RU2472021C2 - Устройство подвески газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, содержащий такое устройство подвески - Google Patents
Устройство подвески газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, содержащий такое устройство подвески Download PDFInfo
- Publication number
- RU2472021C2 RU2472021C2 RU2008114807/06A RU2008114807A RU2472021C2 RU 2472021 C2 RU2472021 C2 RU 2472021C2 RU 2008114807/06 A RU2008114807/06 A RU 2008114807/06A RU 2008114807 A RU2008114807 A RU 2008114807A RU 2472021 C2 RU2472021 C2 RU 2472021C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- plates
- suspension device
- turbine engine
- engine
- gas
- Prior art date
Links
- 239000000725 suspension Substances 0.000 title claims abstract description 36
- 239000013536 elastomeric material Substances 0.000 claims abstract description 18
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 9
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 5
- 230000008447 perception Effects 0.000 description 4
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 3
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 3
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 2
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000006870 function Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 2
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 230000004308 accommodation Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 239000011359 shock absorbing material 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
- B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
- Fluid-Damping Devices (AREA)
Abstract
Устройство подвески газотурбинного двигателя на несущей конструкции воздушного судна содержит балку. Балка имеет в своем составе первый элемент, такой как верхняя платформа, в котором могут быть размещены средства крепления к упомянутой несущей конструкции, и второй элемент, в котором могут быть размещены средства крепления к газотурбинному двигателю. Также балка содержит по меньшей мере одно множество первых пластин и по меньшей мере одно множество вторых пластин, предназначенных для размещения в поперечном направлении по отношению к оси двигателя. Пластины связаны между собой при помощи сцепляемости слоев эластомерного материала. Первые пластины жестко связаны с первым элементом, а упомянутые вторые пластины жестко связаны со вторым элементом. Средство крепления к газотурбинному двигателю содержит по меньшей мере один рычаг, шарнирно закрепленный при помощи связи с шаровым шарниром на втором элементе балки. Другим объектом настоящего изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий описанное выше устройство подвески. Изобретение позволяет уменьшить размер устройства подвески газотурбинного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к области газотурбинных двигателей и к устройству подвески газотурбинного двигателя на несущей конструкции воздушного судна.
Газотурбинный двигатель, подвешенный, например, под крылом самолета посредством пилона, содержит узел подвески в передней части, воспринимающий усилия, передаваемые, в частности, промежуточным кожухом двигателя, и задний узел подвески, располагающийся на уровне выхлопного кожуха. В изостатической конструкции устройства подвески упомянутые усилия передаются при помощи соответствующих рычагов, распределенных между двумя органами крепления и работающих исключительно на растяжение или на сжатие. Эти рычаги закреплены, с одной стороны, на балке, жестко связанной с несущей конструкцией самолета, а с другой стороны, с силовой арматурой кожуха двигателя. При этом узлы крепления упомянутых рычагов на их концах представляют собой шаровые шарниры таким образом, чтобы обеспечивать возможность передачи усилий только вдоль оси этих рычагов. Усилия, воспринимаемые этими органами крепления, представляют собой крутящий момент двигателя и усилия, которые воздействуют в поперечной плоскости двигателя, такие, например, как вес этого двигателя, боковые усилия и тяга двигателя.
Для того чтобы уменьшить вибрации, возникающие на конструкции самолета в результате функционирования двигателя, и связанный с этим шум в пассажирском салоне и в кабине экипажа, известно введение виброизоляционных средств в системы крепления двигателя. Так, например, в патенте ЕР 250659 описано устройство подвески газотурбинного двигателя на несущей конструкции самолета, включающее поперечную ось, располагающуюся между балкой, на которой двигатель подвешен при помощи рычагов, и пилоном крепления под крылом самолета. Эта поперечная ось удерживается при помощи первой пары виброизоляционных элементов на ее концах, работающих на вертикальное сжатие, и второй пары виброизоляционных элементов, работающих на поперечное сжатие. Две эти пары виброизоляционных элементов являются независимыми друг от друга и могут иметь различные коэффициенты упругости. Такое техническое решение представляет определенную громоздкость по высоте.
