RU2606524C2 - Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата - Google Patents

Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2606524C2
RU2606524C2 RU2014112355A RU2014112355A RU2606524C2 RU 2606524 C2 RU2606524 C2 RU 2606524C2 RU 2014112355 A RU2014112355 A RU 2014112355A RU 2014112355 A RU2014112355 A RU 2014112355A RU 2606524 C2 RU2606524 C2 RU 2606524C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
side walls
flow
support
gas turbine
parts
Prior art date
Application number
RU2014112355A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014112355A (ru
Inventor
Матье ГАЙО
Жан БЕРТЮШИ
Маттье ЛЕЙКО
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2014112355A publication Critical patent/RU2014112355A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2606524C2 publication Critical patent/RU2606524C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

Изобретение относится к газотурбинным двигателям летательного аппарата. Узел содержит газотурбинный двигатель и систему крепления двигателя к летательному аппарату. Система крепления содержит опору, задние крепежные элементы и задний закрывающий элемент опоры. Задний закрывающий элемент имеет две боковые стенки. Каждая стенка имеет первую часть (42а), проходящую вдоль и вблизи опоры и проходящую в заднем направлении, и вторую часть (42b), которая выступает в боковом направлении относительно первой части стенки к ее наружной стороне так, чтобы закрывать задние крепежные элементы. Каждая вторая часть (42b) боковой стенки заднего закрывающего элемента имеет по существу форму выпуклости и соединена с первой частью боковой стенки. Изобретение позволяет уменьшить удельный расход топлива. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Изобретение относится к узлу, содержащему газотурбинный двигатель и систему крепления для крепления газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата, и более конкретно изобретение относится также к заднему закрывающему элементу, обеспечивающему аэродинамический обтекатель для опоры, и к задним крепежным элементам, образующим часть системы крепления.
Двухконтурный газотурбинный двигатель имеет кольцевой канал для прохождения потока внутреннего контура, идущего из газогенератора, который открыт сзади вокруг центрального тела, и кольцевой канал для прохода потока внешнего контура, идущего от вентилятора, который образован конструкцией первичного кожуха и конструкцией вторичного кожуха.
Такой газотурбинный двигатель обычно прикрепляют к конструкции летательного аппарата, в частности к крылу посредством опоры, называемой также опорой реактивного двигателя или пилоном, вместе с передними и задними крепежными элементами, соединяющими опору с точками крепления в передней и задней частях двигателя, причем также предусматриваются воспринимающие тягу шарниры для передачи сил тяги между двигателем и опорой. Другие крепежные элементы и устройства передачи тяги соединяют опору с конструкцией самолета, несущей двигатель.
В задней части предусмотрен задний закрывающий элемент, для образования аэродинамического обтекателя, который защищает опору от потока внутреннего контура и закрывает задний крепежный элемент.
Задний закрывающий элемент имеет две боковые стенки, которые проходят вдоль и вблизи опоры по обеим ее сторонам и проходят сзади над задним отверстием канала для прохождения потока внутреннего контура. Спереди задний закрывающий элемент расположен между конструкциями первичного и вторичного кожухов или на выходе из кольцевого канала для прохождения потока внешнего контура. По меньшей мере, в своей задней части, которая на внутренней стороне подвергается воздействию потока внутреннего контура, задний закрывающий элемент имеет нижний элемент или дно для тепловой защиты и соединения своих боковых стенок.
В обычно используемых двигателях, таких как газотурбинные двигатели типа «CFM 56» от производителя CFM International, угловой интервал между задними точками крепления двигателя является достаточно маленьким для используемого аэродинамического обтекателя опоры, чтобы закрывать задние крепежные элементы и точки крепления.
Улучшение характеристик газотурбинных двигателей приводит к необходимости предусматривать существенное увеличение в их размерах и, в частности, в их диаметре. Такое увеличение в диаметре и соответственное увеличение в весе требует, чтобы задние точки крепления были расположены таким образом, чтобы расстояние между ними становилось существенно больше, чем ширина опоры вблизи задних крепежных элементов.
Тогда возникает задача в создании заднего закрывающего элемента, который образовывал бы аэродинамический обтекатель для опоры и для заднего крепежного элемента, и который как можно меньше увеличивал бы потери напора, чтобы избегать существенного влияния на удельный расход топлива двигателя.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задача изобретения состоит в решении этой проблемы, и для этой цели предложен узел, содержащий газотурбинный двигатель и систему крепления для крепления газотурбинного двигателя к конструкции летального аппарата, в котором
- газотурбинный двигатель является двухконтурным двигателем с кольцевым каналом, в котором проходит поток внутреннего контура, который открыт назад вокруг центрального тела, и кольцевой канал, вдоль которого проходит поток внешнего контура, который открыт назад между первичным кожухом и задним концом вторичного кожуха;
- система крепления содержит опору, по меньшей мере два задних крепежных элемента, соединяющих опору с двумя задними точками крепления газотурбинного двигателя, и задний закрывающий элемент опоры, закрывающий задние крепежные элементы, образующий аэродинамический обтекатель и имеющий заднюю часть, которая проходит назад над отверстием канала для прохождения потока внутреннего контура, причем расстояние между задними точками крепления по существу больше, чем ширина опоры на уровне с задними крепежными элементами;
- причем узел, в котором задний закрывающий элемент имеет две боковые стенки, каждая из которых имеет первую часть, проходящую вдоль и вблизи стойки и проходящую назад, и вторую часть, которая выступает в боковом направлении относительно первой части стенки на ее наружной стороне таким образом, чтобы закрывать задние крепежные элементы; и
вторые части боковых стенок заднего закрывающего элемента имеют по существу форму выпуклостей, и они соединены с первыми частями боковых стенок вдоль искривленных соединительных линий, проходящих между передними точками и задними точками, расположенными по существу на одном уровне с внутренними продольными кромками первых частей боковых стенок.
Таким образом, может быть выполнен аэродинамический обтекатель для опоры и задних крепежных элементов, который имеет небольшое влияние на течение потока внешнего контура.
Предпочтительно, чтобы вторые части боковых стенок заднего закрывающего элемента были соединены с первыми частями боковых стенок вдоль искривленных соединительных линий, проходящих назад до задних точек, расположенных на наружной кромке или вблизи наружной кромки отверстия кольцевого канала для прохождения потока внутреннего контура.
Предпочтительно, чтобы вторые части боковых стенок заднего закрывающего элемента имели искривленные профили по существу вогнутой формы, чтобы локально способствовать прохождению потока внутреннего контура по направлению к внутренней стороне и над задней частью заднего закрывающего элемента. Такая конструкция позволяет, во-первых, обеспечить лучшую защиту для задней части заднего закрывающего элемента от потока внутреннего контура и, во-вторых, оптимизировать тягу посредством направления потока внутреннего контура под опорой к центральному телу.
Также предпочтительно, чтобы вторые части боковых стенок заднего закрывающего элемента были соединены с первыми частями боковых стенок вдоль соединительных линий от передних точек, расположенных вблизи первичного кожуха, обращенного по существу на заднюю кромку вторичного кожуха таким образом, чтобы минимизировать воздействие на течение потока внешнего контура.
В этом отношении также предпочтительно, чтобы вторые части боковых стенок заднего закрывающего элемента занимали менее 2% канала выброса потока для потока внешнего контура.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Изобретение может быть более понятно при чтении последующего описания, приводимого в качестве не ограничивающего примера и со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:
Фиг. 1 представляет собой вид сбоку, частично и очень схематично показывающий узел, содержащий газотурбинный двигатель и систему для его крепления к конструкции летательного аппарата;
Фиг. 2 представляет собой очень схематичный вид сзади задней части узла из Фиг. 1;
Фиг. 3 и 4 представляют собой два очень схематичных вида в перспективе, показывающих заднюю часть узла из фиг. 1, имеющего первичный и вторичный кожухи и задний нижний закрывающий элемент для задних крепежных элементов и опоры в одном варианте осуществления; и
Фиг. 5 представляет собой очень схематичный вид сзади узла, показанного на фиг. 3 и 4.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
На фиг. 1 и 2 очень схематично показан двухконтурный газотурбинный двигатель 10 и часть системы 20 крепления для крепления газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата, в частности системы 20 крепления, позволяющей подвешивать газотурбинный двигатель под крыло посредством опоры 22. Показаны устройства, соединяющие опору с крылом.
По направлению от передней части к задней части газотурбинный двигатель 10 содержит: вентилятор 12 и газогенератор 14, содержащий компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления. Поток внешнего контура от вентилятора 12 проходит снаружи газогенератора 14 в кольцевом канале 13, который открыт по направлению к задней части между первичным кожухом 30 и задним концом вторичного кожуха 32 (фиг. 3-5). Поток внутреннего контура от газогенератора 14 проходит в кольцевом канале 15, который открыт по направлению к задней части вокруг центрального тела 17 (фиг. 3-5). Первичный и вторичный кожухи 30 и 32, которые образуют части гондолы газотурбинного двигателя, не показаны на фиг. 1 и 2. На внутренней стороне первичного кожуха 30 может быть предусмотрен внутренний бандаж для образования кольцевого канала для выхода вентиляционного воздуха, используемого для охлаждения оборудования, расположенного вокруг газогенератора (фиг. 3-5).
Опора 22 (не показана на фиг. 3 и 5) соединена с газотурбинным двигателем посредством передних и задних крепежных элементов 24 и 26. Передние крепежные элементы 24, например, в форме двух плеч или шарниров, соединяют переднюю часть опоры 22 с передними точками 16 крепления, расположенными на корпусе 12 вентилятора или на промежуточном корпусе, когда выполняют крепление к компрессору низкого давления. Задние крепежные элементы 26, также, например, в форме по меньшей мере двух плеч или шарниров, соединяют заднюю часть опоры 22 с задними точками 18 крепления, расположенными на корпусе в задней части газотурбинного двигателя. Воспринимающие тягу шарниры (не показаны) служат, например, для соединения задней части опоры 22 с корпусом 12 вентилятора для передачи силы тяги, производимой газотурбинным двигателем, к опоре 22 и через опору к летательному аппарату.
Опора 22 связана с различными закрывающими элементами, образующими аэродинамические обтекатели. Показан только задний закрывающий элемент 40 (пунктирными линиями на фиг. 1 и 2), который, в частности, относится к настоящему изобретению.
Закрывающий элемент 40 (фиг. 3 и 5) имеет переднюю часть, которая расположена между первичным и вторичным кожухами 30 и 32, и заднюю часть, которая проходит в заднем направлении над отверстием канала для прохождения потока внутреннего контура. Закрывающий элемент 40 имеет две боковые стенки 42, 44. В передней части закрывающего элемента 40, которая проходит до отверстия канала для прохождения потока внутреннего контура, стенки 42, 44 имеют внутренние продольные кромки, которые по существу соответствуют профилю первичного кожуха 30 и, возможно, профилю внутреннего бандажа 34 в его части, которая проходит над задним концом первичного кожуха 30. В задней части закрывающего элемента стенки 42, 44 соединены вместе через свои внутренние продольные кромки посредством нижнего элемента 46, выполненного из материала, который выдерживает высокие температуры, причем нижний элемент 46 выполняет функцию обеспечения тепловой защиты от потока внутреннего контура, воздействию которого он подвергается. В заднем конце закрывающего элемента 40 боковые стенки 42 и 44 соединены вместе.
В конкретной ситуации, когда имеется газотурбинный двигатель относительно большого диаметра, пространство между задними крепежными элементами 18 является таковым, что расстояние L между ними по существу больше, чем ширина l опоры 22, измеренная на одном уровне с задними крепежными элементами 26 (фиг. 2), причем ширина l, или толщина, представляет собой расстояние между боковыми поверхностями 22а, 22b опоры. Тогда задний закрывающий элемент, ограниченный боковыми стенками, проходящими по существу радиально вблизи двух боковых стенок задней нижней части опоры, не может полностью закрывать задние крепежные элементы 26. Увеличение размеров заднего закрывающего элемента посредством отодвигания его боковых стенок от боковых поверхностей опоры является неприемлемым из-за воздействия на поток внешнего контура, приводящего к ухудшению характеристики по тяге.
Таким образом, предлагается выполнить боковые стенки 42, 44 задними закрывающего элемента с первыми частями 42а, 44а, которые проходят вдоль и вблизи задней нижней части опоры 22 с каждой ее стороны, и которые проходят в заднем направлении, и со вторыми частями 42b, 44b, которые выступают в боковом направлении от наружных сторон первых частей 42а, 44а стенок для того, чтобы полностью закрывать задние крепежные элементы 26, причем закрывающий элемент 40 является по существу симметричным относительно продольной срединной плоскости. Вторые части 42b, 44b стенок имеют по существу форму выпуклостей, которые соединены с первыми частями вдоль искривленных соединительных линий 42с, 44с, которые проходят между передними и задними точками, расположенными по существу на внутренних продольных кромках первых частей 42а, 44а стенок.
Соединительные линии 42с, 44с предпочтительно проходят на таком же расстоянии, что и задние точки, расположенные на наружной кромке или вблизи наружной кромки отверстия канала для прохождения потока внутреннего контура, в частности на задней кромке или вблизи задней кромки промежуточного кожуха 34. Вторые части 42b, 44b боковых стенок подвергаются воздействию потока внутреннего контура. Из-за их закругленной формы, заканчивающейся в точке на концах соединительных линий с первыми частями 42а, 44а боковых стенок, вторые части 42b, 44b боковых стенок имеют ограниченное воздействие на прохождение потока внутреннего контура. Предпочтительно, чтобы было предусмотрено, что эти вторые части 42b, 44b боковых стенок занимают менее 2% канала (13) выброса потока для потока внутреннего контура, то есть менее 2% сечения канала выброса вторичного сопла без учета кожуха.
Для того чтобы как можно меньше вмешиваться в поток внутреннего контура, каждая вторая часть 42b, 44b стенок предпочтительно имеет искривленные профили по существу вогнутой формы как в продольном сечении (в направлении прохождения потока внутреннего контура), так и в поперечном сечении (перпендикулярно направлению течения потока второго контура). Кривизна (обратная величина радиуса кривизны) вдоль профилей в направлении прохождения потока внутреннего контура предпочтительно больше чем 2×10-4 на миллиметр (мм-1), в то время как кривизна вдоль профилей, перпендикулярных направлению прохождения потока внутреннего контура предпочтительно больше чем 5×10-3 мм-1.
Предпочтительно, чтобы вторые части 42b, 44b боковых стенок имели аэродинамическую форму для локального усиления прохождения потока внутреннего контура по направлению к внутренней стороне и под задней частью заднего закрывающего элемента 40, таким образом, способствуя прижатию потока внутреннего контура к центральному телу 17 в зоне, расположенной под упомянутой задней частью закрывающего элемента 40, таким образом, оптимизируя тягу и защищая нижний элемент 46 от потока внутреннего контура. Это проявляется в результате описанной выше кривизны вторых частей 42b, 44b боковой стенки и вогнутых сторон их задних частей, что делает возможным иметь пути прохождения потока, подходящие для потока внутреннего контура вдоль передних частей соединительных линий между вторыми частями 42b, 44b стенок и первыми частями 42а, 44а стенок.
Первые части 42а, 44а боковых стенок и нижняя пластина 46 закрывающего элемента 40 могут быть прикреплены к опоре 22. Вторые части 42b, 44b боковых стенок могут быть прикреплены к первым частям, или они могут быть прикреплены к первичному кожуху 32.
Следует понимать, что форма вторых частей 42b, 44b боковых стенок обеспечивает ограниченное воздействие не только на течение потока внешнего контура, но также и на общий вес заднего закрывающего элемента 40.
Следует понимать, что количество задних крепежных элементов может быть более двух.

Claims (9)

1. Узел, содержащий газотурбинный двигатель и систему крепления для крепления газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата, в котором:
- газотурбинный двигатель (10) является двухконтурным двигателем с кольцевым каналом (15), в котором проходит поток внутреннего контура, который открыт назад вокруг центрального тела (17), и кольцевой канал (13), вдоль которого проходит поток внешнего контура, который открыт назад между первичным кожухом (30) и задним концом вторичного кожуха (32);
- система (20) крепления содержит опору (22), по меньшей мере два задних крепежных элемента (26), соединяющих опору с двумя задними точками (18) крепления газотурбинного двигателя, и задний закрывающий элемент (40) опоры, закрывающий задние крепежные элементы, образующий аэродинамический обтекатель и имеющий заднюю часть, которая проходит назад над отверстием канала для прохождения потока внутреннего контура, причем расстояние между задними точками крепления по существу больше, чем ширина опоры на уровне с задними крепежными элементами;
- причем узел отличается тем, что задний закрывающий элемент имеет две боковые стенки (42, 44), каждая из которых имеет первую часть (42а, 44а), проходящую вдоль и вблизи опоры и проходящую назад, и вторую часть (42b, 44b), которая выступает в боковом направлении относительно первой части стенки на ее наружной стороне так, чтобы закрывать задние крепежные элементы; и
вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента имеют по существу форму выпуклостей, и они соединены с первыми частями (42а, 44а) боковых стенок вдоль искривленных соединительных линий (42с, 44с), проходящих между передними точками и задними точками, расположенными по существу на одном уровне с внутренними продольными кромками первых частей боковых стенок.
2. Узел по п. 1, отличающийся тем, что вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента (40) соединены с первыми частями (42а, 44а) боковых стенок вдоль искривленных соединительных линий (42с, 44с), проходящих назад до задних точек, расположенных на наружной кромке или вблизи наружной кромки отверстия кольцевого канала (15) для прохождения потока внутреннего контура.
3. Узел по п. 2, отличающийся тем, что вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего обтекателя (40) имеют искривленные профили по существу вогнутой формы, чтобы локально способствовать прохождению потока внутреннего контура по направлению к внутренней стороне и над задней частью заднего закрывающего элемента (40).
4. Узел по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента (40) соединены с первыми частями (42а, 44а) боковых стенок вдоль соединительных линий (42с, 44с) от передних точек, расположенных вблизи первичного кожуха (30), обращенного по существу на заднюю кромку вторичного кожуха (32).
5. Узел по п. 1, отличающийся тем, что вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента (40) занимают менее 2% от канала (13) выброса потока для потока внешнего контура.
RU2014112355A 2011-09-01 2012-08-24 Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата RU2606524C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1157747 2011-09-01
FR1157747A FR2979613B1 (fr) 2011-09-01 2011-09-01 Ensemble forme par un turbomoteur et son systeme d'attache a une structure d'aeronef
PCT/FR2012/051930 WO2013030498A2 (fr) 2011-09-01 2012-08-24 Ensemble forme par un turbomoteur et son systeme d'attache a une structure d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014112355A RU2014112355A (ru) 2015-10-10
RU2606524C2 true RU2606524C2 (ru) 2017-01-10

Family

ID=46829823

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014112355A RU2606524C2 (ru) 2011-09-01 2012-08-24 Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9488106B2 (ru)
EP (1) EP2750973B1 (ru)
CN (1) CN103748011B (ru)
BR (1) BR112014004578B1 (ru)
CA (1) CA2846996C (ru)
FR (1) FR2979613B1 (ru)
RU (1) RU2606524C2 (ru)
WO (1) WO2013030498A2 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
FR3005033B1 (fr) * 2013-04-26 2015-05-15 Snecma Structure de suspension d'un turbopropulseur a double helices non carenees sur un element structurel d'un aeronef
FR3009339B1 (fr) * 2013-07-30 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Turbomachine comprenant un dispositif de refroidissement du pylone
US10202869B2 (en) 2013-08-22 2019-02-12 United Technologies Corporation Connection for a fairing in a mid-turbine frame of a gas turbine engine
CA3084384A1 (en) * 2017-10-19 2019-04-25 Bombardier Inc. Aircraft pylon fairing

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0257665A1 (en) * 1986-08-11 1988-03-02 The Boeing Company Aircraft engine mount with vertical vibration isolation
SU1828026A1 (ru) * 1990-10-02 1996-11-10 Московский машиностроительный завод им.С.В.Ильюшина Система крепления двигателя к летательному аппарату
RU2104228C1 (ru) * 1993-07-01 1998-02-10 Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд" Устройство для крепления авиационного двигателя к самолету
WO2008006823A1 (fr) * 2006-07-11 2008-01-17 Airbus France Ensemble moteur pour aeronef comprenant un berceau de support de capot de soufflante monte sur deux elements distincts

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4825648A (en) 1987-03-02 1989-05-02 General Electric Company Turbofan engine having a split cowl
GB8928038D0 (en) * 1989-12-12 1990-02-14 British Aerospace Aircraft wing pylon extensions for minimised aerodymanic penalties
US5275357A (en) * 1992-01-16 1994-01-04 General Electric Company Aircraft engine mount
FR2903666B1 (fr) * 2006-07-11 2008-10-10 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un capotage aerodynamique de jonction monte sur deux elements distincts
FR2916424B1 (fr) * 2007-05-23 2009-08-21 Airbus France Sa Mat d'accrochage de moteur pour aeronef comprenant une cale biaise pour la fixation de l'attache moteur avant
FR2916737B1 (fr) * 2007-06-01 2010-05-28 Airbus France Ensemble moteur pour aeronef a nacelle coulissante.
FR2920409B1 (fr) * 2007-08-27 2009-12-18 Airbus France Berceau de support de capot de soufflante monte sur le mat d'accrochage et sur l'entree d'air de la nacelle
FR2926536B1 (fr) * 2008-01-23 2010-07-30 Snecma Accrochage d'un systeme propulsif a un element de structure d'un aeronef
FR2931133B1 (fr) * 2008-05-14 2010-06-18 Airbus France Mat d'accrochage de moteur comprenant des moyens de fixation des longerons et des panneaux agences en dehors de l'espace interieur de caisson
FR2950860B1 (fr) * 2009-10-01 2011-12-09 Airbus Operations Sas Dispositif d'accrochage d'un moteur a un mat d'aeronef
US8876042B2 (en) * 2009-12-21 2014-11-04 General Electric Company Integrated nacelle assembly
GB201011056D0 (en) * 2010-07-01 2010-08-18 Rolls Royce Plc Pylon for attaching a gas turbine engine
FR2978730B1 (fr) * 2011-08-03 2013-09-27 Airbus Operations Sas Berceau d'articulation de capots de soufflante supportes par ces capots en position fermee

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0257665A1 (en) * 1986-08-11 1988-03-02 The Boeing Company Aircraft engine mount with vertical vibration isolation
SU1828026A1 (ru) * 1990-10-02 1996-11-10 Московский машиностроительный завод им.С.В.Ильюшина Система крепления двигателя к летательному аппарату
RU2104228C1 (ru) * 1993-07-01 1998-02-10 Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд" Устройство для крепления авиационного двигателя к самолету
WO2008006823A1 (fr) * 2006-07-11 2008-01-17 Airbus France Ensemble moteur pour aeronef comprenant un berceau de support de capot de soufflante monte sur deux elements distincts

Also Published As

Publication number Publication date
CN103748011A (zh) 2014-04-23
FR2979613A1 (fr) 2013-03-08
RU2014112355A (ru) 2015-10-10
CN103748011B (zh) 2016-07-06
BR112014004578B1 (pt) 2021-07-13
EP2750973B1 (fr) 2015-08-19
WO2013030498A3 (fr) 2013-08-15
US20140202169A1 (en) 2014-07-24
CA2846996A1 (fr) 2013-03-07
CA2846996C (fr) 2018-12-11
WO2013030498A2 (fr) 2013-03-07
BR112014004578A2 (pt) 2017-04-04
FR2979613B1 (fr) 2014-06-13
US9488106B2 (en) 2016-11-08
EP2750973A2 (fr) 2014-07-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2606524C2 (ru) Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата
RU2480598C2 (ru) Воздухозаборник для гондолы летательного аппарата
US9435224B2 (en) Method for cooling a thermal protection floor of an aft aerodynamic fairing of a structure for mounting an aircraft propulsion system
US10571025B2 (en) Aircraft fire seal structure and aircraft
US9051054B2 (en) Nacelle for turbojet engine
US10814989B2 (en) Propulsion assembly for an aircraft, comprising a gas generator, two offset fans and an air inlet sleeve
RU2505458C2 (ru) Гондола турбореактивного двигателя со сдвижным передним капотом
US20170137135A1 (en) Propulsion assembly for an aircraft, comprising a gas generator and two offset fans
US9051057B2 (en) Aircraft air inlet diverter assemblies with improved aerodynamic characteristics
RU2492117C2 (ru) Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя
US11084600B2 (en) Nacelle inlet with reinforcement structure
EP3254953A1 (en) Thermal insulaton blanket
US9975641B2 (en) Aircraft propelling assembly including a duct forming a thermal barrier integrated in the caisson of the rigid structure of the engine mounting system
CN102202974B (zh) 涡轮喷气发动机机舱
CN113811487A (zh) 短舱进气道和包括这种进气道的短舱
US11828249B2 (en) Exterior nozzle member for a turbomachine
US20170335766A1 (en) Arrangements for drawing in air and trapping foreign bodies in an aircraft propulsion assembly
CA3104393A1 (en) Improved fire resistance device designed to be placed between one end ofa mounting strut for an aircraft turbomachine and a cowling of said turbomachine delimiting an inter-flow compartment
RU2474717C1 (ru) Реверсивное устройство турбореактивного двигателя
US11480107B2 (en) Fire resistance device intended to be interposed between an upstream end of an aircraft turbine engine mounting structure and a cowling of the turbine engine delimiting an inter-flow compartment
US10612386B2 (en) Apparatus for airfoil leading edge protection
RU2804492C2 (ru) Воздухозаборник гондолы и гондола, содержащая такой воздухозаборник
CN112340036A (zh) 短舱的前段部分、飞行器推进单元的短舱和飞行器
US20120318380A1 (en) Turbojet engine nacelle provided with a cooling assembly for cooling a component
US11136938B2 (en) Bypass turbofan engine comprising a nacelle equipped with a translationally-mobile thrust-reversal system and with a fan case equipped with supports

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner