RU2472677C2 - Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы - Google Patents
Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2472677C2 RU2472677C2 RU2008149987/11A RU2008149987A RU2472677C2 RU 2472677 C2 RU2472677 C2 RU 2472677C2 RU 2008149987/11 A RU2008149987/11 A RU 2008149987/11A RU 2008149987 A RU2008149987 A RU 2008149987A RU 2472677 C2 RU2472677 C2 RU 2472677C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- downstream end
- casing
- angular sectors
- jet engine
- sectors
- Prior art date
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 13
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 6
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 6
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 4
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 4
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 4
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 4
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 3
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 2
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 2
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 239000003562 lightweight material Substances 0.000 description 1
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent 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
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
- B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
- F01D25/162—Bearing supports
-
- 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
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
-
- 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
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/60—Assembly methods
- F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
-
- 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
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
- Y02E10/70—Wind energy
- Y02E10/72—Wind turbines with rotation axis in wind direction
-
- 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)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Tires In General (AREA)
Abstract
Выступающая часть (30) содержит произведенный множеством угловых секторов (76а, 76b) соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием, образующий кольцевую канавку (66), открытую радиально наружу, предназначенную для вмещения крышек гондолы. Упрощается техническое обслуживание выступающей части. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 10 ил.
Description
Настоящее изобретение относится в целом к двигательной установке для воздушного судна, такого типа, которая содержит реактивный двигатель, гондолу, закрывающую реактивный двигатель, и крепежную стойку, выполненную с жесткой конструкцией и средствами крепления реактивного двигателя к жесткой конструкции.
Более точно, изобретение относится к выступающей части промежуточного корпуса для реактивного двигателя в подобной компоновке, предназначенной для образования интерфейса между промежуточным корпусом и крышками реверсивного устройства гондолы.
Крепежная стойка, также называемая EMS (конструкция крепления двигателя), или пилоном, или пилоном двигателя, обеспечивает возможность подвески реактивного двигателя под крылом летательного аппарата или установки этого ракетного двигателя над тем же самым крылом, или крепления его в задней части фюзеляжа. Фактически она обеспечивает образование соединительного интерфейса между реактивным двигателем и данным элементом конструкции летательного аппарата. Она обеспечивает возможность передачи конструкции данного летательного аппарата сил, генерируемых связанным с ней реактивным двигателем, а также позволяет проложить топливную, электрическую и гидравлическую системы и направить воздушный поток между двигателем и летательным аппаратом.
Гондола со своей стороны обычно снабжена несколькими крышками, закрывающими реактивный двигатель и обеспечивающими доступ к последнему в открытом положении, при этом эти крышки известны под названием «кожухи вентилятора» и «крышки реверсивного устройства», при этом последние шарнирно присоединены к основной конструкции крепежной стойки.
Реактивный двигатель содержит корпус вентилятора, удлиненный в направлении задней части посредством так называемого промежуточного корпуса, содержащего наружный кожух и переднюю поперечную пластину и заднюю поперечную пластину, параллельные и расположенные радиально внутри по отношению к этому наружному кожуху, при этом этот промежуточный корпус также содержит конструктивные рычаги, распределенные под углом и простирающиеся радиально между передней и задней пластинами вплоть до наружного кожуха.
Именно этот самый наружный кожух промежуточного корпуса удлинен вниз по потоку посредством выступающей части, содержащей соединительный нижний по потоку конец с отверстием, образующий кольцевую канавку, открытую радиально наружу, предназначенную для вмещения крышек гондолы и, более точно, ребра комплементарной формы, на которые опираются эти самые крышки, как правило крышки реверсивного устройства. Таким образом, взаимодействие между ребром и комплементарной канавкой обеспечивает возможность передачи аэродинамических сил от гондолы к реактивному двигателю на фазах взлета, полета и посадки, в особенности осевых сил и, даже более точно, противодействующих осевых сил, когда приводятся в действие системы реверсирования тяги, которыми снабжены крышки гондолы.
Кроме того, простое внедрение ребра в канавку обеспечивает легкое и быстрое открытие шарнирно присоединенных к стойке крышек реверсивного устройства, при этом данное открытие, например, осуществляют для выполнения работ по техническому обслуживанию летательного аппарата на земле.
Один недостаток, связанный с данным решением, заключается в том, что кольцевая канавка, непрерывная или прерывистая по окружности выступающей части, образована в одной и той же кольцевой детали, которую необходимо полностью заменять в случае повреждения части канавки, вмещающей крышки. Данный недостаток является крайне нежелательным, особенно вследствие того, что было установлено, что кольцевая канавка, как правило, по всей длине подвергается несоразмерным нагрузкам от крышек, что вызывает появление очень локализованных зон износа.
Следовательно, цель изобретения заключается в том, чтобы, по меньшей мере, частично устранить проблему, упомянутую выше, связанную с конструкциями по предшествующему уровню техники.
