RU2487056C2 - Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата - Google Patents
Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2487056C2 RU2487056C2 RU2008146137/11A RU2008146137A RU2487056C2 RU 2487056 C2 RU2487056 C2 RU 2487056C2 RU 2008146137/11 A RU2008146137/11 A RU 2008146137/11A RU 2008146137 A RU2008146137 A RU 2008146137A RU 2487056 C2 RU2487056 C2 RU 2487056C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbojet engine
- outer shell
- forces
- pylon
- housing
- Prior art date
Links
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 9
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 5
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 16
- 230000008447 perception Effects 0.000 description 7
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 4
- 239000012895 dilution Substances 0.000 description 3
- 238000010790 dilution Methods 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 3
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 2
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 description 2
- 239000000806 elastomer Substances 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B64D27/40—
Abstract
Турбореактивный двигатель содержит передний вентилятор, размещенный за вентилятором промежуточный корпус с наружной обечайкой и ступицей, которые соединены между собой посредством радиальных плеч, и выпускной корпус с наружной обечайкой. Корпусы двигателя выровнены по одной оси XX. Пилон содержит кессон вытянутой формы, который спереди жестко крепится к наружной обечайке промежуточного корпуса посредством переднего крепления, которое содержит средство передачи осевых и боковых усилий, а сзади - посредством заднего крепления к выпускному корпусу. Переднее крепление кессона воспринимает усилия в осевом направлении, параллельном оси XX, в вертикальном направлении, в поперечном направлении, которое перпендикулярно как к осевому направлению, так и к вертикальному направлению, и воспринимает момент вокруг осевого направления. Переднее крепление включает в себя горизонтальную пластину в плоскости, определяемой осевым и поперечным направлениями, которая располагается на основании, жестко соединенном с наружной обечайкой промежуточного корпуса, срезной штифт, который проходит в вертикальном направлении и пересекает пластину и основание, и пару малых тяг в виде буквы V. Передние концы малых тяг представляют вершину V, закрепленную посредством стыковочного узла к наружной обечайке промежуточного корпуса. Уменьшаются усилия, проходящие между передней и задней частями двигателя. 15 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности турбореактивных двигателей с передним вентилятором, и их подвески к летательному аппарату.
Турбореактивный двигатель с передним вентилятором содержит ротор вентилятора большого диаметра, располагаемый в корпусе, на котором монтируется канал воздухозаборника. Промежуточный корпус размещается непосредственно за корпусом вентилятора. Сзади продолжением ступицы корпуса является корпус первого контура, состоящий из различных корпусов компрессоров, камеры сгорания, турбин и выпускного воздуха. Воздух, поступающий по каналу воздухозаборника, проходя через ротор вентилятора, подвергается сжатию, а затем разделяется на два концентрических цилиндрических потока: поток первичного воздуха и поток вторичного воздуха. Последний обтекает двигатель и выбрасывается за ступенями турбины либо в холодном состоянии в виде отдельного потока, или смешенным с потоком первичного воздуха. Поток первичного воздуха подвергается дополнительному сжатию перед смешением с топливом для образования горячих газов в камере сгорания. Горячие газы поступают на последовательно установленные ступени турбины, которые приводят во вращение вокруг оси двигателя вентилятор и ступени сжатия воздуха. Затем поток первичного воздуха выбрасывается, образуя часть силы тяги. Сила тяги в большей степени формируется потоком вторичного воздуха. Соотношение между расходом вторичного воздуха и расходом первичного воздуха называется коэффициентом разбавления, при этом увеличение мощности двигателей ведет к разработке двигателей с большим коэффициентом разбавления, которые обладают большим соотношением диаметров корпуса вентилятора и корпуса первого контура.
В случае использования традиционного способа подвески двигатели крепятся при помощи пилона к летательному аппарату на крыле или под крылом или к фюзеляжу. Пилон имеет форму вытянутого и жесткого кессона, способного передавать усилия в трех направлениях - осевом, боковом и вертикальном - между двигателем и конструкцией летательного аппарата, при этом осью является ось двигателя. Подвеска двигателя к пилону локализована в двух вертикальных плоскостях: первой плоскости в передней части, проходящей через промежуточный корпус, и в задней части, проходящей через выпускной корпус. Эти два корпуса являются конструктивными элементами двигателя, удерживающими, в частности, передний и задний подшипники, соответственно. Что касается передней плоскости, то выделяются два различных применяемых в настоящее время способа подвески на гражданских самолетах: первый - на наружной обечайке промежуточного корпуса, второй - на уровне ступицы этого же корпуса.
Технической задачей настоящего изобретения, что касается способа передней подвески, является крепление посредством наружной обечайки промежуточного корпуса.
В случае изостатических узлов подвески усилия передаются посредством малых тяг или аналогичных деталей, соединяющих двигатель с пилоном, которые крепятся путем соединений шарового типа таким образом, чтобы работать исключительно на растяжение и сжатие. Такое расположение предусматривает возможность обеспечения передачи усилий в трех направлениях - осевом Fx, вертикальном Fz и боковом Fy, а также моментов в этих же трех направлениях, соответственно, Mx, My, Mz. Кроме креплений между промежуточным и выпускным корпусами узел подвески содержит также тяги передачи или приема силы тяги, которые соединяют ступицу промежуточного корпуса с задним креплением, в известных случаях с пилоном рядом с задним креплением. Передняя плоскость узла подвески, которая, как правило, располагается на промежуточном корпусе, воспринимает боковые и вертикальные усилия, а задняя плоскость узла подвески воспринимает боковые и вертикальные усилия, а также момент вокруг оси двигателя. Боковые и вертикальные моменты воспринимаются посредством реакций в направлениях, противоположных двум плоскостям узла подвески.
К проблемам, связанным с подвеской двигателей, можно отнести искривления корпусов, которые, с одной стороны, являются результатом точечных передач усилий, при этом точки крепления типа тяги и прицепной серьги образуют небольшие по размерам зоны, с другой стороны, являются результатом смещения восприятия силы тяги на пилон относительно вектора силы тяги вдоль оси двигателя. Следствием крутящего момента, формируемого двумя силами, является изгибание двигателя вдоль собственной оси, которое ухудшает состояние зазоров между неподвижными и вращающимися частями, снижает рабочие характеристики и негативно отражается на удельном расходе. Это также приводит к износу деталей в результате трения и сокращению срока эксплуатации двигателя. Такое явление более выражено при больших амплитудах деформаций и проявляется в двигателях, обладающих более высоким коэффициентом разбавления и большим соотношением диаметров корпуса вентилятора и корпуса первого контура.
Технической задачей настоящего изобретения, следовательно, является узел подвески турбореактивного двигателя с передним вентилятором к пилону, передающий ему усилия без деформации в отдельных местах или в целом цилиндрических корпусов, в которых размещены вращающиеся детали. Его технической задачей также является узел подвески оптимальной массы. И наконец, узел подвески не должен мешать доступу и обслуживанию.
Реализации этой цели, согласно изобретению, удается достичь в турбореактивном двигателе, подвешенном к пилону летательного аппарата; при этом турбореактивный двигатель содержит передний вентилятор, размещенный за вентилятором промежуточный корпус с наружной обечайкой и ступицей, которые соединены между собой посредством радиальных плеч, и выпускной корпус с наружной обечайкой; при этом два корпуса выровнены по одной оси ХХ, а пилон содержит конструктивный кессон вытянутой формы. Турбореактивный двигатель отличается тем, что упомянутый кессон впереди жестко крепится к наружной обечайке промежуточного корпуса посредством крепления, которое содержит средство передачи осевых и боковых усилий, а сзади - посредством крепления к упомянутому выпускному корпусу.
Предлагаемое изобретение основывается на отличительном признаке, согласно которому при нормальном функционировании двигателя основной путь усилий к пилону проходит через переднюю часть двигателя и уменьшает, таким образом, усилия, проходящие между передней и задней частями двигателя. Задействуемыми усилиями являются, в частности, сила тяги, сила тяжести и аэродинамические усилия канала воздухозаборника.
Впрочем, известна заявка на патент WO 2007/033994, относящаяся к узлу подвески, которая, как и настоящая заявка, направлена на уменьшение или исключение эффекта искривления каркаса, в частности продольного изгибания, вызванного силой тяги двигателя. Однако, согласно содержащемуся в данном документе решению, задняя подвеска двигателя определенно исключена, что вызывает ярко выраженные искривления под действием силы тяжести и не создает условий для решения соответствующим образом проблемы искривления на корпусе. Кроме того, относительно такого решения изобретение позволяет воспринимать крутящий момент Mz, образующийся вокруг вертикального направления, между передней и задней плоскостями, что создает возможность уменьшить значимость переднего крепления при точечном восприятии возможных усилий.
Кроме того, турбореактивный двигатель имеет следующие отличительные признаки, взятые в отдельности или в комбинации.
Упомянутым средством передачи осевых усилий является срезной штифт.
Переднее крепление содержит переднюю пластину, жестко соединенную с кессоном. Эта пластина может крепиться болтами или на наружной обечайке промежуточного корпуса.
Переднее крепление содержит, по меньшей мере, по одной малой тяге с каждой стороны кессона, соединенной сбоку с наружной обечайкой промежуточного корпуса и установленной таким образом, чтобы передавать только усилия растяжения или сжатия.
В частности, переднее крепление содержит пару малых тяг с каждой стороны кессона, соединенных с наружной обечайкой промежуточного корпуса, при этом каждая малая тяга установлена таким образом, чтобы передавать только усилия растяжения или сжатия.
Турбореактивный двигатель содержит две тяги передачи силы тяги, которые впереди соединены со ступицей промежуточного корпуса, а сзади - с задним креплением или непосредственно с пилоном.
Заднее крепление выпускного корпуса относится к гибкому типу, при этом, в частности, гибкое крепление содержит две накладки, передающих вертикальные усилия, а также одну накладку, передающую боковые усилия.
В качестве альтернативного варианта заднее крепление к промежуточному корпусу относится к жесткому типу, при этом, в частности, заднее крепление к выпускному корпусу содержит поперечную балку, соединенную с наружной обечайкой выпускного корпуса посредством, по меньшей мере, двух малых тяг, закрепленных путем шаровых соединений.
В соответствии с частным способом осуществления изобретения, кессон спереди содержит узел, состоящий из трех жестких плеч, закрепленных в трех точках на наружной обечайке промежуточного корпуса. Жесткие плечи могут крепиться на наружной обечайке промежуточного корпуса путем шаровых соединений.
Далее приводится более детальное описание изобретения, способов его осуществления, которые не носят ограничительного характера, при этом описание сделано со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
- фиг.1 схематично изображает вид в перспективе турбореактивного двигателя, подвешенного к пилону согласно изобретению;
- фиг.2 изображает двигатель и распределение усилий по основным осям;
- фиг.3 - вид спереди в изометрической перспективе детали переднего крепления кессона на наружной обечайке промежуточного корпуса;
- фиг.4 - осевой разрез плоскости соединения между кессоном и обечайкой;
- фиг.5 схематично изображает гибкое крепление между кессоном пилона и выпускным корпусом;
- фиг.6 схематично изображает жесткое крепление между кессоном пилона и выпускным корпусом;
- фиг.7 изображает вариант осуществления крепления к обечайке промежуточного корпуса.
Как это показано на фиг.1 и 2, турбореактивный двигатель 1 является турбореактивным двигателем с передним турбовентилятором (изображен только корпус 2), за которым располагается промежуточный корпус 3. Передняя часть, откуда поступает воздух, на фигуре чертежа находится слева.
Сзади виден корпус 4 компрессионной секции. Эта секция соединена с камерой сгорания 5 кольцевого типа. Ступени турбины 7 располагаются за камерой сгорания. В конце двигателя размещается выпускной корпус 8, который является известным специалистам конструктивным элементом и, как и промежуточный корпус, содержит удерживающую подшипники ступицу, наружную обечайку и радиальные плечи передачи усилий между ступицей и наружной обечайкой.
Отметка, относительно которой производится ориентирование осей, составляющих усилий и моментов, включает в себя ось Ох, параллельную оси ХХ двигателя, при этом предполагается, что она является горизонтальной и ориентирована спереди назад; ось Oz является вертикальной осью, а ось Oy - поперечной осью.
Двигатель крепится к конструкции летательного аппарата, крылу или фюзеляжу посредством, как это известно, пилона 9. Последний в целом имеет форму жесткого кессона в виде параллелепипеда. Он обеспечивает передачу всех усилий между двигателем и конструкцией.
Узел подвески, представляющий собой совокупность деталей или органов, обеспечивающих крепление двигателя и передачу усилий между двигателем и пилоном, содержит переднее крепление 10 между наружной обечайкой промежуточного корпуса 3 и пилоном 9, заднее крепление 11 между наружной обечайкой выпускного корпуса 8 и пилоном, а также две тяги 12 восприятия или передачи силы тяги.
В соответствии с изобретением, переднее крепление 10 устанавливается для восприятия сил Fx в направлении Ox, Fy - в направлении Oy, Fz - в направлении Oz, а также, по меньшей мере, части момента Mx вокруг направления Ox.
Заднее крепление 11 устанавливается для восприятия сил Fy в направлении Oy и сил Fz в направлении Oz, а также части осевого момента Мх.
Тяги 12 восприятия силы тяги устанавливаются для восприятия части сил Fx в направлении Ox. Они крепятся спереди на ступице 31 промежуточного корпуса по обе стороны вертикальной плоскости (Ox, Oz), проходящей через ось XX двигателя; сзади они крепятся непосредственно на кессоне 9 пилона. Они могут также крепиться на балке заднего крепления, которая присоединяет выпускной корпус к пилону, а в случае необходимости при помощи поперечины.
Таким образом, подвеска представляет основной путь усилий вокруг промежуточного корпуса с прохождением через наружную обечайку 32 промежуточного корпуса.
На фиг.3 и 4 изображен пример переднего крепления 10, основным предназначением которого является восприятие осевых усилий. Передний конец кессона 9 содержит пластину 90 в плоскости (Ox; Oy), которая располагается на основании 32а, жестко соединенном с наружной обечайкой 32 промежуточного корпуса 3. Пластина и основание пересекаются по оси Oz срезным штифтом 35. Срезной штифт предназначен для образования средства передачи осевых усилий между обечайкой 32 и кессоном 9. В данном случае болты 36 удерживают пластину упирающейся в основание 32а и обеспечивают частичное восприятие вертикальных усилий. Поскольку толкающие усилия передаются обечайкой 32, последняя в связи с этим усиливается, например, прикрепленной болтами балкой в форме полукруга. Осевые усилия, вызванные силой тяги по оси двигателя, поднимаются на пилон 9 посредством радиального жесткого плеча 34 промежуточного корпуса.
Следует напомнить, что промежуточный корпус 3 является конструктивной деталью двигателя со ступицей, внутри которой установлены передние подшипники, удерживающие соосные валы роторов. Например, в двухвальном двигателе с передним вентилятором и двумя соосными валами для роторов низкого давления и высокого давления ступица содержит три передних подшипника двигателя. Наружная обечайка 32 соединяется со ступицей посредством радиальных плеч, часть которых является элементами конструкции и установлены для передачи усилий между двумя деталями - ступицей и наружной обечайкой. Верхнее радиальное плечо 34s, расположенное в положении, соответствующем 12.00, рассчитано таким образом, чтобы постоянно обеспечивать передачу силы тяги между ступицей и наружной обечайкой в месте крепления кессона 9.
Помимо срезного штифта возможны также и другие решения.
Восприятие боковых усилий обеспечивается посредством системы малых тяг, которые крепятся путем двойного шарового соединения. Согласно способу осуществления изобретения, две малые тяги 91 и 92 располагаются в виде буквы V, вершина которой крепится посредством стыковочного узла к наружной обечайке 32 промежуточного корпуса. Крепления осуществлены путем шаровых соединений известным специалистам образом, позволяющим передавать усилия только по оси тяги. Образованная малыми тягами буква V находится в вертикальной плоскости, перпендикулярной оси двигателя. Таким образом, каждая пара малых тяг в виде буквы V не воспринимает никаких усилий вдоль направления оси двигателя.
Что касается заднего крепления 11, возможны два варианта.
Согласно первому способу осуществления изобретения, изображенному на фиг.5, заднее крепление является креплением гибкого типа 110 с двумя накладками 112 и 111 для восприятия вертикальных усилий. Две накладки располагаются в плоскости, поперечной относительно оси, по обе стороны от вертикальной плоскости, которая проходит через эту сеть. Накладки содержат часть из эластомера 112а, 111b, соединенную с кессоном, не показан на фигуре, и тягу 112b, 111b, соединенную посредством крепления шарового типа с наружной обечайкой 82 выпускного корпуса 8. Накладки, коэффициент упругости которых контролируется, изготовлены из эластомера или из любого другого гибкого композитного материала.
Для восприятия части момента Мх вокруг оси ХХ между двумя первыми накладками располагается третья накладка 113 с соединением по касательной.
Согласно другому способу осуществления изобретения, изображенному на фиг.6, крепление 114 является жестким с двумя боковыми малыми тягами 115 и 116, которые крепятся путем шаровых соединений между наружной обечайкой 82 выпускного корпуса 8 и балкой 117, поперечной оси ХХ, которая жестко крепится на кессоне 9. Для восприятия части момента Мх третья малая тяга 118 крепится по касательной между обечайкой 82 и балкой 117.
Согласно варианту, изображенному на фиг.7, кессон 19 в передней части содержит три конструктивных ответвления 19а, 19b, 19с. Конец каждого ответвления крепится к наружной обечайке промежуточного корпуса путем соединения, аналогичного изображенному на фиг.3.
Claims (16)
1. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, при этом турбореактивный двигатель содержит: передний вентилятор, размещенный за вентилятором промежуточный корпус с наружной обечайкой и ступицей, которые соединены между собой посредством радиальных плеч, и выпускной корпус с наружной обечайкой; при этом два корпуса выровнены по одной оси XX, а пилон содержит конструктивный кессон вытянутой формы, отличающийся тем, что упомянутый кессон спереди жестко крепится к наружной обечайке промежуточного корпуса посредством переднего крепления, которое содержит средство передачи осевых и боковых усилий, а сзади - посредством заднего крепления к упомянутому выпускному корпусу, при этом переднее крепление кессона воспринимает усилия в осевом направлении, параллельном оси XX, в вертикальном направлении, которое перпендикулярно к осевому направлению, в поперечном направлении, которое перпендикулярно как к осевому направлению, так и к вертикальному направлению, и воспринимает момент вокруг осевого направления, и при этом переднее крепление включает в себя горизонтальную пластину в плоскости, определяемой осевым и поперечным направлениями, которая располагается на основании, жестко соединенном с наружной обечайкой промежуточного корпуса, срезной штифт, который проходит в вертикальном направлении и пересекает пластину и основание, и пару малых тяг в виде буквы V, передние концы малых тяг представляют вершину V, закрепленную посредством стыковочного узла к наружной обечайке промежуточного корпуса.
2. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.1, в котором упомянутым средством передачи усилий является срезной штифт.
3. Турбореактивный двигатель по п.1, в котором переднее крепление содержит пластину, жестко соединенную с кессоном спереди.
4. Турбореактивный двигатель по п.2, в котором переднее крепление содержит пластину, жестко соединенную с кессоном спереди.
5. Турбореактивный двигатель по п.4, в котором данная пластина, жестко соединенная с кессоном, крепится болтами на наружной обечайке промежуточного корпуса.
6. Турбореактивный двигатель по п.1, в котором переднее крепление содержит, по меньшей мере, одну малую тягу с каждой стороны кессона, соединенную сбоку с наружной обечайкой промежуточного корпуса и расположенную таким образом, чтобы передавать только усилия растяжения или сжатия.
7. Турбореактивный двигатель по п.6, в котором переднее крепление содержит пару малых тяг с каждой стороны кессона, соединенных сбоку с наружной обечайкой промежуточного корпуса и расположенных таким образом, чтобы передавать только усилия растяжения или сжатия.
8. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.1, в котором кессон содержит спереди узел из трех жестких плеч, закрепленных в трех точках на наружной обечайке промежуточного корпуса.
9. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.8, в котором жесткие плечи крепятся на наружной обечайке промежуточного корпуса посредством шаровых соединений.
10. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по любому из предыдущих пунктов, содержащий две тяги передачи силы тяги, соединенные спереди со ступицей промежуточного корпуса, а сзади - с задним креплением.
11. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по любому из пп.1-9, содержащий две тяги передачи силы тяги, соединенные спереди со ступицей промежуточного корпуса, а сзади - с пилоном.
12. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.1, в котором заднее крепление к выпускному корпусу относится к гибкому типу.
13. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.12, в котором гибкое крепление содержит две накладки, передающие вертикальные усилия.
14. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.13, в котором гибкое крепление содержит накладку, передающую боковые усилия.
15. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.1, в котором заднее крепление к выпускному корпусу относится к жесткому типу.
16. Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата, по п.15, в котором заднее крепление к выпускному корпусу содержит поперечную балку, соединенную с наружной обечайкой выпускного корпуса посредством, по меньшей мере, двух малых тяг, закрепленных посредством шаровых соединений.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0708231A FR2924094B1 (fr) | 2007-11-23 | 2007-11-23 | Turboreacteur suspendu a un pylone d'aeronef |
FR0708231 | 2007-11-23 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008146137A RU2008146137A (ru) | 2010-05-27 |
RU2487056C2 true RU2487056C2 (ru) | 2013-07-10 |
Family
ID=39523594
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008146137/11A RU2487056C2 (ru) | 2007-11-23 | 2008-11-21 | Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8141817B2 (ru) |
EP (1) | EP2062819B1 (ru) |
JP (1) | JP5358162B2 (ru) |
CN (1) | CN101469647B (ru) |
CA (1) | CA2645233C (ru) |
DE (1) | DE602008005092D1 (ru) |
ES (1) | ES2360264T3 (ru) |
FR (1) | FR2924094B1 (ru) |
RU (1) | RU2487056C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2677312C2 (ru) * | 2013-11-07 | 2019-01-16 | Снекма | Газотурбинная установка, оборудованная средствами передачи усилий тяги ее двигателя |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2926536B1 (fr) * | 2008-01-23 | 2010-07-30 | Snecma | Accrochage d'un systeme propulsif a un element de structure d'un aeronef |
FR2948635B1 (fr) * | 2009-07-31 | 2011-08-26 | Airbus Operations Sas | Assemblage pour aeronef comprenant un mat d'accrochage de turbomachine dont les moyens d'attache sur la voilure sont agences en t |
FR2950322B1 (fr) * | 2009-09-22 | 2012-05-25 | Airbus Operations Sas | Element d'accrochage d'un moteur d'aeronef, ensemble d'aeronef comprenant cet element et aeronef associe |
FR2950860B1 (fr) * | 2009-10-01 | 2011-12-09 | Airbus Operations Sas | Dispositif d'accrochage d'un moteur a un mat d'aeronef |
FR3000721B1 (fr) * | 2013-01-09 | 2016-10-14 | Airbus Operations Sas | Ensemble propulsif d'aeronef comprenant un carenage aerodynamique arriere de mat d'accrochage a parois laterales profilees pour l'injection d'air frais le long d'un plancher de protection thermique |
EP3024729B1 (en) | 2013-07-26 | 2022-04-27 | MRA Systems, LLC | Aircraft engine pylon |
FR3010147B1 (fr) * | 2013-08-28 | 2015-08-21 | Snecma | Suspension isostatique d'un turboreacteur par double support arriere |
FR3020343B1 (fr) * | 2014-04-23 | 2017-10-27 | Airbus Operations Sas | Ensemble pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage constituee par trois elements independants |
FR3041935B1 (fr) * | 2015-10-05 | 2017-12-15 | Airbus Operations Sas | Ensemble moteur pour aeronef comprenant au moins deux attaches moteur arriere decalees axialement l'une de l'autre |
FR3065442B1 (fr) * | 2017-04-25 | 2021-03-19 | Airbus Operations Sas | Ensemble moteur pour aeronef comprenant une attache moteur avant integree au caisson du mat d'accrochage |
KR102405427B1 (ko) * | 2018-03-05 | 2022-06-07 | 한화에어로스페이스 주식회사 | 가스터빈 엔진의 지지 장치 |
CN109592051A (zh) * | 2018-12-03 | 2019-04-09 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种发动机安装结构 |
FR3095675B1 (fr) * | 2019-05-03 | 2021-04-09 | Safran Aircraft Engines | Mélangeur à flux séparés de turbomachine |
FR3114801A1 (fr) * | 2020-10-02 | 2022-04-08 | Airbus Operations | Assemblage d’un mat avec une aile d’un aeronef |
FR3123323A1 (fr) * | 2021-05-27 | 2022-12-02 | Safran Aircraft Engines | Structure de liaison et de support d’une turbomachine a un pylone d’aeronef |
Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4079981A (en) * | 1975-10-03 | 1978-03-21 | Dornier Gmbh | Engine suspension on aircraft |
GB2010969A (en) * | 1977-12-22 | 1979-07-04 | Rolls Royce | Mounting for Gas Turbine Jet Propulsion Engine |
US4634081A (en) * | 1983-12-30 | 1987-01-06 | The Boeing Company | Aft engine mount with vibration isolators |
US5238206A (en) * | 1991-08-14 | 1993-08-24 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Rear hanging structure for a turbojet engine |
RU2104228C1 (ru) * | 1993-07-01 | 1998-02-10 | Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд" | Устройство для крепления авиационного двигателя к самолету |
US6347765B1 (en) * | 1999-05-19 | 2002-02-19 | Aerospatiale Airbus | Device for attaching an aircraft engine to a strut |
US6474596B1 (en) * | 1999-10-07 | 2002-11-05 | Snecma Moteurs | Suspension system with intrinsic safety features for aircraft powerplants |
US6843449B1 (en) * | 2004-02-09 | 2005-01-18 | General Electric Company | Fail-safe aircraft engine mounting system |
US7021585B2 (en) * | 2003-06-30 | 2006-04-04 | Snecma Moteurs | Aircraft engine rear mount with thrust links and boomerang-shaped lever |
WO2007042453A1 (fr) * | 2005-10-07 | 2007-04-19 | Airbus France | Structure rigide pour mat d'accrochage de moteur d'aeronef, et mat comportant une telle structure |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5873547A (en) * | 1997-05-20 | 1999-02-23 | The Boeing Company | Aircraft engine thrust mount |
US6474896B1 (en) * | 1998-07-20 | 2002-11-05 | Delaine, Jr. Phillip M. | Oscillating aqua broom |
FR2806699B1 (fr) * | 2000-03-22 | 2002-05-10 | Aerospatiale Matra Airbus | Dispositif de reprise de poussee apte a relier un turbomoteur et un mat d'aeronef |
FR2855495B1 (fr) * | 2003-05-27 | 2006-11-24 | Snecma Moteurs | Dispositif d'accrochage avant de moteur d'avion |
US7104306B2 (en) * | 2004-06-14 | 2006-09-12 | The Boeing Company | Cast unitized primary truss structure and method |
FR2873987B1 (fr) * | 2004-08-05 | 2006-11-24 | Airbus France Sas | Ensemble moteur pour aeronef |
FR2883839B1 (fr) * | 2005-03-29 | 2007-06-29 | Snecma Moteurs Sa | Suspension arriere de turboreacteur |
FR2891244B1 (fr) * | 2005-09-26 | 2009-04-03 | Airbus France Sas | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef |
FR2891246B1 (fr) * | 2005-09-26 | 2007-10-26 | Airbus France Sas | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un dispositif d'accrochage d'un tel moteur |
FR2903383B1 (fr) * | 2006-07-10 | 2009-05-15 | Airbus France Sas | Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef comportant deux bielles de reprise de poussee a double liaison mecanique arriere |
-
2007
- 2007-11-23 FR FR0708231A patent/FR2924094B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-11-20 CA CA2645233A patent/CA2645233C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2008-11-21 RU RU2008146137/11A patent/RU2487056C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-11-21 DE DE602008005092T patent/DE602008005092D1/de active Active
- 2008-11-21 EP EP08169672A patent/EP2062819B1/fr active Active
- 2008-11-21 ES ES08169672T patent/ES2360264T3/es active Active
- 2008-11-21 US US12/275,815 patent/US8141817B2/en active Active
- 2008-11-21 JP JP2008297645A patent/JP5358162B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2008-11-24 CN CN2008101811709A patent/CN101469647B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4079981A (en) * | 1975-10-03 | 1978-03-21 | Dornier Gmbh | Engine suspension on aircraft |
GB2010969A (en) * | 1977-12-22 | 1979-07-04 | Rolls Royce | Mounting for Gas Turbine Jet Propulsion Engine |
US4634081A (en) * | 1983-12-30 | 1987-01-06 | The Boeing Company | Aft engine mount with vibration isolators |
US5238206A (en) * | 1991-08-14 | 1993-08-24 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Rear hanging structure for a turbojet engine |
RU2104228C1 (ru) * | 1993-07-01 | 1998-02-10 | Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд" | Устройство для крепления авиационного двигателя к самолету |
US6347765B1 (en) * | 1999-05-19 | 2002-02-19 | Aerospatiale Airbus | Device for attaching an aircraft engine to a strut |
US6474596B1 (en) * | 1999-10-07 | 2002-11-05 | Snecma Moteurs | Suspension system with intrinsic safety features for aircraft powerplants |
US7021585B2 (en) * | 2003-06-30 | 2006-04-04 | Snecma Moteurs | Aircraft engine rear mount with thrust links and boomerang-shaped lever |
US6843449B1 (en) * | 2004-02-09 | 2005-01-18 | General Electric Company | Fail-safe aircraft engine mounting system |
WO2007042453A1 (fr) * | 2005-10-07 | 2007-04-19 | Airbus France | Structure rigide pour mat d'accrochage de moteur d'aeronef, et mat comportant une telle structure |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2677312C2 (ru) * | 2013-11-07 | 2019-01-16 | Снекма | Газотурбинная установка, оборудованная средствами передачи усилий тяги ее двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2062819A1 (fr) | 2009-05-27 |
CA2645233C (fr) | 2016-01-12 |
FR2924094A1 (fr) | 2009-05-29 |
FR2924094B1 (fr) | 2010-01-15 |
JP2009127629A (ja) | 2009-06-11 |
DE602008005092D1 (de) | 2011-04-07 |
ES2360264T3 (es) | 2011-06-02 |
CA2645233A1 (fr) | 2009-05-23 |
JP5358162B2 (ja) | 2013-12-04 |
CN101469647B (zh) | 2012-11-28 |
CN101469647A (zh) | 2009-07-01 |
EP2062819B1 (fr) | 2011-02-23 |
US8141817B2 (en) | 2012-03-27 |
US20090134271A1 (en) | 2009-05-28 |
RU2008146137A (ru) | 2010-05-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2487056C2 (ru) | Турбореактивный двигатель, подвешенный к пилону летательного аппарата | |
RU2487821C2 (ru) | Узел подвески турбореактивного двигателя к летательному аппарату | |
EP1840340B1 (en) | Inverted stiffened shell panel torque transmission for loaded struts and mid-turbine frames | |
US6843449B1 (en) | Fail-safe aircraft engine mounting system | |
US6976655B2 (en) | Mounting arrangement | |
US8167237B2 (en) | Mounting system for a gas turbine engine | |
US8152094B2 (en) | Engine mounting apparatus | |
EP2133268B1 (en) | Engine mounting arrangement | |
US20090183512A1 (en) | Mounting system for a gas turbine engine | |
EP3273010A1 (en) | Mid-turbine frame | |
US7905448B2 (en) | Annular torsional rigid static component for an aircraft engine | |
RU2585368C2 (ru) | Устройство для подвески турбореактивного двигателя | |
RU2104228C1 (ru) | Устройство для крепления авиационного двигателя к самолету | |
EP3608230B1 (en) | Genset and method of producing a genset | |
US9429073B2 (en) | Hyperstatic truss comprising connecting rods |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161122 |