RU2469922C2 - Гондола турбореактивного двигателя, содержащая демпферы для боковых крышек - Google Patents
Гондола турбореактивного двигателя, содержащая демпферы для боковых крышек Download PDFInfo
- Publication number
- RU2469922C2 RU2469922C2 RU2010109781/11A RU2010109781A RU2469922C2 RU 2469922 C2 RU2469922 C2 RU 2469922C2 RU 2010109781/11 A RU2010109781/11 A RU 2010109781/11A RU 2010109781 A RU2010109781 A RU 2010109781A RU 2469922 C2 RU2469922 C2 RU 2469922C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- side cover
- connecting rod
- nacelle
- turbojet engine
- fixed
- Prior art date
Links
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims description 11
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 claims description 5
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 4
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 4
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 230000026058 directional locomotion Effects 0.000 description 1
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
- B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
-
- 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
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
- Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
- Disintegrating Or Milling (AREA)
- Transition And Organic Metals Composition Catalysts For Addition Polymerization (AREA)
- Vibration Dampers (AREA)
- Valve-Gear Or Valve Arrangements (AREA)
- Wind Motors (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя с демпферами для боковых крышек. Гондола (1) турбореактивного двигателя содержит переднюю часть (6) с воздухозаборником, среднюю часть (7) и заднюю часть (8), образованную двумя боковыми крышками (9), установленными с возможностью поворота под действием силового цилиндра (11) и телескопической соединительной штанги (12). Первый конец (13, 14), соответственно, цилиндра и штанги закреплен на турбореактивном двигателе, а второй конец (16, 17) закреплен в соответствующей боковой крышке. Также гондола содержит демпфирующий элемент (19), расположенный между каждой соединительной штангой и указанной боковой крышкой, причем указанный демпфирующий элемент выполнен так, что он находится в предварительно напряженном состоянии, когда боковая крышка находится в рабочем положении. Технический результат заключается в уменьшении массы и габаритов телескопической соединительной штанги. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Данное изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя летательного аппарата.
Летательный аппарат приводится в движение посредством множества турбореактивных двигателей, каждый из которых находится в гондоле, также вмещающей группу вспомогательных исполнительных устройств, связанных с его работой и выполняющих различные функции во время эксплуатации или простоя турбореактивного двигателя. Эти вспомогательные исполнительные устройства содержат, в частности, механическую систему для приведения в действие реверсоров тяги.
Гондола обычно имеет трубчатую конструкцию, содержащую переднюю часть с воздухозаборником, размещенным перед турбореактивным двигателем, среднюю часть, предназначенную для окружения вентилятора турбореактивного двигателя, и заднюю часть, в которой можно разместить устройства реверсирования тяги и предназначенную для окружения камеры сгорания турбореактивного двигателя, при этом гондола обычно заканчивается реактивным соплом, выпускное отверстие которого находится позади турбореактивного двигателя.
Современные гондолы часто проектируют для установки в них турбореактивного двигателя, способного генерировать посредством лопастей вращающегося вентилятора поток горячего воздуха (также называемый основным потоком), исходящего из камеры сгорания турбореактивного двигателя.
Гондола обычно содержит наружную конструкцию, называемую наружной неподвижной конструкцией ННК, которая вместе с концентрической внутренней конструкцией, называемой внутренней неподвижной конструкцией ВНК, включающей в себя капот, охватывающий конструкцию собственно турбореактивного двигателя в хвостовой части вентилятора, образует кольцевой проточный канал, называемый также трактом, для направленного перемещения потока холодного воздуха, называемого воздухом второго контура, циркулирующего снаружи турбореактивного двигателя. Основной поток и воздух второго контура выбрасываются из турбореактивного двигателя через хвостовую часть гондолы.
Таким образом, каждая силовая установка летательного аппарата образована гондолой и турбореактивным двигателем и подвешена на неподвижной конструкции летательного аппарата, например под крылом или на фюзеляже, посредством пилона или опоры, прикрепляемых к турбореактивному двигателю или к гондоле.
Задняя часть наружной конструкции гондолы обычно образована двумя боковыми крышками по существу полуцилиндрической формы, устанавливаемыми по обе стороны продольной вертикальной плоскости симметрии с возможностью перемещения так, что они могут открываться между рабочим положением и положением технического обслуживания для получения доступа к турбореактивному двигателю.
Эти две боковые крышки обычно установлены с возможностью поворота вокруг продольной оси, проходящей по верхней части реверса с узлом поворота в точке, соответствующей положению часовой стрелки «12 часов». Боковые крышки удерживаются в закрытом состоянии посредством запирающих устройств, расположенных по линии стыка, проходящей в нижней части через точку «6 часов».
Каждая боковая крышка открывается посредством, по меньшей мере, одного силового цилиндра и удерживается в раскрытом положении посредством, по меньшей мере, одной телескопической соединительной штанги, причем как указанный силовой цилиндр, так и указанная телескопическая соединительная штанга имеет первый конец, закрепленный обычно на турбореактивном двигателе, и второй конец, закрепленный на передней раме указанной боковой крышки, причем эта передняя рама является элементом, присоединяющим заднюю часть к неподвижной части средней части гондолы.
Однако было замечено, что телескопическая соединительная штанга может утратить все или некоторые из своих конструктивных и функциональных способностей, если она подвергается воздействию вибраций, создаваемых двигателем в течение определенного периода времени.
Уже известен способ демпфирования этих вибраций посредством включения пружин сжатия в корпус телескопической соединительной штанги. Тем не менее, этот тип телескопической соединительной штанги обладает рядом недостатков.
Во-первых, механик должен приложить значительные сжимающие усилия при установке данной телескопической соединительной штанги, что, в конечном счете, делает эту операцию затруднительной.
Кроме того, из-за наличия внутренней пружины сжатия данная телескопическая соединительная штанга должна храниться в максимально раздвинутом состоянии, что приводит к потере полезной площади хранения.
Затем, для указанного включения пружины сжатия требуется увеличенный диаметр корпуса телескопической соединительной штанги, что приводит к увеличению массы и габарита.
Задачей данного изобретения является устранение всех или некоторых вышеуказанных недостатков, для чего предложена гондола турбореактивного двигателя, содержащая переднюю часть с воздухозаборником, среднюю часть, предназначенную для окружения вентилятора турбореактивного двигателя, и заднюю часть, образованную, по меньшей мере, двумя боковыми крышками, установленными с возможностью поворота так, что каждая из них может быть раскрыта между рабочим положением и положением технического обслуживания под действием, по меньшей мере, одного силового цилиндра и, по меньшей мере, одной телескопической соединительной штанги, причем каждый первый конец, соответственно, цилиндра и штанги закреплен на турбореактивном двигателе, а каждый второй конец цилиндра и штанги закреплен в соответствующей боковой крышке, и отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере, один демпфирующий элемент, расположенный между каждой соединительной штангой и указанной боковой крышкой, причем, когда боковая крышка находится в рабочем положении, указанный демпфирующий элемент находится в предварительно напряженном состоянии.
Таким образом, выполнение демпфирующего элемента снаружи телескопической соединительной штанги позволяет использовать любой тип телескопической соединительной штанги, в частности стандартную телескопическую соединительную штангу, имеющую низкую стоимостью производства, и для хранения которой требуется лишь минимальное пространство. Кроме того, в этом случае отсутствует необходимость в обеспечении увеличенного диаметра для размещения пружины сжатия.
Предпочтительным будет такое исполнение, при котором второй конец силового цилиндра и второй конец соединительной штанги закреплены в передней раме, которая является частью соответствующей боковой крышки.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления данного изобретения демпфирующий элемент содержит пластинчатую пружину.
Предпочтительно, чтобы первый конец этой пластинчатой пружина был закреплен в соответствующей боковой крышке, а второй конец давил на соединительную штангу.
Также предпочтительно, чтобы первый конец пластинчатой пружины был закреплен в передней раме.
Данное изобретение также относится, с одной стороны, к силовой установке, содержащей предлагаемую гондолу, расположенную вокруг турбореактивного двигателя, и, с другой стороны, к летательному аппарату, содержащему, по меньшей мере, одну подобную силовую установку.
Осуществление данного изобретения будет более подробного раскрыто ниже со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 представляет собой схематический вид в продольном разрезе предлагаемой гондолы, в закрытом состоянии;
фиг.2 представляет собой частичный схематический вид в поперечном разрезе задней части, показанной на фиг.1, когда боковая крышка находится, соответственно, в рабочем положении и в положении технического обслуживания;
фиг.3 представляет собой частичный увеличенный вид в разрезе по линии III-III задней части, показанной на фиг.2.
Предлагаемая гондола 1 летательного аппарата, как показано на фиг.1, содержит известным, по существу, способом, наружную конструкцию 2, называемую ННК (OFS), которая, совместно с концентрической внутренней конструкцией 4, окружающей конструкцию собственно турбореактивного двигателя (не показан) в хвостовой части вентилятора 5, образует кольцевой канал 3 циркуляции.
Точнее, эта наружная конструкция 2 разделена на переднюю часть 6 с воздухозаборником, среднюю часть 7, предназначенную для окружения вентилятора 5, и заднюю часть 8, образованную, по меньшей мере, двумя боковыми крышками 9.
Как более подробно показано на фиг.2 и 3, каждая из двух боковых крышек 9 установлена с возможностью вращения вдоль продольной оси 10, расположенной в верхней части (в положение 12 часов) таким образом, что боковая крышка может попеременного перемещаться между рабочим положением, в котором она максимально приближена к турбореактивному двигателю, и положением технического обслуживания, в котором боковая крышка открыта наружу, под воздействием, по меньшей мере, одного силового цилиндра 11 и, по меньшей мере, одной телескопической соединительной штанги 12, причем первые концы 13, 14, соответственно, цилиндра и штанги закреплены на турбореактивном двигателе, а вторые их концы 16, 17 закреплены в передней раме 18 соответствующей боковой крышки 9.
В соответствии с данным изобретением демпфирующий элемент выполнен в виде пластинчатой пружины 19, расположенной между каждой соединительной штангой 12 и указанной соответствующей боковой крышкой 9. Данная пластинчатая пружина 19 имеет первый конец 21, закрепленный в передней раме 18, например, болтовым соединением или другими средствами, имеющимися в распоряжении специалиста, и второй конец 22, оказывающий давление на соединительную штангу 12.
В рабочем положении две боковые крышки 9 расположены в максимальном приближении к турбореактивному двигателю и обычно удерживаются в этом положении с помощью множества запирающих устройств (не показаны), расположенных по линии стыка, проходящей в нижней части через точку «6 часов».
Пластинчатая пружина 19 выполнена так, что она находится в предварительно напряженном состоянии, когда соответствующая боковая крышка 9 находится в рабочем положении.
Таким образом, при рабочем положении боковой крышки 9, показанной на фиг.3, пластинчатая пружина 19 находится в сжатом состоянии между соединительной штангой 9 и передней рамой 18.
В результате этого воздействия, оказываемые на соединительную штангу 12 вследствие создаваемых турбореактивным двигателем вибраций, значительно уменьшаются благодаря наличию пластинчатой пружины 19, которая постоянно находится в активном состоянии.
Соответственно, расположение демпфирующего элемента 19 снаружи телескопической соединительной штанги 12 позволяет использовать любой тип телескопической штанги, в частности стандартную телескопическую соединительную штангу, имеющую низкую стоимость производства, и хранение которой требует минимального пространства. Кроме того, в этом случае отсутствует необходимость в обеспечении увеличенного диаметра для размещения демпфирующего элемента 19.
Несмотря на то, что данное изобретение было раскрыто со ссылкой на конкретные примеры вариантов осуществления, вполне очевидно, что оно никоим образом не ограничивается этим, а охватывает все технические эквиваленты раскрытых средств, а также их сочетаний, если они находятся в рамках данного изобретения.
Claims (7)
1. Гондола (1) турбореактивного двигателя, содержащая переднюю часть (6) с воздухозаборником, среднюю часть (7), предназначенную для окружения вентилятора (5) турбореактивного двигателя, и заднюю часть (8), образованную, по меньшей мере, двумя боковыми крышками (9), установленными с возможностью поворота так, чтобы каждая из них могла открываться между рабочим положением и положением технического обслуживания под действием, по меньшей мере, одного силового цилиндра (11) и, по меньшей мере, одной телескопической соединительной штанги (12), причем каждый первый конец (13, 14) соответственно цилиндра и штанги закреплен на турбореактивном двигателе, а второй конец (16, 17) закреплен в соответствующей боковых крышке, отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере, один демпфирующий элемент (19), расположенный между каждой соединительной штангой и указанной боковой крышкой, причем указанный демпфирующий элемент выполнен так, что он находится в предварительно напряженном состоянии, когда боковая крышка находится в рабочем положении.
2. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что второй конец (16) силового цилиндра (11) и второй конец (17) соединительной штанги (12) закреплены в передней раме (18), которая является частью соответствующей боковой крышки (19).
3. Гондола (1) по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что демпфирующий элемент содержит пластинчатую пружину (19).