Известны и другие варианты размещения, которые оказываются относительно сложными. Они применяются обычно в системах гиперстатического типа. Главный недостаток этого типа устройства подвески двигателя заключается в отсутствии информации о величине усилий, передаваемых в детали в каждый момент времени. Таким образом, определение размерных параметров виброизоляционных элементов в этом случае оказывается более затруднительным и не вполне надежным.
Техническая задача предлагаемого изобретения состоит в реализации системы подвески газотурбинного двигателя на несущей конструкции воздушного судна, представляющей собой одновременно конструкцию изостатического типа и содержащей гибкий виброизоляционный элемент, причем эта система должна оставаться возможно более компактной.
В соответствии с предлагаемым изобретением устройство подвески газотурбинного двигателя на несущей конструкции воздушного судна содержит балку, имеющую в своем составе первый элемент, в котором могут быть размещены средства крепления к упомянутой несущей конструкции, и второй элемент, в котором могут быть размещены средства крепления к газотурбинному двигателю, и отличается тем, что упомянутая балка содержит по меньшей мере одну первую пластину и по меньшей мере одну вторую пластину, предназначенные для размещения в поперечном направлении по отношению к оси ОХ двигателя и связанные между собой при помощи слоя гибкого и амортизирующего материала, причем упомянутая первая пластина жестко связана с первым элементом, а другая пластина связана со вторым элементом, и в котором средство крепления к газотурбинному двигателю содержит по меньшей мере один рычаг, шарнирно закрепленный при помощи связи типа шарового шарнира на втором элементе балки.
Благодаря техническому решению, предложенному в данном изобретении, средство, обеспечивающее амортизацию вибраций, встраивают в конструкцию балки, образуя таким образом компактную по высоте систему, имеющую простую и изостатическую конструкцию.
Известен патент ЕР 257665, в котором описан способ, представленный на фигурах с 19 по 22, в частности на фиг.22, реализации устройства подвески, имеющего в своем составе четыре виброизоляционных элемента, образованные параллельными между собой пластинами, связанными друг с другом слоем эластомерного материала и ориентированными в вертикальном направлении параллельно оси двигателя. Цель данного технического решения состоит в том, чтобы амортизировать путем деформации сдвига эластомерного материала вибрации, которые распространяются в вертикальной плоскости. Такое расположение виброизоляционных элементов позволяет данному устройству подвески оставаться относительно жестким в плоскости, перпендикулярной к оси двигателя, по отношению к воздействию поперечных усилий и крутящего момента. Техническое решение, реализуемое в предлагаемом изобретении, отличается от этого его прототипа тем, что здесь обеспечивается амортизация совокупности вибраций, ориентированных в поперечной плоскости, с возможностью создания максимальной площади активной поверхности, соответствующей всей площади поверхности пластин, образующих упомянутую балку, причем данное устройство остается при этом компактным по высоте.
Предпочтительно, чтобы упомянутая балка содержала множество параллельных между собой пластин, связанных друг с другом при помощи сцепляемости слоев эластомерного материала, причем эти пластины жестко связаны чередующимся образом с упомянутым первым элементом и с упомянутым вторым элементом.
Здесь выражение "множество" означает, что данная система имеет в своем составе по меньшей мере три пластины, а именно одну центральную пластину, связанную с одним элементом, и две пластины, располагающиеся по одну и по другую стороны от этой центральной пластины и связанные с другим элементом. Выбор количества этих пластин определяется размерами располагаемого пространства для размещения этой системы, характеристиками амортизации, которые желательно обеспечить в данном случае, а также в функции требований производственного характера. В частности, при одинаковых габаритных размерах изготовление адаптируют таким образом, чтобы обеспечить возможно большее количество слоев эластомерного материала и пластин. Если же, напротив того, размеры располагаемого пространства не являются определяющими, осуществляют поиск технического решения, обеспечивающего оптимальную стоимость производства для максимального количества элементов.
