RU2554187C2 - Несущий пилон двигателя летательного аппарата - Google Patents
Несущий пилон двигателя летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2554187C2 RU2554187C2 RU2012134642/11A RU2012134642A RU2554187C2 RU 2554187 C2 RU2554187 C2 RU 2554187C2 RU 2012134642/11 A RU2012134642/11 A RU 2012134642/11A RU 2012134642 A RU2012134642 A RU 2012134642A RU 2554187 C2 RU2554187 C2 RU 2554187C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- pylon
- central
- aircraft
- spars
- Prior art date
Links
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 20
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 20
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 20
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 7
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 3
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- RZVAJINKPMORJF-UHFFFAOYSA-N Acetaminophen Chemical compound CC(=O)NC1=CC=C(O)C=C1 RZVAJINKPMORJF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 230000002427 irreversible effect Effects 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000005405 multipole Effects 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 238000004513 sizing Methods 0.000 description 1
- 229920005992 thermoplastic resin Polymers 0.000 description 1
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
-
- 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
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
-
- 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
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type
- B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type within, or attached to, fuselages
-
- 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
- B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
-
- 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)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Packaging Of Machine Parts And Wound Products (AREA)
Abstract
Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) с пропеллерными двигателями и касается пилонов, несущих пропеллерные двигатели. Несущий неподвижный пилон содержит центральный корпус внутри фюзеляжа и два наружных боковых корпуса по обеим его сторонам. Три корпуса сконструированы в виде многолонжеронных корпусов с верхней и нижней обшивками, боковыми лонжеронами и центральным лонжероном. Между центральным корпусом и обшивкой фюзеляжа присутствует полностью непрерывная зона сопряжения, и, следовательно, любой промежуточный шпангоут прерывается, когда достигает центрального корпуса. Пилон прикреплен к фюзеляжу ЛА, сохраняя полную непрерывность в обшивке фюзеляжа и полную передачу нагрузок между прерванными промежуточными шпангоутами. Достигается способность выдерживать события отказа как отрыв лопасти воздушного винта, упрочненная зона сопряжения с фюзеляжем для сохранения устойчивости ЛА при любом событии отказа. 6 з.п. ф-лы, 9 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее изобретение относится к летательному аппарату с пропеллерными двигателями, расположенными в его задней части, а более точно к пилонам, несущим упомянутые двигатели.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Известны коммерческие летательные аппараты (CBA VECTOR 123, SARA, AVANTI, 7J7) с приводом от пропеллерных двигателей, расположенных в задней части летательного аппарата, поддерживаемых фюзеляжем посредством неподвижных пилонов.
Одна из проблем, связанных с этой конфигурацией летательного аппарата, имеет отношение к событиям отказа, таким как PBR («отрыв лопасти воздушного винта»), то есть событию, когда лопасть одного из пропеллерных двигателей отрывается и ударяется о фюзеляж, UERF («необратимый отказ ротора двигателя»), или любому другому событию «серьезного повреждения». Конструкция упомянутой задней части фюзеляжа поэтому будет учитывать такие события и гарантировать свою способность к сохранению устойчивости и продолжать движение до безопасной посадки, то есть будет ударопрочным и устойчивым к повреждениям фюзеляжем.
В предшествующем уровне техники неподвижные пилоны, прикрепленные к задней части фюзеляжа летательного аппарата, в основном сделаны из металлических материалов.
Как хорошо известно, вес является фундаментальным аспектом в авиационной промышленности, а потому есть современные тенденции использовать композитные материалы вместо металлического материала, даже для основных конструкций.
Композитные материалы, которые в большинстве случаев используются в авиационной промышленности, состоят из волокон или пучков волокон, встроенных в матрицу термореактивной или термопластической смолы, в виде предварительно пропитанного материала или «препрега». Его основные преимущества опираются на:
- их высокую удельную прочность по отношению к металлическим материалам. Имеет место равное отношение прочности к весу.
- Их превосходное поведение при усталостных нагрузках.
- Возможности оптимизации конструкции, скрытые в анизотропии материала и возможности комбинирования волокон с разными ориентациями, предоставляющие возможность конструирования элементов с разными механическими свойствами, настраиваемых под разные потребности в показателях прикладываемых нагрузок.
В этих рамках настоящее изобретение обращено на потребность в неподвижных несущих пилонах двигателя, выполненных из композитных материалов, которые должны крепиться к задней части летательного аппарата.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы предоставить несущее устройство, выполненное из композитных материалов, которое должно крепиться к части фюзеляжа летательного аппарата, такой как неподвижный пилон, для летательного аппарата с пропеллерными двигателями, расположенными в его задней части, способное выдерживать события отказа, такие как событие PBR или UERF.
Эта и другая цели удовлетворены устройством, таким как пилон, прикрепленным к части фюзеляжа летательного аппарата, имеющим замкнутое поперечное сечение криволинейной формы, содержащей обшивку и множество шпангоутов, в котором:
- его конструктивная конфигурация содержит центральный корпус внутри фюзеляжа летательного аппарата и два наружных боковых корпуса по обеим его сторонам, выполненные из композитного материала, три корпуса сконструированы в виде многолонжеронных корпусов с верхней и нижней обшивками, боковыми лонжеронами и по меньшей мере центральным лонжероном.
- Есть полная непрерывная зона сопряжения между центральным корпусом и обшивкой фюзеляжа, и, следовательно, любой промежуточный шпангоут прерывается, когда достигает центрального корпуса.
- Устройство прикреплено к фюзеляжу летательного аппарата, сохраняя полную непрерывность в обшивке фюзеляжа и полную передачу нагрузок между прерванными промежуточными шпангоутами.
В предпочтительном варианте осуществления центральный корпус имеет такое же количество центральных лонжеронов, что и упомянутых прерванных промежуточных шпангоутов, упомянутые центральные лонжероны расположены в том же сечении фюзеляжа, что и упомянутые прерванные промежуточные шпангоуты, чтобы придавать им непрерывность линии действия нагрузки. Таким образом, достигается многолонжеронный пилон, который является отказоустойчивым для таких рассматриваемых событий отказа.
В еще одном предпочтительном варианте осуществления средства крепления содержат ряды стяжных соединительных элементов, соответственно между верхней и нижней обшивками наружных корпусов и верхней и нижней обшивками центрального корпуса со стяжными болтами, пересекающими обшивку фюзеляжа; и ряды стяжных соединительных элементов, соответственно между боковыми лонжеронами наружных корпусов и боковыми лонжеронами центрального корпуса со стяжными болтами, пересекающими обшивку фюзеляжа. Таким образом, достигается эффективное объединение типа струнного поля между центральным и боковыми корпусами, которое предоставляет возможность полной непрерывности обшивки фюзеляжа.
В еще одном предпочтительном варианте осуществления средства крепления содержат стяжные соединительные элементы с болтами между прерванными промежуточными шпангоутами и центральными лонжеронами центрального корпуса. Таким образом, достигается эффективное объединение между центральным корпусом и прерванными шпангоутами, которое предоставляет возможность полной передачи нагрузок между ними.
В еще одном предпочтительном варианте осуществления устройство является пилоном, расположенным в задней части фюзеляжа летательного аппарата, несущим силовую установку летательного аппарата с лопастями воздушного винта, имеющим центральный корпус в срединном сечении фюзеляжа.
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут ясны из последующего подробного описания вариантов осуществления, иллюстрирующих его цель относительно приложенных фигур.
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг.1 - местный вид в перспективе летательного аппарата с пропеллерной силовой установкой, прикрепленной к задней части фюзеляжа благодаря расположенному впереди пилону согласно настоящему изобретению.
Фиг.2 - вид спереди летательного аппарата, показанного на фиг.1.
Фиг.3, 4, 5 - виды в разрезе фиг.2, соответственно придерживающиеся плоскостей A-A, B-B и C-C.
Фиг.6 - схематический местный вид в перспективе центрального корпуса пилона, показывающий его средство крепления к шпангоутам и к наружным боковым корпусам.
Фиг.7 - вид в перспективе внутреннего сечения центрального корпуса пилона, фиг.7a - увеличенный вид его зоны сопряжения с фюзеляжем и фиг.7b - увеличенный вид одного из верхних участков упомянутой зоны сопряжения.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В летательном аппарате 11, имеющем силовую установку 13 с лопастями 15 воздушного винта, прикрепленную к задней части 17 фюзеляжа посредством расположенного впереди пилона 19, задняя часть 17 фюзеляжа будет ударопрочной и устойчивой к повреждениям частью фюзеляжа.
Пилон 19 является высоконагруженной конструкцией вследствие большого расстояния между средством 13 продвижения и фюзеляжем 17. В частности, зона сопряжения между фюзеляжем 17 и пилоном 19 подвергается высоким крутящим и изгибающим моментам и в случаях аварийной посадки и динамичной посадки высоким осевым и вертикальным нагрузкам. С другой стороны, пилон 19 должен быть конструкцией, подлежащей замене в случаях разных событий, таких как повреждения, дисковыми обломками вследствие пожара, усталостных отказов или замены двигателей.
Как проиллюстрировано на фиг.1-2, на участке крепления пилона 19 задняя часть 17 фюзеляжа имеет в целом замкнутое поперечное сечение криволинейной формы с, по меньшей мере, вертикальной плоскостью D-D симметрии и центральной продольной осью 29, и ее конструкция содержит обшивку 31 и шпангоуты 33, имеющие пространственные размеры для обеспечения стабильности летательного аппарата, требуемой для продолжения движения до безопасной посадки летательного аппарата в случае отрыва лопасти 15 воздушного винта и любых других вышеупомянутых событиях отказа.
На фиг.2-5 можно видеть, что в предпочтительном варианте осуществления согласно изобретению пилон 19, выполненный полностью из композитного материала, содержит центральный корпус 41 внутри фюзеляжа 17 летательного аппарата и два наружных боковых корпуса 51, 61 по его обеим сторонам, которые прикреплены к фюзеляжу 17 летательного аппарата на средней высоте жестким образом, сохраняя полную непрерывность обшивки 31 фюзеляжа. В этом отношении должно быть отмечено, что в предшествующем уровне техники фюзеляж включает в себя проемы, предоставляющие возможность прохождения пилона, несущего силовую установку.
Три корпуса 41, 51, 61 сконфигурированы в качестве многолонжеронных корпусов с верхней и нижней обшивками 43, 45; 53, 55; 63, 65. Как боковые лонжероны 57, 59; 67, 69, так и центральные лонжероны 58; 68 упомянутых боковых корпусов 51, 61 имеют C-образную конфигурацию.
Боковые лонжероны 47, 49 центрального корпуса 41 имеют C-образную конфигурацию, а центральные лонжероны 48 центрального корпуса 41 имеют двойную T-образную конфигурацию (конфигурацию, пригодную для обеспечения непрерывности для промежуточных шпангоутов 33', прерванных центральным корпусом 41).
Центральный корпус 41 присоединен к наружным корпусам 51, 61 посредством:
- рядов стяжных соединительных элементов 71, соответственно между верхней и нижней обшивками 53, 55; 63, 65 наружных корпусов 51, 61 и верхней и нижней обшивками 43, 45 центрального корпуса 41 со стяжными болтами, пересекающими обшивку 31 фюзеляжа. Стяжные соединительные элементы 71 присоединены к упомянутым верхним и нижним обшивкам 53, 63, 43; 55, 65, 45 посредством срезных заклепок.
- Рядов стяжных соединительных элементов 73, соответственно между боковыми лонжеронами 57, 59; 67, 69 наружных корпусов 51, 61 и боковыми лонжеронами 47, 49 центрального корпуса 41 со стяжными болтами, пересекающими обшивку 31 фюзеляжа. Стяжные соединительные элементы 73 присоединены к упомянутым боковым лонжеронам 57, 67, 47; 59, 69, 49 посредством срезных заклепок.
Центральный корпус 41 поэтому присоединен к наружным корпусам 51, 61 посредством так называемого объединения по типу струнного поля.
Объединение между центральным корпусом 41 и промежуточными шпангоутами 33', прерванными пилоном 19, выполнено, как показано на фиг.7, 7a и 7b, посредством стяжного и срезного соединительного элемента 81, присоединенного к ребру и внутреннему фланцу промежуточного шпангоута 33', и расположенного позади соединительного элемента 83, присоединенного к центральному лонжерону 48 и к верхней и нижней обшивкам 43, 45 центрального корпуса посредством срезных заклепок. Нагрузки растяжения и срезающие нагрузки передаются со стяжного и срезного соединительного элемента 81 на расположенный позади соединительный элемент 83 посредством болтов. С другой стороны, обшивка 31 фюзеляжа обеспечивает непрерывность до наружного фланца промежуточного шпангоута 33'.
В описанном варианте осуществления наружные корпуса 51, 61 имеют C-образные лонжероны, но специалист без труда поймет, что изобретение также применимо к корпусам с двойными T-образными лонжеронами, X-образными лонжеронами, двойными лямбдаобразными лонжеронами, двойными пиобразными лонжеронами, W-образными лонжеронами, омегаобразными лонжеронами или даже коробчатой конструкцией гофрированных лонжеронов.
С другой стороны, может быть отмечено, что его центральные лонжероны 58, 68 не играют никакой особой роли в объединении с центральным корпусом 41в в условиях без повреждений, так что их количество и положение зависит только от соображений определения размеров относительно наружных корпусов 51, 61. При событиях повреждения средние лонжероны играют роль замыкания корпусов скручивания.
Касательно центрального корпуса 41 его боковые лонжероны 47, 49 имеют такую же C-образную конфигурацию, как боковые лонжероны 57, 59; 67, 69 наружных корпусов. Будет приемлема любая другая конфигурация упомянутых боковых лонжеронов 47, 49, предоставляющая возможность объединения типа струнного поля, такая как двойные T-образные лонжероны, X-образные лонжероны, двойные лямбдаобразные лонжероны, двойные пиобразные лонжероны, W-образные лонжероны, омегаобразные лонжероны или даже коробчатая конструкция гофрированных лонжеронов.
Конфигурация центральных лонжеронов 48 по форме и положению зависит от вышеупомянутых прерванных промежуточных шпангоутов 33', для того чтобы обеспечивать вышеупомянутую передачу нагрузок, то есть непрерывность нагрузок промежуточных шпангоутов 33', посредством упомянутых центральных лонжеронов 48.
Считается, что такое конструктивное исполнение пилона 19 усиливает предел прочности при скручивании задней части 17 фюзеляжа, чтобы иметь дело с событием отказа, таким как событие отрыва лопасти 16 воздушного винта из двигателя 13, вызывающее повреждение части любого из корпусов 41, 51, 61, так как многолонжеронная конструкция упомянутых корпусов предоставляет возможность содержания в исправном состоянии замкнутых корпусов, чтобы выдерживали крутящий момент, создаваемый при упомянутом событии.
Во-вторых, принимается во внимание, что это конструктивное исполнение пилона 19 предусматривает упрочненную зону сопряжения с фюзеляжем для сохранения устойчивости летательного аппарата при любом событии отказа.
Хотя настоящее изобретение было полностью описано в связи с предпочтительными вариантами осуществления, очевидно, что модификации могут быть введены в пределах его объема, с рассмотрением такового в качестве ограниченного не этими вариантами осуществления, а содержимым последующей формулы изобретения.
Claims (7)
1. Несущий неподвижный пилон для летательного аппарата с пропеллерными двигателями, прикрепленный к части (17) фюзеляжа летательного аппарата, имеющей замкнутое поперечное сечение криволинейной формы и содержащей обшивку (31) и множество шпангоутов (33), отличающийся тем, что:
a) конструктивная конфигурация упомянутого пилона (19) содержит центральный корпус (41) внутри фюзеляжа летательного аппарата и два наружных боковых корпуса (51, 61) по обеим его сторонам, все они выполнены из композитного материала, три корпуса (41, 51, 61) сконструированы в виде многолонжеронных корпусов с верхней и нижней обшивками (43, 45; 53, 55; 63, 65), боковыми лонжеронами (47, 49; 57, 59, 67, 69) и по меньшей мере центральным лонжероном (48, 58; 68);
b) между центральным корпусом (41) и обшивкой (31) фюзеляжа присутствует полностью непрерывная зона сопряжения, и, следовательно, любой промежуточный шпангоут (33′) прерывается, когда достигает центрального корпуса (41);
c) упомянутый пилон (19) прикреплен к фюзеляжу (17) летательного аппарата, сохраняя полную непрерывность в обшивке (31) фюзеляжа и полную передачу нагрузок между прерванными промежуточными шпангоутами (33′).
a) конструктивная конфигурация упомянутого пилона (19) содержит центральный корпус (41) внутри фюзеляжа летательного аппарата и два наружных боковых корпуса (51, 61) по обеим его сторонам, все они выполнены из композитного материала, три корпуса (41, 51, 61) сконструированы в виде многолонжеронных корпусов с верхней и нижней обшивками (43, 45; 53, 55; 63, 65), боковыми лонжеронами (47, 49; 57, 59, 67, 69) и по меньшей мере центральным лонжероном (48, 58; 68);
b) между центральным корпусом (41) и обшивкой (31) фюзеляжа присутствует полностью непрерывная зона сопряжения, и, следовательно, любой промежуточный шпангоут (33′) прерывается, когда достигает центрального корпуса (41);
c) упомянутый пилон (19) прикреплен к фюзеляжу (17) летательного аппарата, сохраняя полную непрерывность в обшивке (31) фюзеляжа и полную передачу нагрузок между прерванными промежуточными шпангоутами (33′).
2. Пилон (19) по п.1, отличающийся тем, что центральный корпус (41) имеет такое же количество центральных лонжеронов (48), что и упомянутых прерванных промежуточных шпангоутов (33′), упомянутые центральные лонжероны (48) расположены в том же сечении фюзеляжа, что и упомянутые прерванные промежуточные шпангоуты (33′), чтобы придавать им непрерывность линии действия нагрузки.
3. Пилон (19) по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что средства крепления содержат:
- ряды стяжных соединительных элементов (71), соответственно между верхней и нижней обшивками (53, 55; 63, 65) наружных корпусов (51, 61) и верхней и нижней обшивками (43, 45) центрального корпуса (41) со стяжными болтами, пересекающими обшивку (31) фюзеляжа;
- ряды стяжных соединительных элементов (73), соответственно между боковыми лонжеронами (57, 59; 67, 69) наружных корпусов (51, 61) и боковыми лонжеронами (47, 49) центрального корпуса (41) со стяжными болтами, пересекающими обшивку (31) фюзеляжа.
- ряды стяжных соединительных элементов (71), соответственно между верхней и нижней обшивками (53, 55; 63, 65) наружных корпусов (51, 61) и верхней и нижней обшивками (43, 45) центрального корпуса (41) со стяжными болтами, пересекающими обшивку (31) фюзеляжа;
- ряды стяжных соединительных элементов (73), соответственно между боковыми лонжеронами (57, 59; 67, 69) наружных корпусов (51, 61) и боковыми лонжеронами (47, 49) центрального корпуса (41) со стяжными болтами, пересекающими обшивку (31) фюзеляжа.
4. Пилон (19) по п.3, отличающийся тем, что средства крепления также содержат стяжные соединительные элементы (81, 83) с болтами между прерванными промежуточными шпангоутами (33′) и центральными лонжеронами (48).
5. Пилон (19) по п.1, отличающийся тем, что упомянутая часть (17) фюзеляжа расположена в задней части фюзеляжа летательного аппарата.
6. Пилон (19) по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что центральный корпус (41) размещен в срединном сечении фюзеляжа.
7. Пилон (19) по п.1, отличающийся тем, что представляет собой пилон, несущий силовую установку (13) летательного аппарата с лопастями (15) воздушного винта.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ESP201030027 | 2010-01-14 | ||
| ES201030027A ES2391967B1 (es) | 2010-01-14 | 2010-01-14 | Pilón de soporte de motores de aeronaves. |
| PCT/ES2011/070019 WO2011086221A2 (es) | 2010-01-14 | 2011-01-14 | Pilón de soporte de motores de aeronaves |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012134642A RU2012134642A (ru) | 2014-02-20 |
| RU2554187C2 true RU2554187C2 (ru) | 2015-06-27 |
Family
ID=44168373
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012134642/11A RU2554187C2 (ru) | 2010-01-14 | 2011-01-14 | Несущий пилон двигателя летательного аппарата |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8740138B2 (ru) |
| EP (1) | EP2524870B1 (ru) |
| CN (1) | CN102781780B (ru) |
| CA (1) | CA2787329C (ru) |
| ES (2) | ES2391967B1 (ru) |
| RU (1) | RU2554187C2 (ru) |
| WO (1) | WO2011086221A2 (ru) |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2935955B1 (fr) * | 2008-09-18 | 2010-10-15 | Airbus France | Partie arriere d'aeronef comprenant une structure de support de moteurs reliee au fuselage par au moins un element de blocage sollicite en compression. |
| FR2935954B1 (fr) * | 2008-09-18 | 2011-06-03 | Airbus France | Partie arriere d'aeronef comprenant une structure de support de moteurs traversant le fuselage et reliee a celui-ci par au moins une bielle. |
| FR2943623B1 (fr) * | 2009-03-30 | 2011-04-29 | Airbus France | Partie arriere d'aeronef comprenant une structure de support de moteurs montee oscillante sur le fuselage |
| ES2404946B1 (es) * | 2011-10-21 | 2014-09-02 | Airbus Operations S.L. | Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado |
| ES2645628T3 (es) * | 2011-12-01 | 2017-12-07 | Airbus Operations S.L. | Cuaderna altamente cargada de un fuselaje de aeronave con un alma con estructura de celosía |
| WO2015010315A1 (en) | 2013-07-26 | 2015-01-29 | Mra Systems, Inc. | Aircraft engine pylon |
| FR3010147B1 (fr) * | 2013-08-28 | 2015-08-21 | Snecma | Suspension isostatique d'un turboreacteur par double support arriere |
| FR3020338B1 (fr) * | 2014-04-28 | 2016-05-20 | Airbus Operations Sas | Partie arriere d'aeronef pourvue d'une structure de support des moteurs de forme optimisee |
| FR3020347B1 (fr) * | 2014-04-28 | 2016-05-20 | Airbus Operations Sas | Procede d'assemblage d'une partie arriere d'aeronef |
| FR3040686B1 (fr) * | 2015-09-08 | 2018-09-07 | Airbus Operations Sas | Partie arriere d'aeronef comprenant un stabilisateur vertical dont la structure formant caisson comporte une partie inferieure logee dans le fuselage |
| EP3181454A1 (en) * | 2015-12-15 | 2017-06-21 | Airbus Operations, S.L. | Aircraft pylon assembly |
| FR3050721B1 (fr) * | 2016-04-28 | 2018-04-13 | Airbus Operations | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un bord d'attaque de mat integre a une rangee annulaire d'aubes directrices de sortie non carenees |
| FR3060531B1 (fr) * | 2016-12-20 | 2019-05-31 | Airbus Operations | Partie arriere d'aeronef comprenant un cadre de fuselage supportant deux moteurs partiellement enterres |
| WO2019036011A1 (en) * | 2017-08-18 | 2019-02-21 | Verdego Aero, Inc. | VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT CONFIGURATION |
| FR3129376A1 (fr) * | 2021-11-19 | 2023-05-26 | Airbus Operations | Mat réacteur pour coupler un turboréacteur à une aile d’un aéronef |
| US20230227170A1 (en) * | 2022-01-20 | 2023-07-20 | Textron Aviation Inc. | Engine Isolation Subframe for Aircraft |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2433998A (en) * | 1944-06-10 | 1948-01-06 | Vidal Corp | Bomb carrying glider |
| US4821980A (en) * | 1987-09-29 | 1989-04-18 | The Boeing Company | Vibration isolating engine mount |
| RU2180638C2 (ru) * | 1999-10-15 | 2002-03-20 | Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева | Контурный стык частей пилона |
Family Cites Families (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR966757A (fr) * | 1939-11-29 | 1950-10-18 | Perfectionnements dans la propulsion et la construction des avions | |
| US2430643A (en) * | 1944-06-10 | 1947-11-11 | Vidal Corp | Wing structure for gliders |
| GB724052A (en) * | 1951-11-17 | 1955-02-16 | Sncase | Improvements in aeroplanes propelled by several jet engines |
| US2981504A (en) * | 1959-03-13 | 1961-04-25 | Gen Dynamics Corp | Fuselage blade sealing using conical surfaces |
| US3487888A (en) * | 1966-08-22 | 1970-01-06 | Mc Donnell Douglas Corp | Cabin engine sound suppressor |
| US3756529A (en) * | 1972-05-01 | 1973-09-04 | Mc Donnell Douglas Corp | Fuselage seal |
| US4034939A (en) * | 1975-11-05 | 1977-07-12 | The Boeing Company | Assembly for sealing the mounting opening for a flying horizontal stabilizer on a vertical stabilizer |
| US4976396A (en) * | 1987-11-13 | 1990-12-11 | The Boeing Company | Aircraft configuration with aft mounted engines |
| US5065959A (en) * | 1989-11-21 | 1991-11-19 | The Boeing Company | Vibration damping aircraft engine attachment |
| GB9213211D0 (en) * | 1992-06-20 | 1992-08-05 | British Aerospace | Aircraft manufacture |
| US6513757B1 (en) * | 1999-07-19 | 2003-02-04 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Wing of composite material and method of fabricating the same |
| US6655633B1 (en) * | 2000-01-21 | 2003-12-02 | W. Cullen Chapman, Jr. | Tubular members integrated to form a structure |
| FR2867151B1 (fr) * | 2004-03-04 | 2007-05-25 | Airbus France | Longeron de fuselage pour aeronef et caisson central equipe d'un tel longeron |
| US7837148B2 (en) * | 2006-06-13 | 2010-11-23 | The Boeing Company | Composite wing-body joint |
| US20090302167A1 (en) * | 2006-08-23 | 2009-12-10 | Desroche Robert J | Apparatus and method for use on aircraft with spanwise flow inhibitors |
| JP4657192B2 (ja) * | 2006-11-08 | 2011-03-23 | 本田技研工業株式会社 | 飛行機の主翼構造 |
| US8016236B2 (en) * | 2007-04-04 | 2011-09-13 | The Boeing Company | Method and apparatus for attaching a wing to a body |
| ES2341514B1 (es) * | 2007-10-03 | 2011-04-18 | Airbus España S.L. | Configuracion estructural para el montaje de un motor sobre la estructura de una aeronave. |
| ES2335459B1 (es) * | 2007-12-21 | 2011-02-03 | Airbus España S.L. | Configuracion optimizada de motores de aeronave. |
| FR2935953B1 (fr) * | 2008-09-18 | 2010-10-29 | Airbus France | Partie arriere d'aeronef comprenant deux semi-structures de support de moteurs rapportees l'une sur l'autre au sein d'un espace interieur d'aeronef. |
| FR2939101B1 (fr) * | 2008-12-01 | 2010-12-31 | Airbus France | Structure rigide de mat d'aeronef plaquee contre une extension laterale de fuselage pour sa fixation |
-
2010
- 2010-01-14 ES ES201030027A patent/ES2391967B1/es not_active Expired - Fee Related
- 2010-07-06 US US12/830,749 patent/US8740138B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2011
- 2011-01-14 EP EP11711108.8A patent/EP2524870B1/en not_active Not-in-force
- 2011-01-14 RU RU2012134642/11A patent/RU2554187C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2011-01-14 WO PCT/ES2011/070019 patent/WO2011086221A2/es active Application Filing
- 2011-01-14 ES ES11711108.8T patent/ES2453315T3/es active Active
- 2011-01-14 CA CA2787329A patent/CA2787329C/en not_active Expired - Fee Related
- 2011-01-14 CN CN201180011489.7A patent/CN102781780B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2433998A (en) * | 1944-06-10 | 1948-01-06 | Vidal Corp | Bomb carrying glider |
| US4821980A (en) * | 1987-09-29 | 1989-04-18 | The Boeing Company | Vibration isolating engine mount |
| RU2180638C2 (ru) * | 1999-10-15 | 2002-03-20 | Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева | Контурный стык частей пилона |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ES2453315T3 (es) | 2014-04-07 |
| US20110168836A1 (en) | 2011-07-14 |
| US8740138B2 (en) | 2014-06-03 |
| WO2011086221A3 (es) | 2012-06-28 |
| CA2787329C (en) | 2018-04-24 |
| EP2524870A2 (en) | 2012-11-21 |
| CN102781780A (zh) | 2012-11-14 |
| ES2391967B1 (es) | 2013-10-10 |
| CN102781780B (zh) | 2015-11-25 |
| CA2787329A1 (en) | 2011-07-21 |
| ES2391967A1 (es) | 2012-12-03 |
| EP2524870B1 (en) | 2014-01-01 |
| RU2012134642A (ru) | 2014-02-20 |
| WO2011086221A2 (es) | 2011-07-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2554187C2 (ru) | Несущий пилон двигателя летательного аппарата | |
| US5927644A (en) | Double failsafe engine mount | |
| US20110233335A1 (en) | Impact resistant and damage tolerant aircraft fuselage | |
| EP2774839A2 (en) | Improved impact resistant and damage tolerant aircraft fuselage | |
| RU2418720C2 (ru) | Пилон с монолитной рамой | |
| US10358226B2 (en) | Assembly for an aircraft including a fitting secured to the upper surface of a wing box, for mounting an engine strut to said wing box | |
| US20130001356A1 (en) | Reinforced aircraft fuselage | |
| US20170240288A1 (en) | Aircraft engine assembly, comprising an engine attachment device equipped with structural movable cowls connected to the central box | |
| CN101687539A (zh) | 用于耦合加强型材元件的方法和结构部件 | |
| US11319079B2 (en) | Assembly for an aircraft comprising a primary structure for an attachment pylon secured to a wing box by means of fittings that are more compact in the leading edge region | |
| BRPI0621804A2 (pt) | conceito de montagem de fuselagem de aeronave | |
| US20170096229A1 (en) | Aircraft engine assembly comprising at least two rear engine attachments axially shifted from each other | |
| US9638241B2 (en) | Aircraft comprising a link rod one part of which is made of composite | |
| US11084597B2 (en) | Assembly for aircraft, comprising a primary attachment-pylon structure fixed to a wing box by fasteners partially embedded in the primary structure | |
| JP6759118B2 (ja) | 圧力隔壁装置 | |
| US11319081B2 (en) | Mounting pylon for a jet engine of an aircraft comprising a particular structure | |
| JP2020175882A (ja) | 航空機着陸装置前側トラニオン支持アセンブリ及び関連する方法 | |
| US20170066518A1 (en) | Aircraft rear portion comprising a vertical stabilizer having a box-section structure including a lower portion accommodated in the fuselage | |
| US20170088279A1 (en) | Aircraft engine pylon to wing mounting assembly | |
| GB2224000A (en) | Fuselage or pressure vessel structure | |
| RU2481243C1 (ru) | Крыло самолета и узел стыка его консолей | |
| US8708281B2 (en) | Method of slowing the propagation of cracks in a fail safe structure and fail safe frame, especially for fuselage | |
| CN118637068B (zh) | 具有超静定结构的发动机短舱 | |
| RU2544055C1 (ru) | Фюзеляж летательного аппарата | |
| RU2268196C1 (ru) | Соединение крыла и фюзеляжа |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210115 |