4. Гондола (1) по п.3, отличающаяся тем, что пластинчатая пружина (19) имеет первый конец (21), закрепленный в соответствующей боковой крышке (9), и второй конец (22), давящий на соединительную штангу (12).
5. Гондола (1) по п.4, отличающаяся тем, что первый конец (21) пластинчатой пружины (12) закреплен в передней раме (18).
6. Силовая установка, отличающаяся тем, что она содержит гондолу (1) по любому из пп.1-5, расположенную вокруг турбореактивного двигателя.
7. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, одну силовую установку по п.6.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR07/05939 | 2007-08-20 | ||
FR0705939A FR2920145B1 (fr) | 2007-08-20 | 2007-08-20 | Nacelle de turboreacteur a amortisseurs pour demi-coquilles |
PCT/EP2008/059760 WO2009024428A1 (fr) | 2007-08-20 | 2008-07-25 | Nacelle de turboréacteur à amortisseurs pour demi-coquilles |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010109781A RU2010109781A (ru) | 2011-09-27 |
RU2469922C2 true RU2469922C2 (ru) | 2012-12-20 |
Family
ID=39271095
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010109781/11A RU2469922C2 (ru) | 2007-08-20 | 2008-07-25 | Гондола турбореактивного двигателя, содержащая демпферы для боковых крышек |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8800299B2 (ru) |
EP (1) | EP2178757B1 (ru) |
CN (1) | CN101778763B (ru) |
AT (1) | ATE502850T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0814497A2 (ru) |
CA (1) | CA2696709C (ru) |
DE (1) | DE602008005751D1 (ru) |
ES (1) | ES2362388T3 (ru) |
FR (1) | FR2920145B1 (ru) |
RU (1) | RU2469922C2 (ru) |
WO (1) | WO2009024428A1 (ru) |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9221545B2 (en) * | 2013-04-03 | 2015-12-29 | The Boeing Company | Aircraft nacelle assemblies |
FR3007739B1 (fr) * | 2013-07-01 | 2016-02-05 | Aircelle Sa | Dispositif d’assistance pour la manœuvre d’un capot et nacelle de turboreacteur ainsi equipee |
FR3025556B1 (fr) * | 2014-09-08 | 2016-09-09 | Aircelle Sa | Ensemble propulsif pour aeronef et procede d’ouverture d’un capot mobile dudit ensemble propulsif |
US10081434B2 (en) * | 2015-03-12 | 2018-09-25 | Rohr, Inc. | Track mounted hold open rod |
CN105508053A (zh) * | 2015-12-29 | 2016-04-20 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种内安装边结构的燃汽轮机进气内流道结构 |
FR3048957B1 (fr) | 2016-03-15 | 2018-03-09 | Airbus Operations | Ensemble moteur pour aeronef, comprenant des dispositifs souples de transmission d'efforts agences entre les capots d'inversion de poussee et le moteur |
GB201909171D0 (en) * | 2019-06-26 | 2019-08-07 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine cowl doors |
CN110439707B (zh) * | 2019-07-26 | 2021-10-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种飞机尾部弹性片组件 |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1637169A1 (ru) * | 1989-12-05 | 1994-12-15 | А.Л. Доброскоков | Створка капота летательного аппарата |
US20030192987A1 (en) * | 2002-04-16 | 2003-10-16 | Ahrendt Terry J. | System and method for controlling the movement of an aircraft engine cowl door |
US20040238682A1 (en) * | 2001-12-21 | 2004-12-02 | Voith Paper Patent Gmbh | Method and apparatus for winding a material web |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2560854B1 (fr) * | 1984-03-07 | 1986-09-12 | Snecma | Capotages structuraux participant a la rigidite d'ensemble d'un turboreacteur |
FR2622930B1 (fr) * | 1987-11-06 | 1990-03-23 | Aerospatiale | Capotage pour turboreacteur a double flux |
FR2757823B1 (fr) * | 1996-12-26 | 1999-03-12 | Aerospatiale | Nacelle de turboreacteur a ecoulement laminaire |
US7090165B2 (en) * | 2003-06-02 | 2006-08-15 | Rolls-Royce Plc | Aeroengine nacelle |
FR2890378B1 (fr) * | 2005-09-08 | 2009-01-16 | Airbus France Sas | Capot de nacelle pour turboreacteur et nacelle comportant au moins un tel capot. |
FR2897339B1 (fr) * | 2006-02-16 | 2008-04-11 | Aircelle Sa | Nacelle de turboreacteur a ouverture laterale des capots |
-
2007
- 2007-08-20 FR FR0705939A patent/FR2920145B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-07-25 EP EP08786421A patent/EP2178757B1/fr not_active Not-in-force
- 2008-07-25 CA CA2696709A patent/CA2696709C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2008-07-25 US US12/673,933 patent/US8800299B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2008-07-25 ES ES08786421T patent/ES2362388T3/es active Active
- 2008-07-25 WO PCT/EP2008/059760 patent/WO2009024428A1/fr active Application Filing
- 2008-07-25 BR BRPI0814497-4A2A patent/BRPI0814497A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-07-25 RU RU2010109781/11A patent/RU2469922C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-07-25 DE DE602008005751T patent/DE602008005751D1/de active Active
- 2008-07-25 AT AT08786421T patent/ATE502850T1/de not_active IP Right Cessation
- 2008-07-25 CN CN200880102595.4A patent/CN101778763B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1637169A1 (ru) * | 1989-12-05 | 1994-12-15 | А.Л. Доброскоков | Створка капота летательного аппарата |
US20040238682A1 (en) * | 2001-12-21 | 2004-12-02 | Voith Paper Patent Gmbh | Method and apparatus for winding a material web |
US20030192987A1 (en) * | 2002-04-16 | 2003-10-16 | Ahrendt Terry J. | System and method for controlling the movement of an aircraft engine cowl door |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2696709A1 (fr) | 2009-02-26 |
RU2010109781A (ru) | 2011-09-27 |
FR2920145A1 (fr) | 2009-02-27 |
CA2696709C (fr) | 2015-04-21 |
WO2009024428A1 (fr) | 2009-02-26 |
EP2178757A1 (fr) | 2010-04-28 |
FR2920145B1 (fr) | 2009-09-18 |
DE602008005751D1 (de) | 2011-05-05 |
US20110173949A1 (en) | 2011-07-21 |
ATE502850T1 (de) | 2011-04-15 |
US8800299B2 (en) | 2014-08-12 |
CN101778763A (zh) | 2010-07-14 |
ES2362388T3 (es) | 2011-07-04 |
EP2178757B1 (fr) | 2011-03-23 |
BRPI0814497A2 (pt) | 2015-02-03 |
CN101778763B (zh) | 2014-04-02 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2469922C2 (ru) | Гондола турбореактивного двигателя, содержащая демпферы для боковых крышек | |
RU2440279C2 (ru) | Интегрированная силовая установка с подвеской для самолета | |
CN101489870B (zh) | 结构化发动机舱 | |
CN101541635B (zh) | 涡轮风扇发动机的发动机舱 | |
RU2438931C2 (ru) | Интегрированная силовая установка, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы интегрированной силовой установки | |
CN107380460B (zh) | 用于飞行器的发动机组件和飞行器 | |
RU2499745C2 (ru) | Силовая установка летательного аппарата | |
RU2487058C2 (ru) | Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя | |
RU2472678C2 (ru) | Узел двигателя самолета с подвижной гондолой двигателя | |
CN101522524B (zh) | 旁路涡轮喷气发动机的发动机舱 | |
CN102102588B (zh) | 一体式外罩组件 | |
US20100040466A1 (en) | Bypass turbojet engine nacelle | |
RU2469923C2 (ru) | Гондола с регулируемой выпускной секцией | |
RU2492117C2 (ru) | Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя | |
RU2505458C2 (ru) | Гондола турбореактивного двигателя со сдвижным передним капотом | |
EP1707760A3 (en) | Thrust reverser mounting structure | |
RU2745756C2 (ru) | Гондола турбореактивного двигателя летательного аппарата, силовая установка и летательный аппарат, содержащий такую гондолу | |
RU2653980C2 (ru) | Вспомогательное устройство для выполнения манипуляций с капотом и гондола турбореактивного двигателя, оснащенная таким устройством | |
US9989010B2 (en) | Thrust reverser for an aircraft engine, pod assembly and corresponding powerplant | |
US9494108B2 (en) | Thrust reverser actuator damper system | |
RU2466066C2 (ru) | Гондола турбореактивного двигателя летательного аппарата | |
US11136939B2 (en) | Nacelle for a turbojet engine including a cascade thrust reverser | |
EP3473549B1 (en) | Aicraft engine assembly with a cowl door and an actuator with vibration attenuation using visco elastic materials | |
RU41088U1 (ru) | Регулируемое сверхзвуковое сопло газотурбинного двигателя | |
US10138843B2 (en) | Drag link assembly for a thrust reverser |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160726 |