-09-09 | 2013-10-23 | Rolls Royce Plc | Aircraft engine mount |
CN107108039B (zh) * | 2015-01-07 | 2019-08-30 | 洛德公司 | 飞行器发动机安装架 |
US10144525B2 (en) * | 2015-09-24 | 2018-12-04 | Embraer S.A. | Aircraft engine pylon to wing mounting assembly |
FR3049582B1 (fr) * | 2016-03-31 | 2023-01-13 | Snecma | Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur |
FR3058388B1 (fr) * | 2016-11-04 | 2019-05-10 | Airbus Operations | Attache arriere d'un moteur d'aeronef |
FR3058986B1 (fr) * | 2016-11-21 | 2021-04-16 | Airbus Operations Sas | Attache arriere d'un moteur d'aeronef comportant des temoins de rupture |
US10577976B2 (en) * | 2017-10-30 | 2020-03-03 | United Technologies Corporation | Mounting assembly with rotatable and/or translatable retainer pins |
EP3663206B1 (en) | 2018-12-06 | 2023-09-06 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | An attachment for suspending an aircraft engine |
FR3103465A1 (fr) * | 2019-11-27 | 2021-05-28 | Airbus Operations | Systeme d’attache moteur avant pour un moteur d’aeronef qui comporte une structure allegee |
US11760498B2 (en) * | 2020-12-19 | 2023-09-19 | Rohr, Inc. | Engine mount waiting fail safe detection |
FR3126695A1 (fr) * | 2021-09-03 | 2023-03-10 | Airbus Operations | Système d’attache moteur avant pour un moteur d’aéronef qui comporte une structure compacte |
US11884410B2 (en) | 2022-02-04 | 2024-01-30 | General Electric Company | Dual function links for gas turbine engine mounts |
Family Cites Families (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4786202A (en) * | 1985-02-12 | 1988-11-22 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Dual load path pin clevis joint |
FR2635751B1 (fr) * | 1988-09-01 | 1991-01-04 | Snecma | Dispositif de fixation d'une biellette de suspension d'un turboreacteur |
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 |
US5620154A (en) * | 1995-05-03 | 1997-04-15 | The Boeing Company | Three link failsafe engine 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 |
US6309131B1 (en) * | 1998-10-29 | 2001-10-30 | General Electric Company | Redundant clevis pin pair |
US6189830B1 (en) * | 1999-02-26 | 2001-02-20 | The Boeing Company | Tuned engine mounting system for jet aircraft |
US7304990B2 (en) * | 2000-02-03 | 2007-12-04 | Bandwiz Inc. | Method of encoding and transmitting data over a communication medium through division and segmentation |
US6330995B1 (en) * | 2000-02-29 | 2001-12-18 | General Electric Company | Aircraft engine mount |
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 |
FR2855495B1 (fr) * | 2003-05-27 | 2006-11-24 | Snecma Moteurs | Dispositif d'accrochage avant de moteur d'avion |
FR2855496B1 (fr) * | 2003-05-27 | 2006-09-22 | Snecma Moteurs | Suspension arriere de moteur d'avion avec reprise de poussee |
FR2855494B1 (fr) * | 2003-05-27 | 2006-09-22 | Snecma Moteurs | Dispositif d'accrocharge arriere de moteur d'avion |
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 |
FR2862611B1 (fr) * | 2003-11-25 | 2007-03-09 | Airbus France | Dispositif d'accrochage d'un moteur sous une voilure d'aeronef |
FR2862612B1 (fr) * | 2003-11-25 | 2006-02-17 | Airbus France | Dispositif d'accrochage d'un moteur sous une voilure d'aeronef |
US6843449B1 (en) * | 2004-02-09 | 2005-01-18 | General Electric Company | Fail-safe aircraft engine mounting system |
FR2867155B1 (fr) * | 2004-03-08 | 2007-06-29 | Snecma Moteurs | Suspension d'un moteur a la structure d'un avion |
FR2894934B1 (fr) | 2005-12-15 | 2009-11-13 | Airbus France | Attache arriere d'un moteur d'aeronef avec manille en attente et ressort pour un tel axe en attente |
-
2005
- 2005-09-28 FR FR0552935A patent/FR2891253B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-09-26 RU RU2008116733/06A patent/RU2435968C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-09-26 US US12/067,298 patent/US7909302B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-26 CA CA2623999A patent/CA2623999C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-26 JP JP2008532760A patent/JP5032485B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-26 WO PCT/EP2006/066728 patent/WO2007036515A1/fr active Application Filing
- 2006-09-26 BR BRPI0616194-4A patent/BRPI0616194A2/pt active Search and Examination
- 2006-09-26 EP EP06793823A patent/EP1929140B1/fr active Active
- 2006-09-26 CN CN2006800357775A patent/CN101273191B/zh not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2668834C2 (ru) * | 2013-03-29 | 2018-10-02 | Снекма | Шарнирное шаровое устройство для подвески турбомашины к пилону или подвески оборудования к корпусу турбомашины |
RU2789803C2 (ru) * | 2018-10-08 | 2023-02-10 | Сафран Эркрафт Энджинз | Узел подвески газотурбинного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN101273191A (zh) | 2008-09-24 |
CN101273191B (zh) | 2011-07-20 |
JP2009509841A (ja) | 2009-03-12 |
EP1929140A1 (fr) | 2008-06-11 |
US20080230675A1 (en) | 2008-09-25 |
JP5032485B2 (ja) | 2012-09-26 |
US7909302B2 (en) | 2011-03-22 |
EP1929140B1 (fr) | 2012-10-31 |
CA2623999C (fr) | 2014-09-16 |
CA2623999A1 (fr) | 2007-04-05 |
BRPI0616194A2 (pt) | 2011-06-14 |
FR2891253A1 (fr) | 2007-03-30 |
RU2008116733A (ru) | 2009-11-10 |
FR2891253B1 (fr) | 2007-10-26 |
WO2007036515A1 (fr) | 2007-04-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2435968C2 (ru) | Задний узел подвески двигателя летательного аппарата со сдвоенной серьгой и силовая установка, содержащая такой узел | |
RU2346855C2 (ru) | Переднее крепежное устройство для авиационного двигателя | |
US5860623A (en) | Three link failsafe engine mount | |
US5649417A (en) | Fail-safe engine mount system | |
JP4990545B2 (ja) | 航空機のストラットにジェットエンジンを吊り下げるためのサスペンション | |
US5871176A (en) | Redundant front suspension system for a turboshaft engine | |
US5871177A (en) | Redundant front suspension system for a turboshaft engine | |
JP4936672B2 (ja) | フェールセーフ航空機エンジン取付けシステム | |
RU2472676C2 (ru) | Устройство для крепления авиационного двигателя, содержащее компактное устройство для восприятия силы тяги | |
US5927644A (en) | Double failsafe engine mount | |
US5871175A (en) | Redundant front suspension system for a turboshaft engine | |
US7108224B2 (en) | Aircraft engine rear suspension with thrust recovery | |
RU2469917C2 (ru) | Двигательная установка для летательного аппарата | |
RU2387583C2 (ru) | Узел подвески двигателя в монтажной системе, установленной между стойкой крепления и двигателем летательного аппарата | |
US6474597B1 (en) | Gas turbine engine mounting arrangement | |
US5277382A (en) | Aircraft engine forward mount | |
RU2391259C2 (ru) | Узел подвески двигателя летательного аппарата, предназначенный для установки между двигателем и стойкой крепления | |
US8146856B2 (en) | Device for attaching an aircraft engine and aircraft comprising at least one such device | |
RU2372256C2 (ru) | Авиационный двигатель, содержащий средства подвески к конструкции самолета | |
US9217337B2 (en) | Adjustable engine mount | |
US7789344B2 (en) | Aircraft engine mounting device attachment arrangement | |
US10358226B2 (en) | Assembly for an aircraft including a fitting secured to the upper surface of a wing box, for mounting an engine strut to said wing box | |
UA80689C2 (en) | Rear fastening device for aircraft engine | |
EP3049657B1 (en) | Mounting systems for gas turbine engines | |
BR112013028764B1 (pt) | Turborreator de fluxo duplo que compreende um canal de fluxo frio portado por bielas unidas a uma virola exterior cinlíndrica de um cárter de escape ao nivel de pontos de ligação |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200927 |