Предпочтительно, чтобы упомянутые пластины могли быть изготовлены независимым образом и скреплены между собой болтовыми соединениями.
Предпочтительно, чтобы сквозь упомянутые пластины проходил по меньшей мере один стержень, параллельный оси двигателя, а между пластинами и упомянутым стержнем обеспечивался некоторый зазор. Таким образом стержень обеспечивает передачу усилий, ориентированных перпендикулярно к оси двигателя, в том случае, когда упомянутые первые пластины подвергаются смещению по отношению к упомянутым вторым пластинам. Балка содержит один или два таких стержня. Этот стержень или два этих стержня обеспечивают восприятие усилий, в частности, в случае повреждения виброамортизирующего элемента или в случае значительного относительного смещения. Действительно, только один стержень предусматривается в том случае, когда устройство подвески не содержит средств восприятия усилий, связанных с крутящим моментом двигателя, относительно оси этого двигателя, причем эти усилия воспринимаются другим устройством подвески.
Данный способ реализации вибрационной изоляции адаптирован к устройству подвески изостатического типа, в котором средство крепления к газотурбинному двигателю содержит по меньшей мере один рычаг, шарнирно закрепленный при помощи шарового шарнира на втором элементе упомянутой балки. В общем случае устройство подвески содержит два рычага, предназначенных для восприятия поперечных усилий, и, в случае необходимости, один рычаг, предназначенный для восприятия крутящего момента сил.
Предпочтительно, чтобы слой эластомерного материала между двумя смежными пластинами выполнялся предварительно напряженным. Такое техническое решение позволяет эластомерному материалу ни в каких ситуациях не работать на растягивание.
Ниже будет приведено подробное описание не являющегося ограничительным варианта осуществления предлагаемого изобретения со ссылками на чертежи, в числе которых:
- фиг.1 представляет собой схематический вид в изометрии устройства подвески в соответствии с предлагаемым изобретением;
- фиг.2 представляет собой схематический вид в разрезе по направлению II-II устройства подвески, показанного на фиг.1;
- фиг.3 представляет собой схематический вид в разрезе по направлению III-III устройства подвески, показанного на фиг.1;
- фиг.4 представляет собой схематический вид системы первых пластин, образующих часть устройства подвески, показанного на фиг.1;
- фиг.5 представляет собой схематический вид системы вторых пластин, образующих дополняющую часть устройства подвески, показанного на фиг.1.
В дальнейшем будут даваться ссылки на фиг.1, на которой представлен схематический вид в изометрии с некоторой верхней точки устройства подвески в соответствии с предлагаемым изобретением, которое образует одно из средств крепления газотурбинного двигателя к несущей конструкции воздушного судна. В данном случае газотурбинный двигатель представляет собой турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель. Этот двигатель подвешивается, например, под крылом самолета при помощи пилона. Однако предлагаемое изобретение применяется для крепления двигателя на любом элементе несущей конструкции самолета, включая фюзеляж, причем в этом случае предлагаемое устройство подвески чаще всего располагается не вертикально, а горизонтально для обеспечения бокового крепления.
Устройство подвески содержит балку 1, имеющую в своем составе первый элемент, который позволяет обеспечить крепление к несущей конструкции воздушного судна. В соответствии с приведенным примером выполнения этот первый элемент (2), такой как верхняя платформа 2, имеющая прямоугольную или квадратную форму, в которой выполнены отверстия 21, используемые для крепления этой платформы на несущей конструкции воздушного судна. Платформа закрепляется на этой несущей конструкции при помощи не показанных на чертеже средств крепления, таких, например, как болты, вставленные в отверстия 21. Центральный шип 23, жестко связанный с платформой, взаимодействует с несущей конструкцией воздушного судна и обеспечивает восприятие усилий сдвига между устройством подвески и этой несущей конструкцией.
