RU2481483C2 - Уплотнитель с большим диапазоном сжатия - Google Patents
Уплотнитель с большим диапазоном сжатия Download PDFInfo
- Publication number
- RU2481483C2 RU2481483C2 RU2010109771/06A RU2010109771A RU2481483C2 RU 2481483 C2 RU2481483 C2 RU 2481483C2 RU 2010109771/06 A RU2010109771/06 A RU 2010109771/06A RU 2010109771 A RU2010109771 A RU 2010109771A RU 2481483 C2 RU2481483 C2 RU 2481483C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- seal
- cylindrical section
- jaws
- sealant
- turbojet engine
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
- F16J15/00—Sealings
- F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
- F16J15/021—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing
- F16J15/022—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing characterised by structure or material
- F16J15/024—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing characterised by structure or material the packing being locally weakened in order to increase elasticity
- F16J15/027—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing characterised by structure or material the packing being locally weakened in order to increase elasticity and with a hollow profile
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
Abstract
Уплотнитель для размещения между створкой задней секции гондолы и турбореактивным двигателем в узле воздушного судна, образующем реактивную струю, включает цилиндрической участок, губки и продольное ребро. Губки выступают радиально от образующей линии цилиндрического участка, продольное ребро выступает радиально внутрь цилиндрического участка, а максимальное соотношение габаритного размера уплотнителя к толщине материала более 10. Губки ориентированы друг относительно друга в форме буквы V, а цилиндрический участок содержит на своей наружной поверхности плоскую поверхность, расположенную диаметрально противоположно губкам. Изобретение позволяет повысить герметичность и сжимаемость уплотнения. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к уплотнителю, предназначенному для расположения между турбореактивным двигателем и гондолой воздушного судна.
Воздушное судно приводят в движение несколько турбореактивных двигателей, каждый из которых содержится в гондоле, которая также вмещает несколько дополнительных исполнительных устройств, связанных с ее работой и обеспечивающих различные функции, во время работы или простоя турбореактивного двигателя.
Как показано на фиг.2, гондола обычно имеет трубчатый каркас, содержащий (i) воздухозаборник 20 спереди турбореактивного двигателя 30, (ii) среднюю секцию 40, предназначенную для окружения вентилятора турбореактивного двигателя, (iii) заднюю секцию 50 с возможностью вмещения устройств реверса тяги и окружения камеры сгорания турбореактивного двигателя 30, и (iv) инжекционное сопло 60, выпускное отверстие которого расположено после турбореактивного двигателя.
Современные гондолы часто предназначены для вмещения двухконтурного турбореактивного двигателя, способного вырабатывать при вращении лопастей вентилятора струю горячего воздуха (также именуемую первичным потоком), выходящую из камеры сгорания турбореактивного двигателя.
Гондола, как правило, оснащена наружной конструкцией, именуемой наружным неподвижным каркасом (ННК), которая совместно с внутренней концентрической конструкцией, именуемой внутренним неподвижным каркасом (ВНК), ограничивает кольцевой проток, также именуемый потоковой секцией, предназначенный для направления потока холодного воздуха, именуемого вторичным потоком, который циркулирует снаружи турбореактивного двигателя. Первичный и вторичный поток, выбрасываются из турбореактивного двигателя сзади гондолы.
Таким образом, каждый узел воздушного судна, образующий реактивную струю, образован гондолой и турбореактивным двигателем и подвешен на фиксированной конструкции воздушного судна, например, под крылом или на фюзеляже с помощью пилона или мачты, закрепленной на турбореактивном двигателе или гондоле.
Задняя секция наружного каркаса гондолы традиционно образована двумя створками, по существу полуцилиндрической формы, на каждой стороне продольной вертикальной плоскости симметрии гондолы, а также с рабочим положением и положением технического обслуживания для обеспечения доступа к турбореактивному двигателю.
Две створки по существу смонтированы с возможностью поворота вокруг продольной оси, образующей шарнир в верхней части (верхняя соединительная линия, на 12 часов) реверса. Створки удерживаются по существу в замкнутом положении фиксаторами, расположенными по меньшей мере вдоль соединительной линии в нижней части (на 6 часов).
Таким образом известно, что узел воздушного судна, образующий реактивную струю, содержит функциональные сборочные узлы с возможностью относительных перемещений и между которыми необходимо размещение уплотнения.
В частности, важно, что две створки, которые окружают турбореактивный двигатель, образуют вторичный поток над частью течения его канала, протекающий без утечки к турбореактивному двигателю 30. В частности, важно создать уплотнительный барьер между передней частью каждой створки и турбореактивного двигателя с возможностью предотвращения любой утечки вторичного потока к турбореативному двигателю. Подобная утечка особенно опасна. В частности конструкция и размеры гондолы обеспечивают вторичный поток, оказывающий давление на ее внутренний каркас. Гондола не рассчитана для вмещения любого объема потока, создающего вторичный поток к турбореактивному потоку 30; высокий уровень потока может приводить к разрыву внутреннего каркаса гондолы.
Однако обеспечение уплотнения между двумя створками и турбореактивным двигателем представляет собой определенный ряд проблем. Во-первых, каждая из двух створок совершает осевое и радиальное перемещение относительно турбореактивного двигателя. Кроме того, учитывая большой размер компонентов, две створки могут испытывать значительные перемещения во время эксплуатации. Следовательно, уплотнение, расположенное между створками и турбореактивным двигателем, должно создавать уплотнительный барьер вне зависимости от положения створки относительно турбореактивного двигателя. Учитывая коэффициент сжатия известных уплотнителей и амплитуду перемещения, на которую должно быть обеспечено уплотнение, известные уплотнители, как правило выполненные с трубчатым сечением в виде подковы, не способны обеспечить достаточное уплотнение, так как они имеют диаметр, несопоставимый с расстоянием между створками и турбореактивным двигателем.
В документах WO 2004/088081 и WO 2004/113772 описаны уплотнители, содержащие цилиндрический участок, из которого выступает по меньшей мере одна губка. Однако эти уплотнители недостаточно удовлетворительны, в частности, потому что они не обладают большой прочностью на сжатие.
Задачей настоящего изобретения является устранение всех или некоторых из указанных выше недостатков.
В частности, задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является усовершенствование уплотнения между створкой заднего участка гондолы и турбореактивным двигателем в узле воздушного судна, образующем реактивную струю, когда они испытывают относительные перемещения больших амплитуд.
Объектом изобретения является по существу уплотнитель, выполненный с возможностью размещения между створкой задней секции гондолы и турбореактивным двигателем в узле воздушного судна, образующем реактивную струю; причем этот уплотнитель имеет цилиндрической участок и по меньшей мере одну губку, выступающую радиально от образующей линии цилиндрического участка, и дополнительно содержит продольное ребро, ориентированное радиально внутрь цилиндрического участка.
Таким образом, уплотнение согласно изобретению имеет цилиндрический участок, от которого отходит по меньшей мере одна губка. Уплотнение согласно изобретению способно поддерживать герметичный барьер между створкой заднего участка гондолы и турбореактивным двигателем в случае относительного перемещения больших амплитуд этих двух элементов. Уплотнение поддерживается уплотнителем, огибающая поверхность которого, то есть объем, внутри которого уплотнение способно перемещаться, остается ограниченной. Эта точка важна, так как кольцевое пространство, образованное между каждой створкой и турбореактивным двигателем, ограничено, однако способно изменяться с большими амплитудами при эксплуатации турбореактивного двигателя. Действие каждой губки в сочетании с эластичностью цилиндрического участка поддерживает герметичный барьер между створкой и турбореактивным двигателем вне зависимости от амплитуды перемещения между этими двумя элементами. Кроме того, ребро действует в качестве упора при полном сжатии цилиндрического участка.
Таким образом, изобретение предлагает уплотнение, сочетающее превосходную герметичность и большой диапазон сжатия, которое ограничено ребром.
Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения, уплотнение имеет две в целом параллельных губки, обеспечивая таким образом возможность создания двойного уплотнительного барьера. Такая конструкция важна, поскольку каждая створка может совершать осевое и/или радиальное перемещение относительно турбореативного двигателя.
Кроме того, две губки могут быть ориентированы друг относительно друга в форме буквы V.
Для обеспечения крепления уплотнителя к несущей поверхности цилинрический участок может содержать плоскую поверхность на наружной поверхности.
Плоская поверхность предпочтительно расположена диаметрально противоположно по меньшей мере одной из губок. Подобная конструкция уплотнителя обеспечивает преимущество эластичности цилиндрической части и каждой губки, обеспечивая возможность поддержания контакта с герметизируемыми поверхностями.
Задняя поверхность продольного ребра предпочтительно опирается на плоскую поверхность. Подобная конструкция соответствует предпочтительному варианту выполнения уплотнителя, в котором уплотнитель закреплен на его плоской поверхности, создавая барьер между двумя элементами, перемещающимися перпендикулярно плоской поверхности.
Плоская поверхность может иметь продолжение в виде крепежной подошвы.
В частности, уплотнитель может быть выполнен из эластичного материала из стекла или арамида кремниевого типа, армированного волокнами.
Наконец, уплотнитель предпочтительно обладает максимальным соотношением габаритный размер/толщина материала больше 10 или даже больше 15. Максимальный габаритный размер определен расстоянием между свободным концом губы или губок и противоположным концом цилиндрического участка (например, несущей поверхности плоской поверхности), а толщина материала является толщиной уплотнителя в цилиндрическом участке или у губок. Многие уплотнители предшествующего уровня техники имеют наоборот большую толщину материала для максимального габаритного размера, который может быть того же порядка, что и размер уплотнителя согласно изобретению, что приводит к тому, что в уплотнителях предшествующего уровня техники упомянутое выше соотношение обычно приблизительно равно 5. Таким образом, в изобретении предлагается уплотнитель, форма которого позволяет обеспечить ему очень большой диапазон сжатия.
Сочетание следующих признаков: радиальные губки, большой диапазон сжатия и наличие продольного ребра, образующего компрессионный упор, обеспечивает исключительно высокие эксплуатационные показатели уплотнителя, предлагаемого в изобретении.
Для его лучшего понимания, изобретение описано со ссылкой на прилагаемые чертежи, представляющие в качестве неограничивающего примера один вариант осуществления уплотнителя, предлагаемого в изобретении.
Фиг.1 является видом в разрезе одного варианта выполнения уплотнения согласно изобретению, установленного на створку задней секции гондолы;
Фиг.2 является покомпонентным видом в аксонометрии узла воздушного судна, образующего реактивную струю, содержащего гондолу и турбореактивный двигатель;
Фиг.3 является частичным видом в аксонометрии задней створки гондолы, изображающим расположения уплотнителей, предлагаемых в изобретении;
Фиг.4 является увеличенным видом детали IV, проиллюстрированной на фиг.3.
Как проиллюстрировано на фиг.1, уплотнитель 1, предлагаемый в изобретении, содержит два участка: с одной стороны цилиндрический участок 2, который в данном примере представляет кольцевую секцию в покое, и с другой стороны две губки 3, образующие между собой букву V. Угол, образуемый двумя губками, составляет около 30°. Каждая из двух губок 3 проходит, в общем, радиально от образующей линии цилиндрического участка 2 внутрь.
Уплотнитель 1 на наружной поверхности, на стороне диаметрально противоположной двум губкам, содержит плоскую поверхность 4; в представленном варианте плоская поверхность 4 продолжается в поперечном направлении плоской подошвой 5.
Необходимо также отметить, что уплотнитель 1 содержит продольное ребро 6, ориентированное внутрь цилиндрического участка 2 и задняя поверхность которого упирается в плоскую поверхность 4.
Этот уплотнитель 1 может, например, быть выполнен формованием из эластичного материала, например силикона или эластомера, армированного углеродными или арамидными волокнами.
Необходимо также отметить, что пленка 8 из материала с низким коэффициентом трения, например ПТФЭ, может быть зафиксирована на уплотнителе 1. Эта пленка 8 наносится на поверхности губок 3, расположенные друг напротив друга, и также часть цилиндрического участка 2, расположенную между двумя губками 3.
Как показано на фиг.1, уплотнитель 1 закреплен и зафиксирован клеем на несущей поверхности уплотнителя 51 задней секции гондолы.
Для завершения крепежа уплотнителя 1 необходимо обеспечить размещение подошвы посередине между пожарозащитной пластиной 52 и несущей поверхностью створки 51.
В процессе эксплуатации уплотнитель 1, который зафиксирован на каждой створке 51 задней секции гондолы, входит в контакт с турбореактивным двигателем и в частности, с кожухом, окружающим компрессор турбореактивного двигателя 30. Затем уплотнитель 1 сжимается между створкой, на которой он установлен, и кожухом турбореактивного двигателя 30.
В ходе работы турбореактивного двигателя каждая из двух створок 51 может перемещаться на большую амплитуду в радиальном направлении, а также в осевом направлении относительно турбореактивного двигателя 30. В частности, амплитуда перемещений между створкой 51 и турбореактивным двигателем 30 может составлять около 20 мм.
Следовательно, уплотнитель 1, предлагаемый в изобретении, обеспечивает возможность поддержания контакта в любых обстоятельствах и, следовательно, создает герметичный барьер между кожухом турбореактивного двигателя 30 и створкой 51, даже при максимальной радиальной амплитуде. Уплотнитель 1, предлагаемый в изобретении, обеспечивает высокую прочность на сжатие, реализуемую, во-первых, за счет изгибания двух губок 3, обладающих относительно низкой жесткостью, которая в любом случае ниже жесткости цилиндрического участка 2; во-вторых, при увеличении радиальной амплитуды в результате перемещения створки 51 относительно турбореактивного двигателя 30, цилиндрический участок 2 может сжиматься до тех пор, пока он не упрется в продольное ребро 6.
В случае перемещения створки 51 гондолы относительно турбореактивного двигателя 30 в осевом направлении, уплотнитель 1 поддерживает герметичность двумя губками 3, способными повторять перемещение створки.
Таким образом, в изобретении предлагается уплотнитель 1, обеспечивающий возможность поддержания герметичного барьера между двумя элементами, испытывающими относительные перемещения большой амплитуды, однако при этом огибающая поверхность этого уплотнения 1, то есть объем, внутри которого уплотнение 1 способно перемещаться, остается ограниченной. Таким образом, уплотнение, предлагаемое в изобретении, предотвращает поступление вторичного потока по направлению к турбореактивному двигателю. Этого результата достигают сочетая эластичный цилиндрический участок 2 с одной, предпочтительно двумя, губками, что обеспечивает контакт в случае перемещения больших амплитуд.
Как проиллюстрировано на фиг.3 и 4, уплотнитель 1, предлагаемый в изобретении, может быть размещен на задней секции 50 гондолы:
- у верхней соединительной линии (позиция 1а);
- в соединительном регионе с передним каркасом гондолы (ссылочная позиция 1b);
- и/или на ВНК 53, спереди (позиция 1с).
Изобретение несомненно не ограничено описанным выше в качестве примера вариантом осуществления изобретения, а относится ко всем его вариантам. Например, крепежная подошва может быть расположена по обе стороны плоской поверхности.
Claims (8)
1. Уплотнитель, предназначенный для размещения между створкой (51) задней секции (50) гондолы и турбореактивным двигателем (30) в узле воздушного судна, образующем реактивную струю, указанный уплотнитель (1) имеет цилиндрический участок (2) и по меньшей мере одну губку (3), выступающую радиально от образующей линии цилиндрического участка (2), и дополнительно содержит продольное ребро (6), отходящее радиально внутрь цилиндрического участка (2), отличающийся тем, что максимальное соотношение габаритный размер/толщина материала более 10 или даже более 15.
2. Уплотнитель по п.1, отличающийся тем, что он имеет две, по существу, параллельные губки (3).
3. Уплотнитель по п.2, отличающийся тем, что две губки (3) ориентированы друг относительно друга в форме буквы V.
4. Уплотнитель по п.1, отличающийся тем, что цилиндрический участок (2) содержит плоскую поверхность (4) на своей наружной поверхности.
5. Уплотнитель по п.4, отличающийся тем, что плоская поверхность (4) расположена диаметрально противоположно по меньшей мере одной из губок (3).
6. Уплотнитель по п.4 или 5, отличающийся тем, что задняя поверхность продольного ребра (6) опирается на плоскую поверхность (4).
7. Уплотнитель по п.4 или 5, отличающийся тем, что плоская поверхность (4) имеет продолжение в виде крепежной подошвы (5).
8. Уплотнитель по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что он выполнен из эластичного материала, из стекла или арамида кремниевого типа, усиленного волокнами.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0705933A FR2920215B1 (fr) | 2007-08-20 | 2007-08-20 | Joint d'etancheite a grande amplitude d'ecrasement |
FRFR07/05933 | 2007-08-20 | ||
PCT/FR2008/001181 WO2009056699A2 (fr) | 2007-08-20 | 2008-08-08 | Joint d'étanchéité à grande amplitude d'écrasement |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010109771A RU2010109771A (ru) | 2011-09-27 |
RU2481483C2 true RU2481483C2 (ru) | 2013-05-10 |
Family
ID=39231054
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010109771/06A RU2481483C2 (ru) | 2007-08-20 | 2008-08-08 | Уплотнитель с большим диапазоном сжатия |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20110024994A1 (ru) |
EP (1) | EP2179202B1 (ru) |
CN (1) | CN101809339B (ru) |
BR (1) | BRPI0814919A2 (ru) |
CA (1) | CA2696837C (ru) |
FR (1) | FR2920215B1 (ru) |
RU (1) | RU2481483C2 (ru) |
WO (1) | WO2009056699A2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2795414C2 (ru) * | 2018-12-14 | 2023-05-03 | Сафран Эркрафт Энджинз | Усовершенствованное противопожарное устройство, предназначенное для установки между концом подкоса крепления газотурбинного двигателя летательного аппарата и капотом газотурбинного двигателя, ограничивающим отсек промежуточного потока |
Families Citing this family (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3010698B1 (fr) * | 2013-09-13 | 2017-01-13 | Aircelle Sa | Joint d'etancheite a grande amplitude de deplacement |
FR3018329B1 (fr) * | 2014-03-07 | 2016-03-04 | Aircelle Sa | Joint de type bulle integrant au moins une butee rigide |
BE1022170B1 (fr) * | 2014-10-15 | 2016-02-24 | Techspace Aero S.A. | Capot moteur isolant pour test de turbomachine sur banc d'essais |
US10077669B2 (en) | 2014-11-26 | 2018-09-18 | United Technologies Corporation | Non-metallic engine case inlet compression seal for a gas turbine engine |
US10174677B2 (en) | 2016-06-17 | 2019-01-08 | Rohr, Inc. | Close-out enclosure for panel of a gas turbine engine |
FR3053957B1 (fr) | 2016-07-12 | 2018-08-31 | Safran Nacelles | Ensemble arriere de nacelle de turboreacteur comportant un dispositif d'etancheite anti-feu |
FR3072908B1 (fr) | 2017-10-26 | 2021-02-26 | Safran Nacelles | Ensemble propulsif pour aeronef |
FR3078109B1 (fr) * | 2018-02-16 | 2020-03-20 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de resistance au feu destine a etre interpose entre une extremite amont de mat d'accrochage de turbomachine d'aeronef, et un capotage de la turbomachine delimitant un compartiment inter-veine |
US10900368B2 (en) * | 2018-09-26 | 2021-01-26 | The Boeing Company | Seal systems for use with aircraft |
FR3088373B1 (fr) | 2018-11-09 | 2021-03-19 | Safran Nacelles | Joint d’etancheite pour nacelle de turboreacteur d’aeronef |
FR3089270B1 (fr) * | 2018-11-29 | 2020-11-13 | Safran Aircraft Engines | Joint d’etanchéité pour porte de vanne de décharge d’une turbomachine |
FR3089561B1 (fr) * | 2018-12-05 | 2022-04-01 | Safran Aircraft Engines | Dispositif ameliore d’etancheite a l’air destine a etre interpose entre un element de carter de turbomachine d’aeronef a double flux, et un element de nacelle |
FR3090041B1 (fr) | 2018-12-14 | 2020-11-27 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de resistance au feu ameliore destine a etre interpose entre une extremite de mat d’accrochage de turbomachine d’aeronef, et un capotage de la turbomachine delimitant un compartiment inter-veine |
US11472564B2 (en) | 2019-03-12 | 2022-10-18 | Rohr, Inc. | Seal arrangement |
US11414200B2 (en) | 2019-04-29 | 2022-08-16 | Rohr, Inc. | Fan cowl securement retainers |
FR3099221B1 (fr) | 2019-07-22 | 2022-08-26 | Safran Nacelles | Joint d’étanchéité pour aéronef |
FR3128504A1 (fr) | 2021-10-27 | 2023-04-28 | Safran Nacelles | Joint d’étanchéité pour ensemble propulsif |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU205589A1 (ru) * | В. Я. Филатов , В. Г. Мигачев | УСТРОЙСТВО дл УПЛОТНЕНИЯ стыковки КАНАЛА ВОЗДУХОЗАБОРНИКА С ДВИГАТЕЛЕМ | ||
GB2201201A (en) * | 1987-02-18 | 1988-08-24 | Belling & Co Ltd | Gasketed structure |
SU1436400A1 (ru) * | 1987-03-30 | 1994-12-30 | А.Л. Доброскоков | Гондола силовой установки летательного аппарата |
US5775639A (en) * | 1994-12-15 | 1998-07-07 | Fage; Etienne | Thrust reverser with pivoting doors which can move in translation |
WO2004113772A1 (en) * | 2003-04-04 | 2004-12-29 | Trelleborg Ab | Sealing strip |
WO2005110845A1 (fr) * | 2004-04-27 | 2005-11-24 | Aircelle | Groupe turbopropulseur pour aeronef a installation aerodynamique amelioree |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2263806A (en) * | 1938-09-23 | 1941-11-25 | Packard Motor Car Co | Motor vehicle |
US2910209A (en) * | 1953-08-18 | 1959-10-27 | Walter K Nelson | Sealer strips |
US3226780A (en) * | 1964-07-06 | 1966-01-04 | Robert L Landis | Sealing means |
US3371445A (en) * | 1965-09-15 | 1968-03-05 | Youngstown Steel Door Co | Double sliding flush plug door gasket |
US3452481A (en) * | 1967-11-13 | 1969-07-01 | Pullman Inc | Double plug door sealing arrangement |
GB1264881A (ru) * | 1968-10-21 | 1972-02-23 | ||
US4010573A (en) * | 1972-02-18 | 1977-03-08 | Draftex Development Ag | Sealing or trimming strip structure |
US4255903A (en) * | 1979-07-18 | 1981-03-17 | Clarke Reynolds | Snap-together sealing gasket |
US4627655A (en) * | 1983-01-21 | 1986-12-09 | Leer, Incorporated | Pick-up cap construction |
US5074773A (en) * | 1990-04-12 | 1991-12-24 | Davidson Textron Inc. | Adjustable gasket alignment block |
DE9106181U1 (de) * | 1991-05-18 | 1991-07-25 | Technoprofil Breidenbach & Blau GmbH & Co. KG, 42327 Wuppertal | Dichtungsprofil |
CN2147334Y (zh) * | 1992-09-01 | 1993-11-24 | 董克平 | 密封机柜门的山形密封条 |
US5581951A (en) * | 1995-07-13 | 1996-12-10 | Pennsylvania Rail Car Company | Rail car crown gasket |
DE29621997U1 (de) * | 1996-12-19 | 1998-02-19 | Meteor Gummiwerke K. H. Bädje GmbH & Co, 31167 Bockenem | Dichtungssystem für den Dachrahmen eines Hardtops oder Coupes oder eines Faltverdecks |
DE29905160U1 (de) * | 1999-03-20 | 2000-06-21 | Baedje K H Meteor Gummiwerke | Dichtungsprofil |
GB0215815D0 (en) * | 2002-07-09 | 2002-08-14 | Rolls Royce Plc | Sealing device |
SE0300998D0 (sv) * | 2003-04-04 | 2003-04-04 | Trelleborg Ab | Sealing strip |
US7487616B2 (en) * | 2005-04-05 | 2009-02-10 | Central Sales & Service, Inc. | Rail car door sealing gasket |
CN2911340Y (zh) * | 2006-05-28 | 2007-06-13 | 吕西元 | 防火阀、排烟阀用密封条 |
-
2007
- 2007-08-20 FR FR0705933A patent/FR2920215B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-08-08 RU RU2010109771/06A patent/RU2481483C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-08-08 US US12/674,066 patent/US20110024994A1/en not_active Abandoned
- 2008-08-08 EP EP08843555.7A patent/EP2179202B1/fr active Active
- 2008-08-08 WO PCT/FR2008/001181 patent/WO2009056699A2/fr active Application Filing
- 2008-08-08 CN CN200880102557.9A patent/CN101809339B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2008-08-08 BR BRPI0814919-4A2A patent/BRPI0814919A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-08-08 CA CA2696837A patent/CA2696837C/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU205589A1 (ru) * | В. Я. Филатов , В. Г. Мигачев | УСТРОЙСТВО дл УПЛОТНЕНИЯ стыковки КАНАЛА ВОЗДУХОЗАБОРНИКА С ДВИГАТЕЛЕМ | ||
GB2201201A (en) * | 1987-02-18 | 1988-08-24 | Belling & Co Ltd | Gasketed structure |
SU1436400A1 (ru) * | 1987-03-30 | 1994-12-30 | А.Л. Доброскоков | Гондола силовой установки летательного аппарата |
US5775639A (en) * | 1994-12-15 | 1998-07-07 | Fage; Etienne | Thrust reverser with pivoting doors which can move in translation |
WO2004113772A1 (en) * | 2003-04-04 | 2004-12-29 | Trelleborg Ab | Sealing strip |
WO2005110845A1 (fr) * | 2004-04-27 | 2005-11-24 | Aircelle | Groupe turbopropulseur pour aeronef a installation aerodynamique amelioree |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2795414C2 (ru) * | 2018-12-14 | 2023-05-03 | Сафран Эркрафт Энджинз | Усовершенствованное противопожарное устройство, предназначенное для установки между концом подкоса крепления газотурбинного двигателя летательного аппарата и капотом газотурбинного двигателя, ограничивающим отсек промежуточного потока |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2179202A2 (fr) | 2010-04-28 |
CA2696837C (en) | 2016-02-16 |
CN101809339A (zh) | 2010-08-18 |
CN101809339B (zh) | 2014-07-30 |
FR2920215A1 (fr) | 2009-02-27 |
FR2920215B1 (fr) | 2009-12-04 |
WO2009056699A3 (fr) | 2009-06-25 |
RU2010109771A (ru) | 2011-09-27 |
CA2696837A1 (en) | 2009-05-07 |
EP2179202B1 (fr) | 2017-02-15 |
BRPI0814919A2 (pt) | 2015-02-03 |
US20110024994A1 (en) | 2011-02-03 |
WO2009056699A2 (fr) | 2009-05-07 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2481483C2 (ru) | Уплотнитель с большим диапазоном сжатия | |
ES2424151T3 (es) | Panel acústico anular para un conjunto de motor de aeronave | |
US12018630B2 (en) | Aircraft seal | |
US10571025B2 (en) | Aircraft fire seal structure and aircraft | |
US9976484B2 (en) | Core compartment ventilation devices for nacelles of gas turbine engines for cooling a core compartment of a gas turbine engine | |
US9784213B2 (en) | Aeroengine thrust reverser arrangement | |
US10718269B2 (en) | Aircraft seal structure and aircraft | |
US9261112B2 (en) | Dampers for fan spinners of aircraft engines | |
US9879780B2 (en) | Sliding seal | |
US20150007896A1 (en) | Air inlet structure for a turbojet engine nacelle of laminar type | |
US8925332B2 (en) | Anti-fire seal assembly and nacelle comprising such a seal | |
US10900368B2 (en) | Seal systems for use with aircraft | |
CN113226918B (zh) | 涡轮发动机的排气阀门的密封件 | |
ITMI20112391A1 (it) | Dispositivi e metodi per attuare valvole | |
EP3358149B1 (en) | Bleed valve with neutral or closing bias | |
RU2474740C2 (ru) | Сдвоенный уплотнитель | |
CN208089616U (zh) | 使风机壳体在振动中保持稳定密封的密封结构 | |
US11472564B2 (en) | Seal arrangement | |
US20080252021A1 (en) | Seal arrangement | |
US10859166B2 (en) | Gas turbine engine | |
RU2463511C2 (ru) | Уплотнение с интегрированной стыковочной поверхностью | |
US20230066032A1 (en) | Seal for a gas turbine engine | |
EP3750813B1 (en) | Fire seal assemblies for aircraft engines | |
CN209511117U (zh) | 一种全硫化式静组的机械密封 | |
CN110566678A (zh) | 一种三角圈结构软密封蝶阀 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160809 |