Для выполнения этого, предметом изобретения является выступающая часть промежуточного корпуса для авиационного реактивного двигателя, предназначенная для того, чтобы выступать вниз по потоку из наружного кожуха упомянутого промежуточного корпуса, при этом упомянутая выступающая часть содержит соединительный нижний по потоку конец с отверстием, образующий кольцевую канавку, открытую радиально наружу, предназначенную для вмещения крышек гондолы. В соответствии с изобретением упомянутый соединительный нижний по потоку конец с отверстием образован посредством множества угловых секторов.
Следовательно, когда часть вмещающей канавки должна быть заменена, больше нет необходимости в замене всей выступающей части, но только рассматриваемого углового сектора или секторов. Таким образом, разделение на части канавки, вмещающей крышки гондолы, преимущественно обеспечивает возможность уменьшения продолжительности работ по техническому обслуживанию выступающей части, а также обеспечивает экономию материала.
Кроме того, угловые секторы могут преимущественно отличаться друг от друга по конструкции и/или материалу в соответствии с уровнем напряжений, которым они должны подвергаться. В качестве показательного примера, в том случае, когда рассматриваемые крышки гондолы, а именно предпочтительно крышки реверсивного устройства, снабжены системами реверсирования тяги, приводимыми в действие средствами управления плунжерного типа, части кольцевой канавки, расположенные напротив данных средств управления, как правило, подвергаются наибольшим нагрузкам. Подходящий материал и/или конструкция могут быть применены для изготовления углового сектора или секторов, соответствующих высоконапряженным частям, с тем, чтобы они обладали лучшей износостойкостью.
Предпочтительно число угловых секторов, образующих соединительный нижний по потоку конец с отверстием, больше или равно трем, и даже более предпочтительно составляет от шести до двенадцати.
Предпочтительно выступающая часть также содержит соединяющий кожух, прикрепленный к упомянутым угловым секторам, образующим упомянутый соединительный нижний по потоку конец с отверстием, при этом упомянутый кожух расположен выше по потоку по отношению к упомянутым угловым секторам и предназначен для удлинения нижнего по потоку конца наружного кожуха промежуточного корпуса.
В соответствии с первым вариантом осуществления упомянутый соединяющий кожух выполнен в виде одной детали, на которой установлены угловые секторы, образующие упомянутый соединительный нижний по потоку конец с отверстием, предпочтительно на винтах.
В соответствии со вторым вариантом осуществления упомянутый соединяющий кожух выполнен посредством множества угловых секторов, каждый из которых выполнен как одна деталь с одним из упомянутых угловых секторов, образующих упомянутый соединительный нижний по потоку конец с отверстием. В данном случае угловые секторы соединяющего кожуха соединены вместе предпочтительно осевым соединением типа продольного фланца с тем, чтобы обеспечить требуемую жесткость кольца, образованного этими угловыми секторами.
Кроме того, предпочтительно, чтобы упомянутые угловые секторы, образующие упомянутый соединительный нижний по потоку конец с отверстием, были выполнены попеременно в упомянутом направлении вдоль окружности из первого материала и второго материала. Это, в частности, обеспечивает возможность фактически приспособить секторы в соответствии с уровнем напряжений, с которыми они сталкиваются, как было упомянуто выше. Секторы, изготовленные из второго материала, называемые вторыми секторами, в этом случае могут представлять собой те секторы, которые предназначены для обеспечения высокой износостойкости, например, за счет использования стали или титана. Остальные секторы, выполненные из первого материала, называемые первыми секторами, в этом случае, со своей стороны, предназначены для обеспечения меньшей износостойкости вследствие того, что они подвергаются воздействию нагружения меньшего уровня со стороны крышек гондолы. Может быть предусмотрено применение более легких материалов, таких как алюминиевые сплавы.
Тем не менее, следует указать, что изобретение может охватывать применение ряда отдельных материалов, более чем двух, при этом также необязательно соблюдать строгое чередование первых и вторых секторов. Кроме того, также по соображениям уменьшения веса выступающей части испытывающие наименьшие напряжения секторы могут иметь конструкцию, отличную от остальных, например, за счет того, что они будут иметь проколы.
Другим предметом изобретения является реактивный двигатель для летательного аппарата, содержащий промежуточный корпус, снабженный на нижнем по потоку конце его наружного кожуха выступающей частью, подобной описанной выше.
Наконец, другим предметом изобретения является двигательная установка для летательного аппарата, содержащая реактивный двигатель, подобный описанному выше, а также гондолу, содержащую крышки гондолы, взаимодействующие с упомянутой кольцевой канавкой, открытой радиально наружу. Предпочтительно данная установка также содержит крепежную стойку для упомянутого реактивного двигателя, содержащую жесткую конструкцию, а также средства крепления упомянутого реактивного двигателя к упомянутой жесткой конструкции, причем упомянутые крышки гондолы шарнирно присоединены к упомянутой жесткой конструкции.