Упомянутая балка в целом имеет удлиненную форму. Она размещается поперек по отношению к оси двигателя. Здесь речь идет об оси ОХ в системе координат, показанной на фиг.1. При этом ось ОZ представляет собой вертикальную ось, и ось ОY представляет собой поперечную ось. Эта балка содержит также второй элемент, в котором размещаются средства крепления к газотурбинному двигателю. Этот второй элемент образован в рассматриваемом здесь примере выполнения тремя рычагами 3, 4 и 5, которые проходят в направлении вниз и в противоположную сторону от платформы 2. Каждый из этих рычагов содержит поперечную щель, открытую в направлении вниз, и сквозь него в осевом направлении проходит ось 31, 41 и 51, удерживающая, соответственно, рычаг 6, 7 и 8. Эти рычаги шарнирно закреплены на своей оси посредством связи с шаровым шарниром. Эта связь позволяет рычагу поворачиваться относительно оси 31, 41 и 51, а также поворачиваться в двух других направлениях в пределах, допускаемых зазором, существующим между данным рычагом и щелью, в которую этот рычаг входит.
Двигатель подвешивается к балке при помощи рычагов 6, 7 и 8, которые содержат осевые отверстия, предназначенные для прохождения не показанных здесь осей, установленных на элементах силовой арматуры, жестко связанных с кожухом двигателя. Два рычага 6 и 8 образуют между собой некоторый угол и обеспечивают восприятие усилий вдоль направлений ОY и ОZ. Рычаг 7, располагающийся между двумя другими рычагами, воспринимает, совместно с этими рычагами, усилия, связанные с крутящим моментом двигателя. Этот рычаг может отсутствовать в том случае, когда крутящий момент двигателя воспринимается другим узлом подвески двигателя.
Описанная выше система является классической и является конструкцией, используемой и в существующем уровне техники.
Предлагаемое изобретение состоит в модификации конструкции балки 1 и позволяет сделать ее гибкой в поперечной плоскости. Эта конструкция детально представлена на фигурах с 2 по 5. На фиг.2, которая представляет схематический вид балки в вертикальном разрезе, можно видеть, что эта балка образована множеством пластин, а именно первыми пластинами 10а, 10b, 10с, 10d и 10е и вторыми пластинами 20а, 20b, 20с, 20d, 20е и 20f. Эти первые пластины 10 вложены между вторыми пластинами 20. Между смежными пластинами существует некоторое пространство, которое заполнено эластомерным материалом. Здесь имеется столько слоев 30 этого эластомерного материала, сколько интервалов имеется между первыми пластинами 10 и вторыми пластинами 20. Слои эластомерного материала сцепляются с пластинами, причем вся эта система образует слоистую конструкцию. Первые пластины 10 жестко связаны с упомянутым первым элементом балки, в котором располагаются средства крепления к несущей конструкции воздушного судна и который здесь представляет собой платформу 2. Вторые пластины 20 жестко связаны с упомянутым вторым элементом балки, в котором располагаются средства крепления к газотурбинному двигателю, представленным здесь рычагами 3, 4 и 5.
В примере выполнения, представленном на приведенных в приложении фигурах, каждая из пластин продолжается таким образом, чтобы сформировать соответственно часть первого элемента и часть второго элемента. Пластины 10 и 20 связаны в единое целое соответственно при помощи болтов 13 и 14, как это можно видеть на фиг.1. Однако этот вариант выполнения не является единственно возможным. Так, например, упомянутые пластины могут быть выполнены путем механической обработки двух монолитных блоков. Могут быть рассмотрены также и другие конструктивные решения.
В процессе функционирования двигателя усилия, возникающие вдоль направлений ОZ и ОY, передаются параллельно на упомянутые пластины через слои эластомерного материала, которые подвергаются напряжению сдвига. Это техническое решение исключает работу эластомерного материала на растягивание. Упомянутая балка представляет более значительную жесткость в направлении оси ОХ двигателя. В случае необходимости имеется возможность обеспечить предварительное напряжение слоев эластомерного материала в этом направлении, сжимая эти слои материала в осевом направлении в процессе сборки балки.
Очевидно, что количество пластин не ограничивается тем их количеством, которое представлено в проиллюстрированном варианте выполнения. Количество этих пластин зависит от таких параметров, как размеры располагаемого пространства, предназначенного для размещения устройства подвески, требуемой общей площади поперечного сечения активного эластомерного материала, усилий, которые данное устройство подвески должно будет выдерживать, степени амортизации вибраций, которую желательно применить в данном устройстве подвески. Стоимость изготовления такой конструкции также представляет собой параметр, принимаемый во внимание при определении различных компонентов упомянутой балки.
Эту конструкцию изготавливают, заливая эластомерный материал, например, в интервалы между пластинами таким образом, чтобы обеспечивалось сцепление этого материала с пластинами, как это известно в технологии изготовления слоистых конструкций, состоящих из металла и эластомерного материала.
В соответствии с еще одной характеристикой предлагаемого изобретения в упомянутую балку встраивают один или два осевых стержня 11 или 12, которые проходят сквозь систему пластин. Эти стержни устанавливаются с некоторым зазором в пластинах 10 и 20. Функция этих стержней состоит в том, чтобы обеспечить передачу усилий в направлениях ОZ и ОY в случае смещения пластин 10 и 20 друг по отношению к другу за пределы допустимых, в частности, с точки зрения безопасности, величин, которые определяются упомянутым зазором. Можно предусмотреть только один стержень 11 или 12 в том случае, если данное устройство подвески не задействовано для восприятия усилий от крутящего момента двигателя.
Количество и площадь поверхности упомянутых пластин зависят от усилий, которые желательно фильтровать, а также от предельных нагрузок, которые такая конструкция должна быть способна выдерживать.
Claims (5)
1. Устройство подвески газотурбинного двигателя на несущей конструкции воздушного судна, содержащее балку (1), имеющую в своем составе первый элемент (2), такой, как верхняя платформа (2), в котором могут быть размещены средства крепления к упомянутой несущей конструкции, и второй элемент (3, 4, 5), в котором могут быть размещены средства крепления к газотурбинному двигателю, отличающееся тем, что упомянутая балка содержит по меньшей мере одно множество первых пластин (10а, 10b, и т.д.) и по меньшей мере одно множество вторых пластин (20а, 20b, и т.д.), предназначенных для размещения в поперечном направлении по отношению к оси (ОХ) двигателя и связанных между собой при помощи сцепляемости слоев (30) эластомерного материала, причем упомянутые первые пластины жестко связаны с первым элементом (2), а упомянутые вторые пластины жестко связаны со вторым элементом (3, 4, 5), при этом средство крепления к газотурбинному двигателю содержит по меньшей мере один рычаг (6, 7, 8), шарнирно закрепленный при помощи связи с шаровым шарниром на втором элементе (3, 4, 5) балки (1).
2. Устройство подвески по п.1, в котором упомянутые пластины скреплены между собой при помощи болтовых соединений (13, 14).
3. Устройство подвески по п.1, в котором сквозь упомянутые пластины проходит по меньшей мере один стержень (11, 12), параллельный оси двигателя, причем между этими пластинами и упомянутым стержнем реализован зазор, и этот стержень обеспечивает передачу усилий, ориентированных перпендикулярно по отношению к оси двигателя, в том случае, когда первые пластины подвергаются смещению по отношению ко вторым пластинам.
4. Устройство подвески по п.1, в котором упомянутые слои (30) эластомерного материала выполняются предварительно напряженными.
