CN116142465A - 用于将喷气式发动机联接至飞行器机翼的发动机挂架 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的发动机挂架(106)，其包括：具有两个侧向壁(302b－c)的倒U形上翼梁(302)、具有两个侧向壁(304b－c)的U形下翼梁(304)，其中，翼梁(302、304)的侧向壁(302b－c、304b－c)的自由端相邻；用于将一个翼梁(302、304)的侧向壁(302b－c、304b－c)的自由端固定至另一翼梁(304、302)的侧向壁(304b－c、302b－c)的自由端的装置；以及在各翼梁之间的肋件(308)，其中，每个肋件具有固定至上翼梁(302)的侧向壁(302b－c)的顶端(308a)和固定至下翼梁(304)的底端(308b)。这样的发动机挂架因此提供了数量减少的组成部件和每侧单排的固定件，从而使得能够节省重量和组装时间。

Description

用于将喷气式发动机联接至飞行器机翼的发动机挂架
技术领域
本发明涉及一种用于将喷气式发动机安装在飞行器机翼下方的发动机挂架，以及一种包括喷气式发动机、机翼和用于将喷气发动机安装在机翼下方的这种发动机挂架的飞行器。
背景技术
通常，对于飞行器，推进单元包括喷气式发动机，该喷气式发动机使用发动机挂架固定在飞行器机翼下方。
第一连接装置将喷气式发动机固定至发动机挂架。这些连接装置通常包括前发动机安装件、后发动机安装件和吸收喷气式发动机所产生的推力的反作用杆。
第二连接装置将发动机挂架固定至机翼。这些第二连接装置在发动机挂架与机翼之间的接口处反作用于并吸收弯矩和剪切力。在文件US A2016/0221682中描述了这种布置的示例。
根据现有技术的一实施例，发动机挂架由允许载荷传递的主结构构成，并且由箱形结构形成，该箱形结构由上翼梁、下翼梁、连接两个翼梁的两个侧向面板以及沿着箱形结构分布的内肋构成。因此，生产箱形结构包括生产四排鱼尾板，即一排在上翼梁与每个侧向面板之间，一排在下翼梁与各个侧向面板之间。
根据现有技术的一实施例，发动机挂架由由箱形结构形成的主结构构成，该箱形结构由上翼梁、下翼梁、连接两个翼梁的两个侧向面板、沿着箱形结构分布的内肋以及分布在箱形结构的四个角部处的四个支架构成。然后，形成箱形结构包括制作八排鱼尾板，即每个支架两排。
主结构由副结构(次结构)覆盖，该次结构形成具有气动外表面的外整流罩，在外整流罩下可安装***(燃料、电力、油等***)。
尽管这种安装是令人满意的，但它们相对重，因为所有元件都是由金属制成的，并且组装过程复杂，需要堆叠不同的层，并且需要按序依次组装组成部件。
发明内容
本发明的目的是提出一种用于将喷气式发动机安装在飞行器机翼下方的发动机挂架，其中发动机挂架具有能够节省重量和组装时间的特定组件。
为此，提出了一种用于将喷气式发动机安装在飞行器机翼下方的发动机挂架，该发动机挂架包括：
－上翼梁，其具有倒U形轮廓，带有顶部以及从顶部向下延伸的两个侧向壁；
－下翼梁，其具有U形轮廓，带有底部和从底部向上延伸的两个侧向壁，其中翼梁的每个侧向壁具有自由端，该自由端延伸直到其进入另一翼梁的侧向壁的自由端附近；
－固定装置，其用于将一个翼梁的侧向壁的自由端固定至另一翼梁的侧壁的自由端；以及
－多个肋件，其沿着下翼梁的长度分布，并容纳在上翼梁与下翼梁之间，其中，每个肋件具有顶端和底端，顶端固定至上翼梁的每个侧向壁，而底端固定至下翼梁；
其中，对于每个肋件，所述发动机挂架包括容纳在下翼梁中并固定至其的衬垫，并且每个衬垫具有横向壁，该横向壁相对于下翼梁横向延伸并且具有固定区，相关联的肋件的底端固定在该固定区处。
这样的发动机挂架由此提供了减少数量的组成部件和每侧单排的固定件，从而使得能够节省重量和组装时间。
有利地，固定区采取横向壁中的腔体的形式，相关联的肋件的底端容纳在该腔体中。
有利地，顶端包括相对于上翼梁横向延伸的腹板，以及在腹板的每侧上固定至腹板的凸缘，每个凸缘承载抵靠上翼梁的侧向壁的内面部并固定至所述侧向壁。
有利地，下翼梁和衬垫由金属制成，上翼梁由复合材料制成。
有利地，上翼梁成形为形成气动外整流罩。
根据一具体实施例，在上翼梁的侧向壁叠置在下翼梁的侧向壁上的区域中，上翼梁的每个侧向壁的自由端的内面部承载抵靠下翼梁的侧向壁的自由端的外面部，侧向壁具有穿过它们的同轴通孔，并且固定装置对于每对同轴通孔包括带柄紧固件，该带柄紧固件具有***到所述通孔中的柄部和在柄部的每个端部处的头部以将侧向壁夹在中间。
根据一具体实施例，上翼梁的每个侧向壁的自由端邻抵下翼梁的侧向壁的自由端，每个侧向壁的自由端具有穿过其的通孔，固定装置一方面对于每对邻抵在一起的侧向壁包括鱼尾板，该鱼尾板放置成抵靠该对侧向壁中的每个侧向壁的外面部，其中，对于相关联的成对侧向壁的每个通孔，每个鱼尾板具有与所述通孔同轴的互补通孔，固定装置另一方面对于每个通孔具有带柄紧固件，该带柄紧固件具有***通孔和同轴互补通孔中的柄部以及处于柄的每个端部处的头部，以便将相关联的鱼尾板及侧向壁夹在中间。
根据一具体实施例，下翼梁的每个侧向壁的自由端具有多个壳体，其中每个壳体具有大致垂直于上翼梁的相关联的侧向壁的接触壁，每个侧向壁的自由端的边缘面部定位成抵靠相关壳体的接触壁，每个接触壁具有通孔，其轴线大致平行于上翼梁的相关侧向壁，上翼梁的相关侧向壁对于每个通孔具有第一孔和第二孔，第一孔的轴线垂直于所述通孔的轴线，第二孔与所述通孔同轴并通到第一孔中，固定装置对于每个通孔包括套筒螺母和螺杆，套筒螺母容纳在第一孔中，螺杆的杆部相继穿过通孔以及同轴第二孔，以拧入相关联的第一孔中的套筒螺母。
本发明还提出了一种飞行器，该飞机包括机翼、喷气式发动机和根据前述变型之一的发动机挂架，该发动机挂架固定在机翼与喷气式发动机之间。
附图说明
通过阅读以下对一个示例性实施例的描述，本发明的上述特征及其他特征将变得更加清楚，所述描述结合附图给出，附图中：
图1是根据本发明的飞行器的侧视图；
图2是组装在机翼与喷气发动机之间的根据本发明的发动机挂架的侧视图；
图3是图2的发动机挂架沿III－III的剖视图；
图4是根据本发明的下翼梁和肋件的分解图；
图5是图3的根据本发明第一实施例的组装细节V的视图；
图6是图3的根据本发明第二实施例的组装细节V的视图；以及
图7是根据图3的本发明第三实施例的组装细节V的视图。
具体实施方式
图1示出了飞行器10，其包括具有喷气式发动机102的推进***100，该喷气式发动机102借助根据本发明的发动机挂架106固定至飞行器10的机翼104。
在下面的描述中，参考处于正常飞行位置的飞机考虑与位置相关的术语，即如图1所描绘的，并且“前”和“后”位置是参考发动机的前部和后部以及参考发动机102运行时飞行器10向前行进的方向进行考虑的。
在下面的描述中，按照惯例，X是喷气式发动机的纵向方向的名称，其与所述喷气式发动机的纵向轴线平行；Y是横向方向的名称，当飞行器在地面上时其是水平的；而Z方向是竖直方向，当飞行器在地面上时其是竖直的，这三个方向X、Y和Z相互正交。
喷气式发动机102具有绕其纵向轴线的回转形状，并且被由形成气动外表面的面板所组成的短舱围绕。同样，机翼104具有由形成气动外表面的蒙皮围绕的结构。
发动机挂架106形成刚性结构。
图2示出了根据本发明的发动机挂架106的安装示例，该发动机挂架没有外整流罩，处于没有蒙皮的机翼104与没有短舱的喷气式发动机102之间。
发动机挂架106采用固定在喷气式发动机102与机翼104之间的箱形结构的形式。
在此处描绘的本发明实施例中，发动机挂架106由第一连接装置固定到喷气式发动机102，该第一连接装置包括前发动机安装件202、后发动机安装件204和吸收喷气式发动机所产生的推力的反作用杆205。
在此处描绘的本发明实施例中，发动机挂架106由第二连接装置固定到机翼104，该第二连接装置包括成组连杆206a－c。
这些连接装置在此以示例的方式给出，并且可以采用本领域技术人员已知的其他形式。
图3示出了发动机挂架106，图4示出了用于构建发动机挂架的某些部件。
发动机挂架106采用箱形结构的形式，并且具有平行于平面XZ并穿过喷气式发动机102的纵向轴线X的纵向中间平面P。
发动机挂架106包括上翼梁302，其大致平行于纵向方向X延伸，并且在垂直于纵向方向X的平面中具有倒U形轮廓，该倒U形轮廓具有顶部302a和两个侧向壁302b－c，这些侧向壁在纵向中间平面P的每一侧上从顶部302a向下延伸。因此存在左舷侧向壁302b和右舷侧向壁302c。
发动机挂架106包括下翼梁304，其大致平行于纵向方向X延伸，并且在垂直于纵向方向X的平面中具有U形轮廓，该U形轮廓具有底部304a和两个侧向壁304b－c，这些侧向壁在纵向中间平面P的每一侧上从底部304a向上延伸。因此存在左舷侧向壁304b和右舷侧向壁304c。
翼梁302、304的每个侧向壁302b－c、304b－c具有自由端，这些自由端延伸直到其进入另一翼梁304、302的侧向壁304b－c、302b－c的自由端附近。
发动机挂架106还包括用于将一个翼梁302、304的侧向壁302b－c、304b－c的自由端固定到另一翼梁304、302的侧向壁304b－c、302b－c的自由端的固定装置。
因此，上翼梁302的左舷侧向壁302b或相应右舷侧向壁302c的自由端固定到下翼梁304的左舷侧向壁304b或相应右舷侧向壁306c。
因此，每侧有一排固定件，即用于固定相应侧向壁302b和304b的自由端的第一排固定件306b、和用于将翼梁302和304的相应侧向壁304c和304c的自由端固定到彼此的第二排固定件306c，它们所需要的固定装置数量降低。
发动机挂架106还包括多个肋件308，这些肋件308容纳在由上翼梁302和下翼梁304形成的箱形结构中，并且沿下翼梁304的长度分布。
每个肋件308具有顶端308a和底端308b，顶端308a固定到上翼梁302的每个侧向壁302b－c，底端308b固定到下翼梁304。
肋件308沿着沿翼梁302和304的长度分布的多个竖直连接平面连接上翼梁302和下翼梁304，并给予发动机挂架106稳定性和传递扭转载荷(Mx)。
这样的发动机挂架106因此具有数量减少的组成部件和每侧单排的固定件，从而使得能够节省重量和组装时间。
图4示出了下翼梁304和肋件308的分解图。
对于每个肋件308，发动机挂架106包括容纳在下翼梁304中并固定到其的衬垫402。下翼梁304和衬垫402可以是同一单个部件或固定在一起的两个部件。
因为肋件308分布在下翼梁304的长度上，所以还存在沿下翼梁的长度分布的多个衬垫402。
在图3和图4所描绘的本发明实施例中，每个衬垫402具有横向壁406，该横向壁相对于下翼梁304横向延伸，即垂直于纵向方向X。横向壁406具有固定区404，相关联的肋件308的底端308b固定在该固定区。
在图4所描绘的本发明实施例中，固定区404采取横向壁406中的腔体的形式，相关联的肋件308的底端308b容纳在该腔体中，但在未示出的另一实施例中，横向壁404可以是平面的，而固定区402则是横向壁408的平坦(平面)表面。在图3和图4所描绘的本发明实施例中，使用穿过平行于纵向方向X的孔320a－b、并为此目穿过肋件308的底端308b和横向壁406的螺栓或铆钉320来执行肋件308的底端308b的固定。
在图3和图4所描绘的本发明实施例中，肋件308的顶端308a包括腹板410，该腹板相对于上翼梁302横向延伸，即垂直于纵向方向X，并且在腹板410的相对于纵向中间平面P的每一侧上，凸缘412a－b固定至腹板410，并且每个凸缘412a－b支承抵靠上翼梁302的侧向壁302b－c的内面部，并固定至所述侧向壁302a－c。
在图3和图4所描绘的本发明实施例中，借助穿过垂直于所述侧向壁302b－c的孔322a－b、并为此目的设在凸缘412a－b和上翼梁302的侧向壁302b－c中的螺栓或铆钉322来固定每个凸缘412a－b。
由于喷气式发动机102存在于下翼梁304和衬垫402下方，这些在后部件经受极高温度。为了能够承受这些温度，下翼梁304和衬垫402需要由能够承受这些高温的材料制成，并且它们较佳地由金属制成。
同样，肋件308较佳地由金属制成，以承受底端308b附近的高温，并承受穿过它们的力。
相反地，上翼梁302经受较低温度，因此可以用重量较轻的材料制造上翼梁302，其例如由诸如CFRP(碳纤维增强聚合物)的复合材料制成。
这样的结构能够减轻发动机挂架106的重量。
由于其结构由复合材料制成，上翼梁302可以具有复杂的形状。这种复杂形状使得可以创建气动外整流罩，其提供气动外表面并形成发动机挂架106的外整流罩，从而提供喷气式发动机102的短舱与机翼104的蒙皮之间的连接，这与现有技术中需要附加外整流罩的情况不同。
因此，上翼梁302用作旨在传递载荷的主结构，并且也用作旨在气动地包覆主结构并将各***容纳在其中的次结构。
如果上翼梁302不能构成气动外整流罩，则将夹具310固定至上翼梁301的每个侧向壁302b－c的外侧，以将附加的气动外整流罩(图中未描绘)附接到该侧向壁上。
一种组装方法使得能够创建两个模块，这两个模块随后沿着数排固定件306b－c固定到彼此，从而允许简单的快速组装。
第一模块由上翼梁302和夹具310(若存在)组成，第二模块由下翼梁304和由其底端308b固定就位的肋件308组成。
然后，通过装配固定装置并将肋件308的顶端308a固定至上翼梁302来将这两个模块固定在一起。
图5至图7示出了沿着成排固定件306c的固定装置的各种实施例(两排固定件306b－c是相同的)。
在图5的实施例中，上翼梁302的每个侧向壁302b－c的自由端的内面部承载抵靠下翼梁304的侧向壁304b－c的外面部。内面部是面向发动机挂架106内侧的面部，而外面部是面向发动机挂架106外侧的面部。
在上翼梁302的侧向壁302b－c叠置在下翼梁304的侧向壁304b－c上的区域中，所述侧向壁302b－c和304b－c具有穿过它们的同轴通孔501a－b，这些通孔沿翼梁302和304的长度分布。
对于每对同轴通孔501a－b，固定装置500包括带柄紧固件502，该带柄紧件包括***所述通孔501a－b中的柄部和处于柄部的每个端部处的头部，以便将侧向壁302b－c和304b－c夹在中间。带柄紧固件502例如是螺栓或铆钉。如果是螺栓，则夹在螺杆头与螺母之间；如果是铆钉，则夹在头部与带头尾部之间。
在图6的实施例中，上翼梁302的每个侧向壁302b－c的自由端邻抵下翼梁304的侧向壁304b－c的自由端。
每个侧向壁302b－c、304b－c的自由端具有穿过其的通孔601a－b，这些通孔沿翼梁302、304的长度分布。
对于每对邻抵在一起的侧向壁302b－c、304b－c，固定装置600包括鱼尾板604，该鱼尾板放置成抵靠该对侧向壁302b－c、304b－c的外面部。外面部是面向发动机挂架106外侧的面部。
对于相关联的各对中的每个通孔601a－b，每个鱼尾板604具有与所述通孔601a－b同轴的互补通孔603a－b。
对于每个通孔601a－b，固定装置600包括带柄紧固件602，该紧固件具有***通孔601b－b和同轴互补通孔603a－b中的柄部和处于柄部的个端部处的头部，以便将相关联的鱼尾板604和侧向壁302b－c、304b－c夹在中间。带柄紧固件602例如是螺栓或铆钉。如果是螺栓，则夹在螺杆头与螺母之间；如果是铆钉，则夹在头部与带头尾部之间。
在图7的实施例中，下翼梁304的每个侧向壁304b－c的自由端具有沿着下翼梁的长度分布的多个壳体704，其中，每个壳体704具有大致垂直于上翼梁302的相关联的侧向壁302b－c的接触壁706，即，该接触壁与下翼梁304的自由端在同一侧并构成其自由端。
上翼梁302的每个侧向壁302b－c的自由端的边缘面部放置成抵靠相关联的壳体704的接触壁706。
每个接触壁706具有通孔701b，其轴线大致平行于上翼梁302的相关联的侧向壁302b－c。
对于每个通孔701b，上翼梁302的相关联的侧向壁302b－c具有第一孔701a和第二孔701c，第一孔701a的轴线垂直于所述通孔701b的轴线，第二孔701c与所述通孔701b同轴并通到第一孔701a中。
对于每个通孔701b，固定装置700包括容纳在第一孔701a中的套筒螺母702a(也称为管螺母或筒螺母)和螺杆702b，螺杆702b的杆相继穿过通孔701b和同轴第二孔701c以拧入相关联的第一孔701a中的套筒螺母702a中。
因此，上翼梁302的接触壁706和侧向壁302b－c被夹在相互协作的螺杆702b的头部与套筒螺母702a之间。

Claims (9)

1.发动机挂架(106)，所述发动机挂架用于将喷气式发动机(102)安装在飞行器(10)的机翼(104)下方，所述发动机挂架(106)包括：
－上翼梁(302)，所述上翼梁具有倒U形轮廓，带有顶部(302a)以及从所述顶部(302a)向下延伸的两个侧向壁(302b－c)；
－下翼梁(304)，所述下翼梁具有U形轮廓，带有底部(304a)和从所述底部(304a)向上延伸的两个侧向壁(304b－c)，其中，所述翼梁(302、304)的每个侧向壁(302b－c、304b－c)具有自由端，所述自由端延伸直到其到达另一翼梁(304、302)的侧向壁(304b－c、302b－c)的自由端附近为止；
－固定装置，所述固定装置用于将一个翼梁(302、304)的侧向壁(302b
－c、304b－c)的自由端固定到另一翼梁(304、302)的侧向壁(304b－c、302b－c)的自由端；以及
－多个肋件(308)，所述多个肋件沿着所述下翼梁(304)的长度分布，并容纳在所述上翼梁(302)与所述下翼梁(304)之间，其中，每个肋件(308)具有固定至所述上翼梁(302)的每个侧向壁(302b－c)的顶端(308a)和固定至所述下翼梁(304)的底端(308b)；
其中，对于每个肋件(308)，所述发动机挂架(106)包括容纳在所述下翼梁(304)中并固定至其的衬垫(402)，并且其中，每个衬垫(402)具有横向壁(406)，所述横向壁相对于所述下翼梁(304)横向延伸并且具有固定区(404)，相关联的肋件(308)的所述底端(308b)固定在所述固定区处。
2.根据权利要求1所述的发动机挂架(106)，其特征在于，所述固定区(404)采用所述横向壁(406)中的腔体的形式，相关联的肋件(308)的所述底端(308b)容纳在所述腔体中。
3.根据权利要求1所述的发动机挂架(106)，其特征在于，所述顶端(308a)包括相对于所述上翼梁(302)横向延伸的腹板(410)，以及在所述腹板(310)的每一侧上固定至所述腹板(410)的凸缘(412a－b)，并且其中，每个凸缘(412a－b)承载抵靠所述上翼梁(302)的侧向壁(302b－c)的内面部，并且固定至所述侧向壁(302b－c)。
4.根据权利要求1所述的发动机挂架(106)，其特征在于，所述下翼梁(304)和所述衬垫(402)由金属制成，并且其中，所述上翼梁(302)由复合材料制成。
5.根据权利要求4所述的发动机挂架(106)，其特征在于，所述上翼梁(302)成形为形成气动外整流罩。
6.根据权利要求1所述的发动机挂架(106)，其特征在于，所述上翼梁(302)的每个侧向壁(302b－c)的自由端的内面部承载抵靠所述下翼梁(304)的侧向壁(304b－c)的自由端的外面部，其中，在所述上翼梁(302)的侧向壁(302b－c)叠置在所述下翼梁(304)的侧向壁(304b－c)上的区域中，所述侧向壁(302b－c、304b－c)具有穿过它们的同轴通孔(501a－b)，并且其中，所述固定装置(500)对于每对同轴通孔(501a－b)包括带柄紧固件(502)，所述带柄紧固件具有***到所述通孔(501a－b)中的柄部和处于所述柄部的每个端部处的头部以将所述侧向壁(302b－c、304b－c)夹在中间。
7.根据权利要求1所述的发动机挂架(106)，其特征在于，所述上翼梁(302)的每个侧向壁(302b－c)的自由端邻抵所述下翼梁(304)的侧向壁(304b－c)的自由端，其中，每个侧向壁(302b－c、304b－c)的自由端具有穿过其的通孔(601a－b)，其中，所述固定装置(600)一方面对于每对邻抵在一起的侧向壁(302b－c、304b－c)包括鱼尾板(604)，所述鱼尾板放置成抵靠该对侧向壁中的每个侧向壁的外面部，其中，对于相关联的成对侧向壁的每个通孔(601a－b)，每个鱼尾板(604)具有与所述通孔(601a－b)同轴的互补通孔(603a－b)，所述固定装置另一方面对于每个通孔(601a－b)具有带柄紧固件(602)，所述带柄紧固件具有***所述通孔(601a－b)和同轴的所述互补通孔(603a－b)中的柄部以及处于所述柄部的每个端部处的头部，以便将相关联的鱼尾板(604)及侧向壁(302b－c、304b－c)夹在中间。
8.根据权利要求1所述的发动机挂架(106)，其特征在于，所述下翼梁(304)的每个侧向壁(304b－c)的自由端具有多个壳体(704)，其中，每个壳体具有大致垂直于所述上翼梁(302)的相关联的侧向壁(302b－c)的接触壁(706)，其中，每个侧向壁(302b－c)的自由端的边缘面部定位成抵靠相关联的壳体(704)的所述接触壁(706)，其中，每个接触壁(706)具有通孔(701b)，所述通孔的轴线大致平行于所述上翼梁(302)的相关联的侧向壁(302b－c)，所述上翼梁(302)的相关联的侧向壁(302b－c)对于每个通孔(701b)具有第一孔(701a)和第二孔(701c)，所述第一孔(701a)的轴线垂直于所述通孔(701b)的轴线，所述第二孔(701c)与所述通孔(701b)同轴并通到所述第一孔(701a)中，并且其中，所述固定装置(700)对于每个通孔(701b)包括套筒螺母(702a)和螺杆(702b)，所述套筒螺母容纳在所述第一孔(701a)中，所述螺杆的杆部相继穿过所述通孔(701b)以及同轴的所述第二孔(701c)，以拧入相关联的第一孔(701a)中的所述套筒螺母(702a)中。
9.飞行器(10)，所述飞行器包括机翼(104)、喷气式发动机(102)以及根据权利要求1所述的发动机挂架(106)，所述发动机挂架固定在所述机翼(104)与所述喷气式发动机(102)之间。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2891526B1 (fr) * 2005-10-03 2007-11-02 Airbus France Sas Mat d'accrochage de turboreacteur pour aeronef
FR2915178B1 (fr) * 2007-04-23 2009-07-10 Airbus France Sa Attache d'un caisson de mat sur une voilure, pincant un panneau lateral du caisson
US8205825B2 (en) * 2008-02-27 2012-06-26 Spirit Aerosystems, Inc. Engine pylon made from composite material
ES2391967B1 (es) * 2010-01-14 2013-10-10 Airbus Operations, S.L. Pilón de soporte de motores de aeronaves.
US9248921B2 (en) * 2013-07-11 2016-02-02 Spirit Aerosystems, Inc. Method for mounting a pylon to an aircraft
US20150321766A1 (en) * 2014-05-06 2015-11-12 The Boeing Company Nacelle-To-Pylon Fairing
FR3032180B1 (fr) 2015-01-30 2018-05-18 Airbus Operations Ensemble propulsif comportant un turboreacteur et un mat d'accrochage permettant une nouvelle distribution des efforts entre le turboreacteur et la voilure
FR3042778B1 (fr) * 2015-10-27 2017-11-03 Snecma Structure porteuse de turbomachine
FR3059648B1 (fr) * 2016-12-06 2019-05-17 Airbus Operations Procede de fabrication d'un element d'aeronef et element d'aeronef mettant en oeuvre une impression tridimensionnelle
FR3069527B1 (fr) * 2017-07-31 2019-08-30 Airbus Structure primaire a conception amelioree pour mat d'accrochage de moteur d'aeronef
FR3072364A1 (fr) * 2017-10-18 2019-04-19 Airbus Operations Procede d'assemblage d'une structure primaire d'un mat d'aeronef et structure primaire d'un mat d'aeronef ainsi obtenue
EP3473548B1 (fr) * 2017-10-18 2019-12-04 Airbus Operations S.A.S. Procede d'assemblage d'une structure primaire d'un mât d'aeronef
FR3093081A1 (fr) * 2019-02-22 2020-08-28 Airbus Operations (S.A.S.) Structure primaire d’un mât d’aéronef comportant au moins un renfort transversal équipé de deux bielles disposées en diagonale et aéronef comprenant une telle structure primaire
FR3099464B1 (fr) * 2019-07-31 2024-06-21 Airbus Operations Sas Mat reacteur pour coupler un turboreacteur a une aile d’un aeronef
US11679888B2 (en) * 2020-10-19 2023-06-20 Spirit Aerosystems, Inc. Composite pylon

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