RU2665980C2 - Конструкция корпуса с поворотными секторами обечайки, устанавливаемая между двигателем и гондолой - Google Patents
Конструкция корпуса с поворотными секторами обечайки, устанавливаемая между двигателем и гондолой Download PDFInfo
- Publication number
- RU2665980C2 RU2665980C2 RU2016112462A RU2016112462A RU2665980C2 RU 2665980 C2 RU2665980 C2 RU 2665980C2 RU 2016112462 A RU2016112462 A RU 2016112462A RU 2016112462 A RU2016112462 A RU 2016112462A RU 2665980 C2 RU2665980 C2 RU 2665980C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shell
- sectors
- engine
- sector
- nacelle
- Prior art date
Links
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 3
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
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
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Filtering Of Dispersed Particles In Gases (AREA)
- Toys (AREA)
- Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям гондол двигателей. Конструкция корпуса, устанавливаемая между двигателем и гондолой летательного аппарата, включает в себя обечайку, окружающую двигатель и содержащую неподвижную часть (30) и множество секторов (12А, 12В), по меньшей мере одно радиальное плечо (14), обеспечивающее соединение с гондолой, и множество средств крепления для соединения указанного множества секторов обечайки между собой или с указанным радиальным плечом. Множество средств крепления содержит два ряда отверстий, выполненных в двух параллельных боковых стенках указанных секторов обечайки для установки двух рядов винтов (28А, 28В), каждый из которых проходит через соответствующий набор отверстий смежного сектора обечайки или смежного радиального плеча. Между каждым сектором обечайки и неподвижной частью установлен шарнир (24А, 24В) для обеспечения индивидуального поворота каждого из указанных секторов обечайки вокруг общей оси поворота, перпендикулярной к указанным боковым стенкам. Обеспечивается легкий доступ к устройствам, расположенным под каркасом. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Область техники
Изобретение относится к области авиационных двигателей, например турбореактивных двигателей, и, в частности, к конструкции корпуса, устанавливаемой между двигателем и гондолой.
Предшествующий уровень техники
Как известно, кроме механического соединения между двигателем и гондолой, такая конструкция должна обеспечивать:
- непрерывность аэродинамического потока второго контура;
- проход и удержание вспомогательных систем (электрических, механических, гидравлических) между различными компонентами двигателя (центральной рабочей зоной, вентилятором и т.д.) и гондолой этого двигателя;
- противопожарную защиту между различными отсеками двигателя и потоком второго контура; и
- доступ к агрегатам и вспомогательным системам с целью обслуживания.
Эта конструкция корпуса включает в себя разделенный на секторы цилиндрический каркас (или секторы обечайки) небольшой ширины (порядка нескольких сот миллиметров по оси двигателя), которая должна обеспечивать легкий доступ к закрываемым ею устройствам (например, к тягам передачи тяговых усилий или к различным силовым цилиндрам привода вспомогательных устройств) после открывания гондолы, и по меньшей мере одно радиальное плечо, расположенное вокруг этой рамы. Обычно каркас поддерживает также воздухозаборники системы подачи воздуха (бустер VBV).
Поскольку время обслуживания необходимо оптимизировать, каркас представляет собой препятствие для доступа к расположенным под ним устройствам, которые необходимо снимать, заменять, проверять на площадке и после открывания гондолы, учитывая время для снятия и замены самого каркаса в течение ограниченного времени, зависящего от конкретного случая применения.
Таким образом, существует потребность в конструкции корпуса, которая обеспечивает легкий доступ к этим устройствам (то есть совместима с рекомендованными сроками обслуживания на земле) и одновременно выполняет все вышеупомянутые функции и, в частности, ограничивает возмущения в аэродинамическом потоке.
Раскрытие изобретения
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание конструкция корпуса, устанавливаемой между двигателем и гондолой летательного аппарата, включающей в себя:
обечайку, окружающую двигатель с осью двигателя и содержащую неподвижную часть и множество секторов,
по меньшей мере одно радиальное плечо, обеспечивающее соединение с гондолой, и
множество средств крепления для соединения указанного множества секторов обечайки между собой или с указанным по меньшей мере одним радиальным плечом,
причем указанное множество средств крепления содержит два ряда отверстий, выполненных в двух параллельных боковых стенках указанных секторов обечайки и предназначенных для установки соответственно двух рядов винтов, каждый из которых проходит через соответствующий набор отверстий смежного сектора обечайки или смежного радиального плеча, при этом между каждым из указанных секторов обечайки и указанной неподвижной частью указанной обечайки дополнительно установлен шарнир для обеспечения индивидуального поворота каждого из указанных секторов обечайки вокруг общей оси поворота, перпендикулярной к указанным боковым стенкам, расположенным вдоль указанной оси двигателя.
Таким образом, шарнирное соединение каждого из секторов обечайки вокруг оси поворота позволяет легко и быстро «откидывать» данный сектор независимо от смежных секторов для доступа к устройствам или вспомогательным системам, которые он закрывает, причем во время операции нет необходимости в складировании открытого сектора, поскольку он удерживается на обечайке.
Предпочтительно указанный шарнир образован двумя плечами, соединенными одно с корпусом указанного сектора обечайки, а другое с указанной неподвижной частью обечайки, при этом указанные два плеча соединены указанной общей осью поворота, обеспечивающей поворот шарнира перпендикулярно к указанной оси двигателя.
Предпочтительно каждый из указанных секторов обечайки закрыт крышкой, закрепленной на корпусе указанного сектора обечайки посредством винтов с головкой, при этом указанная крышка содержит отверстия со скошенными фасками на их входе для соответствия головкам указанных винтов и обеспечения их установки заподлицо.
Предпочтительно корпус указанного сектора обечайки содержит проход, выполняющий функцию воздухозаборника, для соединения с каналом подачи воздуха.
Изобретение относится также к любому авиационному двигателю, содержащему вышеописанную конструкцию корпуса.
Другие особенности и преимущества изобретения будут более очевидны из последующего описания со ссылками на чертежи, которые поясняют неограничительный пример осуществления.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1 показана конструкция корпуса согласно изобретению, устанавливаемая между двигателем и гондолой, вид в перспективе;
на фиг. 2 - конструкция, показанная на фиг. 1, вид в разрезе по сектору обечайки;
на фиг. 3 - вид в разрезе, аналогичный фиг. 2, при этом сектор обечайки откинут для обеспечения доступа к устройствам;
на фиг. 4 - конструкция корпуса, показанная на фиг. 1, при этом крышка сектора обечайки снята, вид сверху.
Варианты осуществления изобретения
На фиг. 1 и 2 соответственно на виде в перспективе и в разрезе показана часть конструкции 10 корпуса, устанавливаемой между двигателем, как правило турбореактивным двигателем, и гондолой летательного аппарата, которая имеет форму разделенной на секторы обечайки (из которых показаны только секторы 12А, 12В), соединенной посредством по меньшей мере одного радиального плеча опоры корпуса гондолы (например, радиального плеча 14). По окружности в зависимости от положения устройств, таких как тяги передачи тяговых усилий, силовые цилиндры, приводящие в действие, например, регулируемые дренажные клапаны VBV или поворотные лопатки статора VSV, обечайка может содержать до восьми отделенных друг от друга смежных секторов, установленных между несколькими равномерно распределенными радиальными плечами. В каждом секторе обечайки выполнены проходы 16, выполняющие функцию воздухозаборников для одной из систем подачи воздуха газотурбинного двигателя (например, системы VBV или системы регулируемого дренажного клапана).
Каждый из секторов обечайки содержит наружную крышку 18, закрепленную винтами 20 с головками, проходящими через корпус 22 этих секторов обечайки. Предпочтительно отверстия этой крышки содержат на своем входе скошенные фаски для соответствия головкам этих винтов и для обеспечения их установки заподлицо, чтобы головка каждого винта точно заходила в это отверстие. При этом головка оказывается на одном уровне с верхней поверхностью крышки, входящей в контакт с потоком второго контура, и, таким образом, не создает препятствия для воздушного потока второго контура и обеспечивает аэродинамическую непрерывность.
Согласно изобретению и как показано, в частности, на фиг. 3 и 4, секторы обечайки соединены между собой или с радиальными плечами средствами крепления, содержащими два ряда отверстий, выполненных в двух параллельных боковых стенках 32, 34 секторов обечайки и предназначенных для установки соответственно двух рядов винтов 26А, 26В; 28А, 28В, каждый из которых проходит через соответствующий набор отверстий 32А, 32В смежного сектора обечайки или смежного радиального плеча для обеспечения их соответствующего удержания вместе, при этом между каждым из этих секторов обечайки и неподвижной частью 30 соединения (например, остальной частью обечайки) дополнительно расположен шарнир 24, который после удаления винтов обеспечивает индивидуальный поворот каждого из секторов обечайки вокруг общей оси 25 поворота, перпендикулярной к указанным боковым стенкам, то есть касательной к центральной линии наружной поверхности сектора обечайки.
Множество винтов предназначено для прохождения через множество отверстий, выполненных в двух боковых стенках каждого сектора обечайки. Например, два винта 26А, 26В проходят через два отверстия 32А, 32В боковой стенки 32 сектора 12А обечайки и заходят в боковую стенку смежного радиального плеча 14. Разумеется, число винтов указано лишь в качестве примера, поскольку соединение на двух боковых стенках необходимо осуществлять при помощи по меньшей мере двух винтов для обеспечения избыточности. Вместе с тем, следует ограничивать их количество, так как слишком большое количество винтов скажется на продолжительности операции завинчивания/отвинчивания во время технического обслуживания. Кроме того, поскольку эти винты участвуют в образовании кольцевой конструкции всех секторов обечайки, они неизбежно подвергаются действию многочисленных усилий и, следовательно, должны быть достаточно прочными для обеспечения жесткого соединения.
Обычно шарнир 24 состоит из двух плеч 24А, 24В, соединенны одно с корпусом 22 сектора обечайки, а другое с неподвижной частью 30 этой обечайки, причем эти два плеча соединены общей осью 25 поворота, обеспечивающей поворот шарнира. Этот шарнир может быть единым, то есть центральным, или двойным по обе стороны от центральной оси сектора, как показано на фигурах, или состоять из множества шарниров, распределенных вдоль входной части (относительно перемещения потока второго контура) сектора обечайки. Для ограничения поворота при открывании сектора обечайки может быть выполнен упор (не показан), при этом при закрывании совмещение со смежными секторами получают, например, как показано на фиг. 3, за счет контакта корпуса 22 сектора с неподвижной частью 30. Следует также отметить наличие канала 36 подачи воздуха воздухозаборника, который закреплен при помощи винтов 38 в проходе 16 корпуса сектора.
Таким образом, возможность поворачивать сектор обечайки посредством его шарнира после удаления винтов соединения со смежными секторами обеспечивает быстрый и легкий доступ к устройствам во время операции обслуживания этих устройств под этим сектором (например, периодический осмотр тяг передачи тяговых усилий), не затрагивая смежных секторов обечайки и избегая временного складирования этого сектора (что потенциально может привести к повреждению или к утере).
Claims (8)
1. Конструкция корпуса для обеспечения механического соединения между двигателем и гондолой летательного аппарата, включающая в себя:
обечайку, предназначенную для окружения двигателя с осью двигателя и содержащую неподвижную часть (30) и множество секторов (12А, 12В),
по меньшей мере одно радиальное плечо (14), расположенное вокруг указанной обечайки и предназначенное для обеспечения соединения с гондолой, и
множество средств крепления для соединения указанного множества секторов обечайки между собой или с указанным по меньшей мере одним радиальным плечом, причем указанное множество средств крепления содержит два ряда отверстий, выполненных в двух параллельных боковых стенках (32, 34) указанных секторов обечайки и предназначенных для установки соответственно двух рядов винтов (26А, 26В; 28А, 28В), каждый из которых проходит через соответствующий набор отверстий (32А, 32В) смежного сектора обечайки или смежного радиального плеча, отличающаяся тем, что между каждым из указанных секторов обечайки и указанной неподвижной частью указанной обечайки установлен шарнир (24) для обеспечения индивидуального поворота каждого из указанных секторов обечайки вокруг оси (25) поворота, перпендикулярной к указанным боковым стенкам, расположенным вдоль указанной оси двигателя.
2. Конструкция корпуса по п. 1, отличающаяся тем, что указанный шарнир образован двумя плечами (24А, 24В), соединенными одно с корпусом указанного сектора обечайки, а другое с указанной неподвижной частью обечайки, при этом указанные два плеча соединены указанной осью поворота, обеспечивающей поворот шарнира перпендикулярно к указанной оси двигателя.
3. Конструкция корпуса по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что каждый из указанных секторов обечайки закрыт крышкой (18), закрепленной на корпусе (22) указанного сектора обечайки посредством винтов (20) с головкой, при этом указанная крышка содержит отверстия со скошенными фасками на их входе для соответствия головкам указанных винтов и обеспечения их установки заподлицо.
4. Конструкция корпуса по п. 3, отличающаяся тем, что корпус указанного сектора обечайки содержит проход (16), выполняющий функцию воздухозаборника, для соединения с каналом (36) подачи воздуха.
5. Авиационный двигатель, содержащий конструкцию корпуса по п. 1.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1358478A FR3010049B1 (fr) | 2013-09-04 | 2013-09-04 | Structure de liaison moteur-nacelle a secteurs de virole pivotants |
| FR1358478 | 2013-09-04 | ||
| PCT/FR2014/052121 WO2015033042A1 (fr) | 2013-09-04 | 2014-08-25 | Structure de carter interposee entre le moteur et la nacelle a secteurs de virole pivotants |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016112462A RU2016112462A (ru) | 2017-10-09 |
| RU2016112462A3 RU2016112462A3 (ru) | 2018-06-05 |
| RU2665980C2 true RU2665980C2 (ru) | 2018-09-05 |
Family
ID=49667365
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016112462A RU2665980C2 (ru) | 2013-09-04 | 2014-08-25 | Конструкция корпуса с поворотными секторами обечайки, устанавливаемая между двигателем и гондолой |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10322813B2 (ru) |
| EP (1) | EP3041742B1 (ru) |
| JP (1) | JP6495920B2 (ru) |
| CN (1) | CN105517900B (ru) |
| BR (1) | BR112016004914B1 (ru) |
| CA (1) | CA2922366C (ru) |
| FR (1) | FR3010049B1 (ru) |
| RU (1) | RU2665980C2 (ru) |
| WO (1) | WO2015033042A1 (ru) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10502057B2 (en) | 2015-05-20 | 2019-12-10 | General Electric Company | System and method for blade access in turbomachinery |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1741879A1 (fr) * | 2005-06-29 | 2007-01-10 | Snecma | Dispositif de support et de logement de servitudes dans un turboreacteur a double flux |
| EP1998012A3 (en) * | 2007-05-30 | 2011-09-14 | United Technologies Corporation | Access door for gas turbine engine components |
| RU2472677C2 (ru) * | 2007-12-18 | 2013-01-20 | Снекма | Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы |
| US20130032642A1 (en) * | 2010-02-08 | 2013-02-07 | Snecma | Secondary-air nozzle of a two-flow jet engine having separated flows including a grid thrust reverser |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2494347A (en) * | 1945-04-26 | 1950-01-10 | Curtiss Wright Corp | Roller type hinge |
| US3571977A (en) * | 1969-06-27 | 1971-03-23 | Boeing Co | Access and pressure release door latch mechanism |
| WO1996011843A1 (en) * | 1994-10-18 | 1996-04-25 | United Technologies Corporation | Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine |
| US7090165B2 (en) * | 2003-06-02 | 2006-08-15 | Rolls-Royce Plc | Aeroengine nacelle |
| FR2861364B1 (fr) * | 2003-10-22 | 2006-02-03 | Airbus France | Dispositif de montage d'un carenage dispose entre une entree d'air d'un moteur d'aeronef et un mat. |
| FR2866070B1 (fr) * | 2004-02-05 | 2008-12-05 | Snecma Moteurs | Turboreacteur a fort taux de dilution |
| FR2901245B1 (fr) * | 2006-05-22 | 2008-12-26 | Airbus France Sas | Dispositif d'articulation d'une porte d'une nacelle d'aeronef et nacelle equipee dudit dispositif d'articulation |
| FR2909974B1 (fr) * | 2006-12-13 | 2009-02-06 | Aircelle Sa | Nacelle pour turboreacteur double flux |
| FR2933070B1 (fr) * | 2008-06-25 | 2010-08-20 | Snecma | Systeme propulsif d'aeronef |
| FR2936778B1 (fr) * | 2008-10-07 | 2011-06-10 | Airbus France | Agencement d'entree d'air pour aeronef |
| FR2953810B1 (fr) * | 2009-12-16 | 2012-01-13 | Snecma | Nacelle de turboreacteur |
| FR2960854B1 (fr) | 2010-06-04 | 2012-07-20 | Airbus Operations Sas | Porte a double fonction pour nacelle de moteur d'aeronef |
| FR2963390B1 (fr) * | 2010-07-30 | 2012-08-31 | Snecma | Turboreacteur lateral perfectionne pour limiter ses deformations |
| CN203050809U (zh) * | 2012-12-27 | 2013-07-10 | 中国燃气涡轮研究院 | 一种燃气涡轮发动机机匣与外环的连接结构 |
-
2013
- 2013-09-04 FR FR1358478A patent/FR3010049B1/fr active Active
-
2014
- 2014-08-25 JP JP2016539613A patent/JP6495920B2/ja active Active
- 2014-08-25 WO PCT/FR2014/052121 patent/WO2015033042A1/fr active Application Filing
- 2014-08-25 RU RU2016112462A patent/RU2665980C2/ru active
- 2014-08-25 EP EP14786980.4A patent/EP3041742B1/fr active Active
- 2014-08-25 BR BR112016004914-4A patent/BR112016004914B1/pt active IP Right Grant
- 2014-08-25 CN CN201480048560.2A patent/CN105517900B/zh active Active
- 2014-08-25 CA CA2922366A patent/CA2922366C/fr active Active
- 2014-08-25 US US14/915,315 patent/US10322813B2/en active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1741879A1 (fr) * | 2005-06-29 | 2007-01-10 | Snecma | Dispositif de support et de logement de servitudes dans un turboreacteur a double flux |
| EP1998012A3 (en) * | 2007-05-30 | 2011-09-14 | United Technologies Corporation | Access door for gas turbine engine components |
| RU2472677C2 (ru) * | 2007-12-18 | 2013-01-20 | Снекма | Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы |
| US20130032642A1 (en) * | 2010-02-08 | 2013-02-07 | Snecma | Secondary-air nozzle of a two-flow jet engine having separated flows including a grid thrust reverser |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2922366C (fr) | 2021-05-04 |
| FR3010049A1 (fr) | 2015-03-06 |
| WO2015033042A1 (fr) | 2015-03-12 |
| CN105517900A (zh) | 2016-04-20 |
| RU2016112462A (ru) | 2017-10-09 |
| JP2016532597A (ja) | 2016-10-20 |
| EP3041742B1 (fr) | 2019-01-09 |
| CA2922366A1 (fr) | 2015-03-12 |
| CN105517900B (zh) | 2017-06-23 |
| EP3041742A1 (fr) | 2016-07-13 |
| BR112016004914B1 (pt) | 2022-01-18 |
| RU2016112462A3 (ru) | 2018-06-05 |
| US10322813B2 (en) | 2019-06-18 |
| BR112016004914A2 (ru) | 2017-08-01 |
| JP6495920B2 (ja) | 2019-04-03 |
| FR3010049B1 (fr) | 2017-03-31 |
| US20160214729A1 (en) | 2016-07-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2472677C2 (ru) | Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы | |
| US9863270B2 (en) | Turbomachine casing | |
| DK201300717A (en) | Pitch actuator arrangement | |
| RU2569503C2 (ru) | Гондола турбореактивного двигателя | |
| RU2665980C2 (ru) | Конструкция корпуса с поворотными секторами обечайки, устанавливаемая между двигателем и гондолой | |
| BR102012015981A2 (pt) | Método para realizar manutenção de uma unidade de energia auxiliar, conjunto de unidade de energia auxiliar de aeronave, e, duto de entrada para uma unidade de energia auxiliar | |
| RU2469922C2 (ru) | Гондола турбореактивного двигателя, содержащая демпферы для боковых крышек | |
| US20220055759A1 (en) | Propulsion engine assemblies providing access to components within propulsor cavities | |
| US9945261B2 (en) | Casing support structure | |
| RU2664096C2 (ru) | Конструкция корпуса, установленная между двигателем и гондолой при помощи пластины с винтами | |
| BR112017022641B1 (pt) | Sistema de abastecimento de aeronave e aeronave | |
| BR112016004805B1 (pt) | Estrutura de carcaça, e, aeromotor | |
| ES2751483T3 (es) | Boquilla principal integrada | |
| EP3303928B1 (en) | Combustor liners with rotatable air guiding caps | |
| US20160288916A1 (en) | Engine cowling of an aircraft gas turbine | |
| RU2006133183A (ru) | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла турбореактивного двигателя и мотогондолы самолета | |
| JP6033476B2 (ja) | 軸流式エキスパンダ | |
| RU2572731C2 (ru) | Гидравлическое устройство системы управления, такое как устройство изменения шага винта | |
| US9964041B2 (en) | Case structure interposed between the engine and the nacelle with jointed ferrule segments | |
| JP7038626B2 (ja) | 蒸気タービン及び蒸気タービンの製造方法 | |
| KR20180091335A (ko) | 직렬로 연결된 냉각홀을 포함하는 가스터빈 링세그먼트 및 이를 포함하는 가스터빈 | |
| EP3121381B1 (en) | Turbine engine and method of maintaining a turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| HZ9A | Changing address for correspondence with an applicant |