Другие преимущества и отличительные признаки изобретения станут ясными из нижеприведенного неограничивающего подробного описания.
Данное описание приведено в связи с сопровождающими чертежами, среди которых:
- фиг.1 показывает схематичный вид сбоку двигательной установки для летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением, при этом гондола снята для ясности;
- фиг.2 показывает более подробный частичный вид в разрезе установки, показанной на фиг.1, взятый по линии II-II на той же фигуре;
- фиг.3 показывает частичный вид в перспективе крышки реверсивного устройства, принадлежащего гондоле, показанной на фиг.2;
- фиг.4 показывает вид в перспективе системы реверсирования тяги, предназначенной для оснащения крышки, показанной на фиг.3;
- фиг.5 показывает схематичный вид системы реверсирования тяги, показанной в конфигурации, в которой она приведена в действие;
- фиг.6 показывает увеличенный частичный вид в разрезе изображенного на фиг.2, показывающий взаимодействие между выступающей частью промежуточного корпуса и одной из крышек гондолы;
- фиг.7 показывает вид в перспективе выступающей части, показанной на фиг.2, в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения;
- фиг.8 показывает вид в разрезе, взятый вдоль линии VIII-VIII на фиг.7;
- фиг.8а показывает вид, аналогичный показанному на фиг.8, с выступающей частью, выполненной альтернативным образом; и
- фиг.9 показывает вид в перспективе сектора, предназначенного для образования выступающей части промежуточного корпуса в соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения.
На фиг.1 можно видеть двигательную установку 1 для летательного аппарата в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения, при этом данная установка 1 предназначена для закрепления под крылом летательного аппарата (не показано).
В целом двигательная установка 1, также называемая интегрированной двигательной установкой, состоит из реактивного двигателя 2, гондолы (не показанной на данной фигуре) и крепежной стойки 4, снабженной средствами 10 крепления реактивного двигателя к данной стойке, при этом данные средства предпочтительно состоят из переднего узла 6а крепления двигателя, заднего узла 6b крепления двигателя и устройства для поглощения сил тяги, принимающего форму двух соединительных муфт 8 (при этом одна скрыта другой на фиг.1). Следует обратить внимание на то, что установка 1 содержит другую группу узлов крепления (не показаны) для подвески данной установки 1 под крылом летательного аппарата.
Во всем нижеприведенном описании условно продольное направление установки 1, которое также может рассматриваться как продольное направление реактивного двигателя 2, обозначено X, при этом данное направление X параллельно продольной оси 5 этого реактивного двигателя 2. Кроме того, направление, ориентированное поперек по отношению к двигательной установке 1 и также принимаемое в качестве поперечного направления реактивного двигателя 2, обозначено Y, и направление Z представляет собой вертикальное направление или направление по высоте, при этом данные три направления X, Y и Z ортогональны друг другу.
Кроме того, термины «передний» и «задний» следует рассматривать в связи с направлением рассматриваемого летательного аппарата после приложения силы тяги со стороны реактивного двигателя 2, при этом данное направление схематично показано стрелкой 7. Аналогичным образом, выражения «верхний по потоку» и «нижний по потоку» следует рассматривать относительно основного направления потока из потоков в реактивном двигателе, а именно направления, противоположного по отношению к направлению 7.
На фиг.1 можно видеть, что были показаны только узлы 6а, 6b крепления двигателя, соединительные муфты 8 для поглощения силы тяги и жесткая конструкция 11 крепежной стойки 4. Остальные непоказанные составляющие элементы данной стойки 4, такие как средства крепления жесткой конструкции 11 под крылом летательного аппарата или вспомогательная конструкция, обеспечивающая изоляцию и удерживание систем при одновременном обеспечении опоры для аэродинамических обтекателей, представляют собой обычные элементы, идентичные или аналогичные тем, которые имеются в конструкциях по предшествующему уровню техники, и известны специалистам. Следовательно, не приводится никакого подробного описания данных элементов.
Кроме того, реактивный двигатель 2 имеет приблизительно традиционную конструкцию, а именно содержащую спереди корпус 12 вентилятора, продолжением которого в направлении назад является промежуточный корпус 21.
Промежуточный корпус 21 содержит наружный кожух 23, расположенный в задней аэродинамической выступающей части корпуса вентилятора, а также поперечные пластины 25, 27, расположенные радиально внутри относительно данного кожуха 23, при этом промежуточный корпус 21 также содержит конструктивные рычаги 17, распределенные под углом и простирающиеся радиально между пластинами 25, 27 вплоть до наружного кожуха 23, с которым они контактируют.
Реактивный двигатель также содержит центральный корпус 16, также называемый базовым корпусом, удлиняющий промежуточный корпус 21 назад, от задней поперечной пластины 27, к которой он присоединен. Следует отметить, что центральный корпус простирается до заднего конца 19, имеющего больший размер, также называемого выпускным корпусом. В завершение, наружный кожух 23 промежуточного корпуса удлинен в направлении назад посредством кольцевой выступающей части 30, также являющейся предметом настоящего изобретения, основное назначение которой заключается в обеспечении соединения между наружным кожухом 23 и крышками гондолы непосредственно рядом с находящимся ниже по потоку концом. Выступающая часть 30 будет подробно представлена ниже.
Передний узел 6а крепления двигателя расположен между передним концом жесткой конструкции 11, также называемой основной конструкцией, и корпусом 12 вентилятора или наружным кожухом 23 промежуточного корпуса 21.
Задний узел 6b крепления, со своей стороны, расположен между жесткой конструкцией 11 и задним концом 19 центрального корпуса 16. Через два передних узла 6а, 6b крепления двигателя проходит срединная плоскость Р, ориентированная вертикально и в продольном направлении и проходящая через ось 5. Та же самая плоскость Р образует плоскость симметрии для двух соединительных муфт 8, поглощающих силы тяги, при этом соединительные муфты 8 расположены соответственно с каждой стороны упомянутой плоскости. Каждая соединительная муфта 8 имеет задний конец, шарнирно присоединенный к корпусу заднего узла 6b крепления двигателя, и передний конец, присоединенный к поперечной пластине 27.
Если обратиться теперь к более детализированной фигуре 2, показывающей гондолу 32 двигательной установки 1, то следует отметить, что она образует непрерывную аэродинамическую наружную поверхность, состоящую из воздухозаборника 34, кожухов 36 вентилятора, крышек 38 реверсивного устройства и неподвижного заднего капота 40, при этом данные элементы расположены рядом друг с другом в направлении спереди назад.
Крышки 38 реверсивного устройства, число которых, как правило, равно двум и которые шарнирно присоединены к жесткой конструкции стойки, известным образом ограничивают кольцевой канал 42 наружного контура посредством наружной 44 и внутренней 46 кольцевых обшивок.
Как показано на фиг.3 и 4, каждая крышка 38 реверсивного устройства, также называемая задней крышкой или базовой крышкой, имеет в целом форму полуцилиндра, при этом верхний конец 48 предназначен для шарнирного соединения с жесткой конструкцией стойки, и нижний конец 50 предназначен для фиксации у нижнего конца другой крышки 38 с помощью обычных средств. Кроме того, она имеет в центре паз 52 для установки системы реверсирования тяги, в данном случае принимающей вид системы с поворотной створкой 54, показанной на фиг.4. Следовательно, в целом данная система 54 образует створку, выполненную с возможностью поворота вокруг оси, образованной двумя противоположными штифтами 56, предусмотренными в вырезе 52 и соответственно предназначенными для размещения в принимающих отверстиях 58 в створке 54. Кроме того, средства управления, такие как плунжер или подобные, выполнены с возможностью обеспечения поворота створки 54, как показано на фиг.5, на которой приведенный в действие плунжер 60 удерживает створку 54 в конфигурации, соответствующей реверсу тяги. В данной конфигурации обеспечивается принудительная откачка воздуха, проходящего по каналу 42 наружного контура, из крышки 38 вследствие закрытия данного канала по направлению к нижнему по потоку концу посредством наклоненной створки 54, при этом данная откачка воздуха наружу из гондолы происходит в основном в виде обратного потока вследствие наклона данной створки 54, как показано стрелкой 62. Например, поршень 60 имеет передний конец, соединенный с рамой паза 52, и задний конец, соединенный с самой створкой.
На фиг.6 можно видеть, что крышка 38 взаимодействует с выступающей частью 30. Это происходит вследствие того, что последняя имеет соединительный нижний по потоку конец 64 с отверстием, образующий кольцевую канавку 66, открытую радиально наружу и вмещающую ребро 68 комплементарной формы, опирающееся на крышку 38 на верхнем по потоку конце наружной кольцевой обшивки 44.
Кольцевая канавка 66 предпочтительно имеет V-образное поперечное сечение, в котором размещается ребро 68, выступая радиально внутрь, и также имеет V-образное поперечное сечение. Взаимодействие между ребром 68 и комплементарной канавкой 66 обеспечивает возможность передачи аэродинамических сил от крышки 38 реверсивного устройства к реактивному двигателю и в особенности осевых сил, и даже более точно, противодействующих осевых сил, проходящих через поршни 60, когда створки 68 развернуты, как в случае, показанном на фиг.5.
Фиг.7 показывает структуру, также называемую комплектом реверсивного устройства, включающую в себя выступающую часть 30 в качестве ее конца, наружного в радиальном направлении. Данная структура содержит расположенное радиально внутрь кольцо 70, предназначенное для центрирования его относительно оси 5 реактивного двигателя, при этом назначение данного кольца состоит в обеспечении механического соединения с внутренней кольцевой обшивкой 46 крышек 38 реверсивного устройства. Концентрическое кольцо 70 и кольцевая выступающая часть 30 жестко соединены вместе посредством конструктивных рычагов 72, расположенных радиально, и, например, предусмотрены в количестве четырех, и расположены на расстоянии друг от друга приблизительно на 90°.
Что касается выступающей части 30, предназначенной для обеспечения механического соединения с наружной кольцевой обшивкой 44, то она имеет соединяющий кожух 74, выполненный в виде одной детали, передний конец которого, выполненный в виде втулки 75, обеспечивает возможность крепления на винтах структуру на нижнем по потоку конце наружного кожуха 23 промежуточного корпуса. Одна из особенностей настоящего изобретения заключается в том, что соединяющий кожух 74, простирающаяся в виде одной детали на 360°, несет спереди множество угловых секторов 76а, 76b, совместно образующих соединительный нижний по потоку конец 64 с отверстием. Таким образом, они вместе образуют конструкцию, простирающуюся, по существу, непрерывно на 360° вокруг оси 5, очерчивающую кольцевую канавку 66, которая, со своей стороны, может быть непрерывной или прерывистой по окружности выступающей части. В общих чертах, данная канавка 66 в том случае, когда она предназначена для взаимодействия с двумя крышками реверсивного устройства, прерывается только в месте прохода жесткой конструкции крепежной стойки, к которой шарнирно присоединены данные крышки, и у нижних концов этих самых крышек. Следовательно, канавка 66 обычно имеет два диаметрально противоположных места разрыва, предпочтительно находящихся в положениях, соответствующих 6 часам и 12 часам.
В структуре на фиг.7, которая может быть прикреплена в том виде, как есть, к промежуточному корпусу с конструктивными рычагами 72, простирающимися по направлению к некоторым задним из конструктивных рычагов 17 данного корпуса, при этом два вида угловых секторов расположены попеременно вдоль окружности. Таким образом, первые угловые секторы 76а, изготовленные из первого легковесного материала, такого как алюминиевый сплав, прикреплены к соединяющему кожуху 74 в местах, где уровень сил, передаваемых крышками реверсивного устройства, относительно мал. Они чередуются со вторыми угловыми секторами 76b, изготовленными из второго, более износостойкого материала, такого как стали или титан, и прикрепленными к соединяющему кожуху 74 в местах, где уровень сил, передаваемых крышками реверсивного устройства, больше. В частности, подобные вторые секторы 76b расположены на одной линии в продольном/осевом направлении с поршнями 60 управления для систем реверсирования тяги, независимо от того, являются ли данные системы системами «створчатого» типа, как описано выше, или имеют другую конструкцию, известную специалистам в данной области техники, такую как так называемая «решетчатого» типа.
Число данных угловых секторов 76а, 76b, расположенных попеременно и легко заменяемых в случае износа, применяют согласно соответствующим требованиям, например, это число равно десяти, как в показанном предпочтительном варианте осуществления.
Кроме того, вес первых угловых секторов 76а может быть дополнительно уменьшен за счет конструкции, отличающейся от конструкции вторых секторов 76b, например, за счет наличия проколов. В этой связи следует отметить, что первые и вторые секторы 76а, 76b могут в альтернативном варианте быть изготовлены из одинакового материала и отличаться только по своей конструкции, или даже иметь по существу идентичную конструкцию. В любом случае угловой фактор может варьироваться от одного сектора к другому, при этом выбор осуществляют согласно соответствующим требованиям.
Возможность легкой замены секторов, соседних в направлении вдоль окружности, обусловлена тем, что они смонтированы на винтах на нижнем по потоку конце соединяющего кожуха 74 посредством ориентированных преимущественно радиально винтов 78, как показано на фиг.8. При данной конфигурации гайки 80, взаимодействующие соответственно с винтами 78, расположены в сквозных отверстиях 82, выполненных для этой цели на нижнем по потоку конце соединяющего кожуха 74, прикрепленном на винтах к промежуточному корпусу посредством втулки 75 или, альтернативно, выполненном как одна деталь с наружным кожухом 23 промежуточного корпуса.
Альтернативно, винтовое соединение между угловыми секторами 76а, 76b и кожухом 74 может быть выполнено посредством продольно ориентированных винтов 78, как показано на фиг.8а, при наличии двух крепежных фланцев, находящихся в контакте и выступающих радиально наружу.
Фиг.9 показывает другой предпочтительный вариант осуществления настоящего изобретения, в котором соединяющий кожух выполнен не в виде одной детали, а разделенной на секторы подобно соединительному нижнему по потоку концу 64 с отверстием, образующему кольцевую канавку. Это обусловлено тем, что соединяющий кожух образован множеством угловых секторов 86 оболочки, один из которых показан на фиг.9, при этом, следовательно, данные секторы 86 расположены рядом друг с другом вдоль окружности. Предпочтительно каждый сектор 86 несет свою собственную втулку 75 для крепления его на наружном кожухе промежуточного корпуса и изготовлен в виде одной детали с одним из вышеупомянутых секторов 76а, 76b. Следовательно, одна деталь в этом случае содержит сектор 86 со втулкой, расположенный выше по потоку, и сектор 76а, 76b с канавкой, расположенный ниже по потоку, предпочтительно имеющий такой же угловой фактор для образования сектора выступающей части, со ссылочной позицией 90.
Естественно, специалисты в данной области техники могут выполнить разные модификации двигательной установки 1 для летательного аппарата, которая только что была описана исключительно в качестве неограничивающего примера.
Claims (11)
1. Выступающая часть (30) промежуточного корпуса (21) для авиационного реактивного двигателя, предназначенная для того, чтобы выступать в направлении нижнего по потоку конца из наружного кожуха (23) упомянутого промежуточного корпуса, при этом упомянутая выступающая часть содержит соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием, образующий кольцевую канавку (66), открытую радиально наружу, предназначенную для вмещения крышек (38) гондолы, отличающаяся тем, что упомянутый соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием произведен посредством множества угловых секторов (76а, 76b).
2. Выступающая часть по п.1, отличающаяся тем, что число угловых секторов (76а, 76b) больше или равно трем.
3. Выступающая часть по п.1, отличающаяся тем, что она также содержит соединяющий кожух (74), прикрепленный к упомянутым угловым секторам (76а, 76b), образующим упомянутый соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием, при этом упомянутый кожух расположен выше по потоку упомянутых угловых секторов и предназначен для удлинения нижнего по потоку конца наружного кожуха (23) промежуточного корпуса.
4. Выступающая часть по п.2, отличающаяся тем, что она также содержит соединяющий кожух (74), прикрепленный к упомянутым угловым секторам (76а, 76b), образующим упомянутый соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием, при этом упомянутый кожух расположен выше по потоку упомянутых угловых секторов и предназначен для удлинения нижнего по потоку конца наружного кожуха (23) промежуточного корпуса.
5. Выступающая часть по п.3, отличающаяся тем, что упомянутый соединяющий кожух (74) произведен как одна деталь, на которой установлены угловые секторы (76а, 76b), образующие упомянутый соединительный нижний по потоку конец с отверстием.
6. Выступающая часть по п.5, отличающаяся тем, что угловые секторы (76а, 76b), образующие упомянутый соединительный нижний по потоку конец с отверстием, установлены на винтах на упомянутом соединяющем кожухе (74).
7. Выступающая часть по п.3, отличающаяся тем, что упомянутый соединяющий кожух (74) произведен посредством множества угловых секторов (86), каждый из которых произведен как одна деталь с одним из упомянутых угловых секторов (76а, 76b), образующих упомянутый соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием.
8. Выступающая часть по любому из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что упомянутые угловые секторы (76а, 76b), образующие упомянутый соединительный нижний по потоку конец с отверстием, произведены попеременно из первого материала и второго материала в упомянутом направлении вдоль окружности.
9. Реактивный двигатель (2) для летательного аппарата, содержащий промежуточный корпус (21), снабженный на нижнем по потоку конце его наружного кожуха (23) выступающей частью (30) по любому из предшествующих пунктов.
10. Двигательная установка (1) для летательного аппарата, содержащая реактивный двигатель (2) по п.9, а также гондолу (32), содержащую крышки (38) гондолы, взаимодействующие с упомянутой кольцевой канавкой (66), открытой радиально наружу.
11. Двигательная установка (1) по п.10, отличающаяся тем, что она также содержит крепежную стойку (4) для упомянутого реактивного двигателя, содержащую жесткую конструкцию (11) и средства крепления упомянутого реактивного двигателя к упомянутой жесткой конструкции, причем упомянутые крышки (38) гондолы шарнирно присоединены к упомянутой жесткой конструкции (11).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0759939 | 2007-12-18 | ||
FR0759939A FR2925120B1 (fr) | 2007-12-18 | 2007-12-18 | Extension de carter intermediaire pour turboreacteur d'aeronef, comprenant une rainure annulaire sectorisee de reception des capots de nacelle |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008149987A RU2008149987A (ru) | 2010-06-27 |
RU2472677C2 true RU2472677C2 (ru) | 2013-01-20 |
Family
ID=39456576
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008149987/11A RU2472677C2 (ru) | 2007-12-18 | 2008-12-17 | Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8172527B2 (ru) |
EP (1) | EP2072397B1 (ru) |
JP (1) | JP2009150385A (ru) |
CA (1) | CA2647439C (ru) |
FR (1) | FR2925120B1 (ru) |
RU (1) | RU2472677C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2647300C2 (ru) * | 2013-12-20 | 2018-03-15 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Корпус вентилятора и способ изготовления корпуса вентилятора |
RU2665980C2 (ru) * | 2013-09-04 | 2018-09-05 | Сафран Эркрафт Энджинз | Конструкция корпуса с поворотными секторами обечайки, устанавливаемая между двигателем и гондолой |
RU2675426C2 (ru) * | 2013-09-04 | 2018-12-19 | Снекма | Структура обшивки с соединительными планками |
Families Citing this family (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB0807137D0 (en) * | 2008-04-21 | 2008-05-21 | Rolls Royce Plc | Rear fan case for a gas turbine engine |
US20140174056A1 (en) * | 2008-06-02 | 2014-06-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine |
US9114882B2 (en) * | 2010-10-26 | 2015-08-25 | United Technologies Corporation | Fan case and mount ring snap fit assembly |
US8479491B2 (en) * | 2011-06-06 | 2013-07-09 | General Electric Company | Clamping system and method for thrust reverser attachment |
FR2990001B1 (fr) * | 2012-04-27 | 2016-01-08 | Snecma | Assemblage d'un echangeur thermique au sein d'un carter intermediaire de turboreacteur |
FR2994216B1 (fr) * | 2012-08-02 | 2014-09-05 | Snecma | Partie de revolution de carter intermediaire comportant un insert dispose dans une rainure annulaire |
US9211955B1 (en) * | 2012-12-10 | 2015-12-15 | The Boeing Company | Methods and apparatus for supporting engines and nacelles relative to aircraft wings |
FR2999651B1 (fr) * | 2012-12-18 | 2015-01-16 | Snecma | Extension de carter intermediaire a conception amelioree |
FR3008912B1 (fr) * | 2013-07-29 | 2017-12-15 | Snecma | Carter de turbomachine et procede de fabrication |
FR3011584B1 (fr) * | 2013-10-04 | 2018-02-23 | Safran Aircraft Engines | Extension de carter intermediaire |
RU2017105022A (ru) | 2014-08-22 | 2018-09-24 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Цилиндрический кожух |
US9669938B2 (en) * | 2015-01-16 | 2017-06-06 | United Technologies Corporation | Upper bifi frame for a gas turbine engine and methods therefor |
FR3033722B1 (fr) | 2015-03-18 | 2017-09-01 | Snecma | Outillage pour l'usinage d'une gorge d'un carter de turbomachine |
PL415487A1 (pl) * | 2015-12-31 | 2017-07-03 | General Electric Company | Formowana kompozytowa osłona chroniąca przed zużyciem krawędzi dla złącza w postaci wpustu V-kształtnego i łopatki V-kształtnej |
WO2017208117A1 (en) * | 2016-05-30 | 2017-12-07 | Bombardier Inc. | Aircraft engine assembly |
US10837305B2 (en) * | 2018-09-24 | 2020-11-17 | Kyle Albrecht | Hybrid jet engine |
FR3117173A1 (fr) * | 2020-12-09 | 2022-06-10 | Safran Aircraft Engines | Ensemble propulsif d’aéronef et procédé d’adaptation d’un ensemble propulsif |
FR3121709B1 (fr) | 2021-04-08 | 2023-05-05 | Safran Aircraft Engines | Virole extérieure de carter intermédiaire en matériau composite, pour turbomachine d’aéronef |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2005110845A1 (fr) * | 2004-04-27 | 2005-11-24 | Aircelle | Groupe turbopropulseur pour aeronef a installation aerodynamique amelioree |
RU2005100179A (ru) * | 2004-01-12 | 2006-06-20 | Снекма Мотер (Fr) | Турбовентиляторный реактивный двигатель со вспомогательной распределенной опорой |
WO2007129937A1 (en) * | 2006-05-04 | 2007-11-15 | Volvo Aero Corporation | A device for pivoting at least one pivotable element in a gas turbine engine |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2809057A (en) * | 1955-02-18 | 1957-10-08 | Orenda Eugines Ltd | Flexible joint for annular members and employing wedge shaped connecting units |
FR2379433A1 (fr) * | 1977-02-08 | 1978-09-01 | Snecma | Systeme de securite pour capotage de nacelle de turboreacteur |
US4772033A (en) * | 1983-09-28 | 1988-09-20 | General Electric Company | Flexible duct joint utilizing lip in recess in a flange |
FR2661213B1 (fr) * | 1990-04-19 | 1992-07-03 | Snecma | Moteur d'aviation a tres grand taux de dilution et du type dit contrafan avant. |
GB9120658D0 (en) * | 1991-09-27 | 1991-11-06 | Short Brothers Plc | Ducted fan turbine engine |
US5292227A (en) * | 1992-12-10 | 1994-03-08 | General Electric Company | Turbine frame |
GB9407632D0 (en) * | 1994-04-18 | 1994-06-08 | Short Brothers Plc | An aircraft propulsive power unit |
FR2732074B1 (fr) * | 1995-03-21 | 1997-06-06 | Aerospatiale | Turboreacteur a double flux a nacelle flottante |
JPH0971295A (ja) * | 1995-09-06 | 1997-03-18 | Sanshin Ind Co Ltd | 船舶の推進装置 |
FR2756323B1 (fr) * | 1996-11-28 | 1998-12-31 | Hispano Suiza Sa | Dispositif de liaison d'un inverseur de poussee a un turbomoteur |
US5746574A (en) * | 1997-05-27 | 1998-05-05 | General Electric Company | Low profile fluid joint |
US6125627A (en) * | 1998-08-11 | 2000-10-03 | Allison Advanced Development Company | Method and apparatus for spraying fuel within a gas turbine engine |
FR2875855B1 (fr) * | 2004-09-27 | 2006-12-22 | Snecma Moteurs Sa | Turboreacteur avec un bras monobloc de raccord de servitudes et le bras monobloc de raccord de servitudes |
US7435050B2 (en) * | 2006-01-11 | 2008-10-14 | United Technologies Corporation | Split flange V-groove and anti-rotation mating system |
-
2007
- 2007-12-18 FR FR0759939A patent/FR2925120B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-12-15 US US12/334,949 patent/US8172527B2/en active Active
- 2008-12-16 JP JP2008319255A patent/JP2009150385A/ja active Pending
- 2008-12-16 EP EP08171754.8A patent/EP2072397B1/fr active Active
- 2008-12-17 CA CA2647439A patent/CA2647439C/en active Active
- 2008-12-17 RU RU2008149987/11A patent/RU2472677C2/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2005100179A (ru) * | 2004-01-12 | 2006-06-20 | Снекма Мотер (Fr) | Турбовентиляторный реактивный двигатель со вспомогательной распределенной опорой |
WO2005110845A1 (fr) * | 2004-04-27 | 2005-11-24 | Aircelle | Groupe turbopropulseur pour aeronef a installation aerodynamique amelioree |
WO2007129937A1 (en) * | 2006-05-04 | 2007-11-15 | Volvo Aero Corporation | A device for pivoting at least one pivotable element in a gas turbine engine |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2665980C2 (ru) * | 2013-09-04 | 2018-09-05 | Сафран Эркрафт Энджинз | Конструкция корпуса с поворотными секторами обечайки, устанавливаемая между двигателем и гондолой |
RU2675426C2 (ru) * | 2013-09-04 | 2018-12-19 | Снекма | Структура обшивки с соединительными планками |
RU2647300C2 (ru) * | 2013-12-20 | 2018-03-15 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Корпус вентилятора и способ изготовления корпуса вентилятора |
US10280939B2 (en) | 2013-12-20 | 2019-05-07 | Ihi Corporation | Fan case and fan case manufacturing method |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2008149987A (ru) | 2010-06-27 |
FR2925120A1 (fr) | 2009-06-19 |
EP2072397A2 (fr) | 2009-06-24 |
EP2072397A3 (fr) | 2013-03-06 |
CA2647439A1 (en) | 2009-06-18 |
JP2009150385A (ja) | 2009-07-09 |
CA2647439C (en) | 2016-01-26 |
US8172527B2 (en) | 2012-05-08 |
EP2072397B1 (fr) | 2015-02-11 |
FR2925120B1 (fr) | 2010-02-19 |
US20090155070A1 (en) | 2009-06-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2472677C2 (ru) | Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы | |
US9328630B2 (en) | Lateral propulsion unit for aircraft comprising a turbine engine support arch | |
RU2453477C2 (ru) | Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя | |
US9920654B2 (en) | Intermediate casing extension of improved design | |
CA2688780C (en) | Monolithic structure for mounting aircraft engine | |
US5497961A (en) | Gas turbine engine nacelle assembly | |
CA2638842C (en) | Pivoting door thrust reverser for a turbofan gas turbine engine | |
CN106061841B (zh) | 发动机挂架结构 | |
US9032740B2 (en) | Engine assembly for an aircraft comprising attachments for engines offset below on the fan frame | |
CN101541635B (zh) | 涡轮风扇发动机的发动机舱 | |
US8739552B2 (en) | Structural nacelle | |
US10494113B2 (en) | Aircraft engine assembly, comprising an engine attachment device equipped with structural movable cowls connected to the central box | |
RU2531858C1 (ru) | Втулка винта винтокрылого летательного аппарата и способ изготовления и сборки такой втулки винта | |
RU2433071C2 (ru) | Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя | |
JP2010529346A (ja) | スライディングナセルを有する航空機用推進アセンブリ | |
US10450079B2 (en) | Propulsive wing of an aircraft | |
RU2492117C2 (ru) | Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя | |
US10562639B2 (en) | Aircraft engine assembly, comprising an attachment device for the engine equipped with a structural cover attached on a central box | |
CN109018382A (zh) | 一种飞机发动机变形整流罩结构 | |
US20160288916A1 (en) | Engine cowling of an aircraft gas turbine | |
CN112770974B (zh) | 飞行器短舱和关联的进气道 | |
RU2791627C1 (ru) | Система подпитки воздухозаборника |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |