RU2554187C2 - Несущий пилон двигателя летательного аппарата - Google Patents

Несущий пилон двигателя летательного аппарата Download PDF

Info

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
Application number
RU2012134642/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012134642A (ru
Inventor
КОРТЕС Диего ФОЛЬЧ
МАРТИНЕС Пабло Тимотео САНС
Original Assignee
Эйрбас Оперейшнз С.Л.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эйрбас Оперейшнз С.Л. filed Critical Эйрбас Оперейшнз С.Л.
Publication of RU2012134642A publication Critical patent/RU2012134642A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2554187C2 publication Critical patent/RU2554187C2/ru

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/26Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/026Aircraft 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
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/14Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, fuselages
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient 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′).
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.
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.
RU2012134642/11A 2010-01-14 2011-01-14 Несущий пилон двигателя летательного аппарата RU2554187C2 (ru)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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