5. Газотурбинный двигатель, содержащий устройство подвески по одному из пп.1-4.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0702742A FR2914907B1 (fr) | 2007-04-16 | 2007-04-16 | Suspension souple avec peigne pour turbomoteur |
FR0702742 | 2007-04-16 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008114807A RU2008114807A (ru) | 2009-10-20 |
RU2472021C2 true RU2472021C2 (ru) | 2013-01-10 |
Family
ID=38645826
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008114807/06A RU2472021C2 (ru) | 2007-04-16 | 2008-04-15 | Устройство подвески газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, содержащий такое устройство подвески |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7909285B2 (ru) |
EP (1) | EP1982915B1 (ru) |
CA (1) | CA2629096C (ru) |
DE (1) | DE602008004003D1 (ru) |
FR (1) | FR2914907B1 (ru) |
RU (1) | RU2472021C2 (ru) |
Families Citing this family (27)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8439378B2 (en) * | 2009-02-18 | 2013-05-14 | Hendrickson Usa, L.L.C. | System and method for positioning and restraining an air spring within a vehicle suspension |
FR2947528B1 (fr) * | 2009-07-03 | 2011-06-24 | Airbus Operations Sas | Systeme d'attache d'un moteur a helices |
FR2974065B1 (fr) * | 2011-04-14 | 2013-05-10 | Snecma | Procede de montage d'un moteur d'aeronef sur un pylone et attache moteur pour la mise en oeuvre d'un tel procede. |
US20130233997A1 (en) * | 2012-03-12 | 2013-09-12 | United Technologies Corporation | Turbine engine case mount |
US9637241B2 (en) * | 2012-03-16 | 2017-05-02 | The Boeing Company | Engine mounting system for an aircraft |
US8827586B2 (en) | 2012-06-27 | 2014-09-09 | The Boeing Company | Damping mechanical linkage |
US9227734B2 (en) * | 2012-08-31 | 2016-01-05 | United Technologies Corporation | Secondary load path for gas turbine engine |
US9410441B2 (en) | 2012-09-13 | 2016-08-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turboprop engine with compressor turbine shroud |
FR3000529B1 (fr) * | 2012-12-28 | 2015-03-06 | Airbus Operations Sas | Dispositif de liaison souple pour ensemble propulsif d'aeronef |
FR3005033B1 (fr) * | 2013-04-26 | 2015-05-15 | Snecma | Structure de suspension d'un turbopropulseur a double helices non carenees sur un element structurel d'un aeronef |
US8979020B2 (en) | 2013-06-07 | 2015-03-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mounting system for mounting engine nacelle components and associated method |
FR3027875A1 (fr) * | 2014-10-30 | 2016-05-06 | Airbus Operations Sas | Dispositif de fixation d'un moteur d'aeronef, et aeronef correspondant |
US9752645B1 (en) * | 2016-04-20 | 2017-09-05 | Hutchinson Antivibration Systems Inc. | Anti-vibration device |
CN105882984A (zh) * | 2016-05-24 | 2016-08-24 | 北京浩恒征途航空科技有限公司 | 一种油动多旋翼飞行器 |
CN109335006A (zh) * | 2018-09-27 | 2019-02-15 | 西安三翼航空科技有限公司 | 一种用于无人机发动机的减震装置 |
EP3663206B1 (en) | 2018-12-06 | 2023-09-06 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | An attachment for suspending an aircraft engine |
FR3093995A1 (fr) * | 2019-03-18 | 2020-09-25 | Airbus Operations (S.A.S.) | Attache moteur arrière d’un aéronef présentant un encombrement réduit en largeur et aéronef comprenant au moins une telle attache moteur arrière |
FR3096028B1 (fr) * | 2019-05-14 | 2021-05-21 | Airbus Operations Sas | Attache moteur arriere pour un moteur d’aeronef |
FR3096353B1 (fr) * | 2019-05-21 | 2022-02-11 | Airbus Operations Sas | Systeme d’attache moteur avant pour un moteur d’aeronef comportant une poutre realisee en deux parties |
FR3096349B1 (fr) * | 2019-05-21 | 2021-10-22 | Airbus Operations Sas | Systeme d’attache moteur avant pour un moteur d’aeronef comportant une poutre realisee en trois parties |
FR3096347B1 (fr) * | 2019-05-21 | 2022-06-24 | Airbus Operations Sas | Systeme d’attache moteur avant pour un moteur d’aeronef comportant une poutre realisee en deux parties |
FR3096350B1 (fr) * | 2019-05-21 | 2021-07-09 | Airbus Operations Sas | Systeme d’attache moteur avant pour un moteur d’aeronef comportant une poutre realisee en trois parties |
FR3096351B1 (fr) * | 2019-05-22 | 2021-06-11 | Airbus Operations Sas | Systeme d’attache moteur arriere pour un moteur d’aeronef comportant une poutre realisee en trois parties |
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 |
FR3114801A1 (fr) * | 2020-10-02 | 2022-04-08 | Airbus Operations | Assemblage d’un mat avec une aile d’un aeronef |
CN113212140B (zh) * | 2021-05-27 | 2023-01-31 | 东风柳州汽车有限公司 | 发动机悬置支架及汽车发动机 |
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 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB798832A (en) * | 1955-02-04 | 1958-07-30 | Rolls Royce | Improvements in or relating to flexible mounting systems for vibrating bodies |
EP0250659A2 (en) * | 1986-05-19 | 1988-01-07 | The Boeing Company | Aircraft engine mount system with vibration isolators |
EP0583158A1 (en) * | 1992-08-11 | 1994-02-16 | Lord Corporation | Mounting for engines and the like |
RU2004132978A (ru) * | 2003-11-12 | 2006-04-27 | Снекма Мотер (Fr) | Турбореактивный двигатель для крепления на хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата в верхнем положении |
RU2282729C2 (ru) * | 2000-11-30 | 2006-08-27 | Снекма Мотер | Внутренняя обечайка статора |
RU2309086C2 (ru) * | 2005-09-19 | 2007-10-27 | Открытое акционерное общество "Калужское опытное бюро моторостроения" (ОАО "КОБМ") | Устройство крепления двигателя к корпусу |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2093846A (en) * | 1934-12-01 | 1937-09-21 | Paulsen Jean Felix | Elastic suspension of engines |
US2241139A (en) * | 1936-03-28 | 1941-05-06 | Julien Maurice Franc Alexandre | Engine unit mounting |
US3056569A (en) * | 1954-09-29 | 1962-10-02 | Textron Inc | Airplane engine suspension system |
US4725019A (en) * | 1986-08-11 | 1988-02-16 | The Boeing Company | Aircraft engine mount with vertical vibration isolation |
US5108045A (en) * | 1990-04-25 | 1992-04-28 | Law Thomas R | Engine mounting assembly |
FR2855495B1 (fr) | 2003-05-27 | 2006-11-24 | Snecma Moteurs | Dispositif d'accrochage avant de moteur d'avion |
FR2855494B1 (fr) | 2003-05-27 | 2006-09-22 | Snecma Moteurs | Dispositif d'accrocharge arriere de moteur d'avion |
FR2855496B1 (fr) | 2003-05-27 | 2006-09-22 | Snecma Moteurs | Suspension arriere de moteur d'avion avec reprise de poussee |
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 |
FR2867155B1 (fr) | 2004-03-08 | 2007-06-29 | Snecma Moteurs | Suspension d'un moteur a la structure d'un avion |
FR2868041B1 (fr) | 2004-03-25 | 2006-05-26 | Snecma Moteurs Sa | Suspension d'un moteur d'avion |
FR2869874B1 (fr) | 2004-05-04 | 2006-06-23 | Snecma Moteurs Sa | Moteur d'avion avec des moyens de suspension a la structure d'un avion |
FR2887930B1 (fr) | 2005-06-30 | 2007-08-17 | Snecma | Systeme de detection de fermeture et de verrouillage pour inverseur de poussee de turboreacteur |
FR2905990A1 (fr) | 2006-09-20 | 2008-03-21 | Snecma Sa | Systeme propulsif a pylone integre pour avion. |
FR2905991B1 (fr) | 2006-09-20 | 2012-01-13 | Snecma | Systeme propulsif integre comportant un moteur a turboreacteur a double flux. |
-
2007
- 2007-04-16 FR FR0702742A patent/FR2914907B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-04-14 CA CA2629096A patent/CA2629096C/fr active Active
- 2008-04-15 DE DE602008004003T patent/DE602008004003D1/de active Active
- 2008-04-15 EP EP08103550A patent/EP1982915B1/fr active Active
- 2008-04-15 RU RU2008114807/06A patent/RU2472021C2/ru active
- 2008-04-15 US US12/103,258 patent/US7909285B2/en active Active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB798832A (en) * | 1955-02-04 | 1958-07-30 | Rolls Royce | Improvements in or relating to flexible mounting systems for vibrating bodies |
EP0250659A2 (en) * | 1986-05-19 | 1988-01-07 | The Boeing Company | Aircraft engine mount system with vibration isolators |
EP0583158A1 (en) * | 1992-08-11 | 1994-02-16 | Lord Corporation | Mounting for engines and the like |
RU2282729C2 (ru) * | 2000-11-30 | 2006-08-27 | Снекма Мотер | Внутренняя обечайка статора |
RU2004132978A (ru) * | 2003-11-12 | 2006-04-27 | Снекма Мотер (Fr) | Турбореактивный двигатель для крепления на хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата в верхнем положении |
RU2309086C2 (ru) * | 2005-09-19 | 2007-10-27 | Открытое акционерное общество "Калужское опытное бюро моторостроения" (ОАО "КОБМ") | Устройство крепления двигателя к корпусу |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2008114807A (ru) | 2009-10-20 |
FR2914907A1 (fr) | 2008-10-17 |
EP1982915B1 (fr) | 2010-12-22 |
CA2629096C (fr) | 2014-11-25 |
CA2629096A1 (fr) | 2008-10-16 |
FR2914907B1 (fr) | 2009-10-30 |
EP1982915A1 (fr) | 2008-10-22 |
US7909285B2 (en) | 2011-03-22 |
US20090032673A1 (en) | 2009-02-05 |
DE602008004003D1 (de) | 2011-02-03 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2472021C2 (ru) | Устройство подвески газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, содержащий такое устройство подвески | |
RU2487820C2 (ru) | Подвеска газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата | |
US7631835B2 (en) | Method of selectively decoupling solidborne noise, a laminated ball joint, a mechanical connection, and an aircraft | |
EP3071481B1 (en) | Turboprop engine attachment systems and methods | |
CN106840559B (zh) | 一种可调式单层及双层隔振系统振动试验台及试验方法 | |
CN205175642U (zh) | 一种可调式双层及单层隔振系统振动试验台 | |
JP6209785B2 (ja) | 減震ストッパ構造並びに当該減震ストッパ構造を備えた防振架台 | |
EP1031136B2 (en) | Active noise control system for a defined volume of a helicopter | |
EP3332999B1 (en) | Engine device support structure and engine device installation method | |
CN112607057A (zh) | 一种高刚度高阻尼卫星平台构型 | |
US20130112840A1 (en) | Lightweight engine mounting | |
JP4146083B2 (ja) | ヘリコプタギアボックスマウントのための能動型ノイズ制御システム | |
CN101784811B (zh) | 用于飞行器机舱的振动缓冲器 | |
Prasad et al. | Wind turbine blade and generator test specimen for evaluating a passive vibration reduction concept based on granular materials | |
US3056569A (en) | Airplane engine suspension system | |
US20160362189A1 (en) | Aircraft with an auxiliary power unit attached to the aircraft fuselage by means of an attachment system | |
CN102470927B (zh) | 螺旋桨发动机的紧固系统 | |
JPH08326557A (ja) | ガスタービンの支持構造 | |
US9033301B1 (en) | Vibration reduction system using an extended washer | |
JPH11343755A (ja) | 制震構造物 | |
EP1467121A2 (en) | Shock attenuating mounting bracket | |
CN219857605U (zh) | 一种飞机侧壁双层盒形减振平台 | |
EP4118357B1 (en) | Passive vibration damping device for aircraft | |
Jackson et al. | Impact Testing and Simulation of a Sinusoid Foam Sandwich Energy Absorber | |
Narayana Rao et al. | Design, development and validation of an anti-resonant isolation |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |