FR2557066A1 - Dispositif pour suspendre la nacelle d'un moteur turboreacteur - Google Patents
Dispositif pour suspendre la nacelle d'un moteur turboreacteur Download PDFInfo
- Publication number
- FR2557066A1 FR2557066A1 FR8415959A FR8415959A FR2557066A1 FR 2557066 A1 FR2557066 A1 FR 2557066A1 FR 8415959 A FR8415959 A FR 8415959A FR 8415959 A FR8415959 A FR 8415959A FR 2557066 A1 FR2557066 A1 FR 2557066A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- suspension
- mast
- engine
- hooks
- fasteners
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Granted
Links
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims abstract description 44
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 18
- 235000010627 Phaseolus vulgaris Nutrition 0.000 claims 1
- 244000046052 Phaseolus vulgaris Species 0.000 claims 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 3
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 2
- 101100491335 Caenorhabditis elegans mat-2 gene Proteins 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000010790 dilution Methods 0.000 description 1
- 239000012895 dilution Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
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
- 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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Load-Engaging Elements For Cranes (AREA)
Abstract
DISPOSITIF DE SUSPENSION SE CARACTERISANT PAR UN MECANISME A DEUX POSITIONS INSTALLE DANS LE MAT INTERMEDIAIRE SUPERIEUR DE SUSPENSION 8 AUQUEL EST SUSPENDUE LA NACELLE 10 D'UN MOTEUR D'AVION. LORSQUE LE MECANISME EST DANS LA POSITION DITE LIBRE, LE MAT INTERMEDIAIRE, EN SES PARTIES SUPERIEURE ET INFERIEURE 8, 9, SE TROUVE DESOLIDARISE DU MOTEUR EN FONCTIONNEMENT: LE MAT INTERMEDIAIRE EST ALORS DIT FLOTTANT ET NE PARTICIPE PLUS A LA REPRISE DES EFFORTS QUI PASSENT EN CONSEQUENCE DIRECTEMENT DU MOTEUR AU MAT PRINCIPAL DE SUSPENSION 2. PAR AILLEURS, LORSQUE LE MECANISME EST DANS LA POSITION DITE VERROUILLEE, LE MAT INTERMEDIAIRE 8, 9 SE TROUVE RESOLIDARISE AU MAT PRINCIPAL DE SUSPENSION 2 ET LE MOTEUR, ALORS AU REPOS, S'Y TROUVE SUSPENDU. CE DISPOSITIF EST UTILISE DANS L'INDUSTRIE AERONAUTIQUE.
Description
DISPOSITIF POUR SUSPENDRE LA NACELLE D'UN MOTEUR TURBO-
REACTEUR.
La présente invention concern un dispositif pour la suspension d'une nacelle d'avion à turboréacteur, en particulier pour un moteur de forte poussée à haut
taux de dilution.
t; Ces moteurs de grandes dimensions en particulier sont sujets à d'importantes déflexions et déformations par suite de la combinaison, d'une part, de forces de réaction exercées sur les fixations du moteur et, À0 d'autre part, de moments externes appliques par les charges dynamiques sur le conduit d'entrée d'air du moteur. Les déflexions principales subies pendant le fonctionnement du moteur sont provoquées par le moment de flexion sous puissance élevée. La poussée élevée appliquée est la somme de forces internes dont la résultante agit suivant l'axe du moteur. Les fixations du moteur réagissent à cette poussée et transmettent une force de réaction à la structure portante. En raison de diverses exigences de montage, cette force de réaction agit au-dessus de l'axe du moteur, ce qui
provoque le moment de flexion précité.
Des considérations de construction de l'avion imposent ]'utilisation de carters de moteurs à parois minces, ce qui laisse ces carters sujets à d'importantes déflexions qui affectent prejudiciablement le rendement du moteuro En effet, le bon fonctionnement du moteur exige de %uaInsujz ue Tnb seouanbgsuoo seat oae 'Jneaom np eaqozeum G eI Iuepued sea,.TA9 e%.9 a IuaAned au neaqom np je;aBo np selquToTpn gad suoTxeatIp sel iuenDbsuoo. ed %e eg.zeqo el ep eTaed aun,p eadea BI t ae adToTqed %ned au ellaoeu 8l 'eaTTpUaaeuT %V np %e tudTouTid %m np eG.zpUT UoT%0oI ep uoeSTUJ ua 'swTm uameauuOTouoi 0 uos %uspuad nea;om np eessnod -e %e spTod eal snos uoTxei ue el.ToTtlos eanol. as Tnb uoTesuedsns ep tedTouTad %m np aOza iLe aue AeI s senA9ad seteoe%.e sap azed anpuedsns sea aelleou el 'nuuoo iTITsodsTp eo suBa aneaom np etIaoeu el enpued qse tenbnu %e uoTsuedsns ep 9g TedTouTd gm ael unos %uemaepTTJ poelu ejTeTppm.aQUT m un ae auemod aenqonls e it q xTj uoTsuedsns ep tedTouTd %Um un puexdmoo alleoeu es op %a uoT.ep znaom un,p uoTsuedsns etl nod 9TTaTTI.n uaemmuanoo TTesodeTp ael OZ -ea%.eo np sUOTXatljp sat aiTnppa ç %a jnoiaom ael meoio;uei q aedoid e Te-qnnq aeuugJo,t emwao; inod seTllea ealue sepTatO uos seT:ud saeo '.ne%.om np xnone soemzea;je %U0o eeTTSe,nbsoot le uoTsuedgns ep TI. TsodsTp un seenpuedens %uos saeT%.d xnep seo 51 seeaeAno quos seIenbejol ueT%!zed xnep ue easTlse %sa etlaoeu et 'gnalom np ueeJua,p je esodgp Sp uoTellue.suT,p suToseq sep inod '(uT.uetS-puoI iaoo) etlteoeu et med age o et Sp ep eT.d aun,p esTadea el ep eadTouTid ne puod9 uobe; eao ep ineom Sp ellaoeu O0 aun,p uoTesTT4Tn,q -neaqom np easeo np suoTxeTl;p sat eaTnpga inod 9sTtTTn e.z %nIed Tnb eateUnqn. aueumo un em.zoj Jneom np UOTqxT3 ut a noa esTnbaJ atlaoeu el Jea!ao ael ealuoo seeeTe sap %uema%%oa np aeTns.zed uemepuae ep a:ekd eun auuOTseooo Tnb ao ianaeom np. earJo ael *e jo.oj el aeue sumoeuoo sap %uanbo oid azelauo np sUOTXelTp set 0a.eo ealo e 1.e0o aet el %ue sqqeo9 selqTe$ 9OLSS sur le plan du frottement des ailettes et du rendement du moteur comme expliqué plus haut. Il y avait donc un problème à résoudre pour pallier les inconvénients précites. L'inventi.-erton resout ce nproblême par n dispositif de
sl'spen.ion qui permet - àn 'Mteur d'avion de fonc-
tiorn6x- oó-0c repisi. dt e pavtis de is charge par la na.c:e1lt et qui p, lerke r- TuW lse moteur est au r@pos, 'la fixation sûre et -î gide de ce moteur pour les
besoins de réparation et d'entretien.
Le dispositif de suspension selon l 1 'invention se carac-
térise par un mécanisme à deu r positions install8 dans le mât intermédiaire suteérieur. Lorsque le mécanisme est dans la position dite libre, le mât intermédiaire, en ses parties supérieure et inférieure, se trouve
désolidarisé du moteur en fonctionnement; le mât inter-
médiaire est alors dit flottant et ne participe plus à lea reprise des efforts qui passent en conséquence directement du moteur Eau mât principal de suspension Par ailleurs, lorsque le mécanisme est dans la position
dite verrouillée, le mât intermédiaire se trouve resoli-
darisé au mât principal de suspension et le moteur, alors
au repos, s'y trouve suspendu.
Plus particulièrement, le mécanisme de suspension disposé dans le mât intermédiaire supérieur a des premiers crochets pour coopérer avec les attaches du mât intermédiaire inférieur et des seconds crochets pour la suspension du conduit de la soufflante, ce mécanisme de suspension ayant une premire position de fonctionnement dans laquelle les premiers crochets coopèrent avec les attaches du mât intermédiaire inférieur de manière à suspendre celui-ci au mât intermédiaire supérieur et une seconde position de fonctionnement dans laquelle les premiers et deuxièmes crochets sont libérés des attaches correspondantes. Un mécanisme de blocage est prévu pour verrouiller le mât
intermédiaire inférieur sur le capotage de flux secon-
daire et une unité de commande est également prévue pour actionner les mécanismes de suspension et de blocage afin de les faire passer d'une position de
fonctionnement à l'autre.
Lorsque le dispositif de suspension selon l'invention est utilisé pour suspendre un moteur à une aile d'avion par exemple, le moteur peut fonctionner avec reprise d'une partie de la charge par la nacelle lorsque le dispositif de suspension se trouve dans sa position libre. Par contre, lorsque ce dispositif de suspension - se trouve dans sa position verrouillée, la nacelle peut être fixée rigidement au moteur pour permettre des réparations et l'entretien. D'autre part, lorsque le dispositif de suspension selon l'invention est utilisé dans un banc d'essai pour les vérifications au sol de moteurs d'avions, ce dispositif de suspension permet de vérifier les moteurs dans leurs conditions de fonctionnement réelles, c'est-à-dire avec reprise d'une
partie de la charge par la nacelle.
L'invention est exposée en détails dans ce qui suit avec référence aux dessins ci-annexés:
la figure 1 est une vue générale d'un moteur turbo-
réacteur avec sa nacelle et le dispositif de suspension, 30. la figure 2 est une vue en perspective du dispositif selon l'invention dans la position utilisée lorsque le moteur est au repos, a la figure 3 montre une vue schématique à plus grande échelle du dispositif de suspension dans la position montrée à la figure 2, la figure 4-est une vue en perspective du dispositif de suspension selon l'invention dans la position utilisée lorsque le moteur est en fonctionnement, la figure 5 montre une vue schématique à plus grande échelle du dispositif de suspension dans la position montrée à la figure 4, la figure 6 est une vue en coupe partielle suivant la ligne VI-VI de la figure 1, montrant le dispositif de
blocage de la nacelle.
Le moteur 1 est attaché à un mat principal de suspension 2 par des attaches avant 11 et arrière 12. Ce mât principal 2 est attaché à une structure portante par l'intermédiaire d'un châssis particulier dont un exemple d'exécution est schématisé en 3. La nacelle 10 a une partie avant 4 appelée conduit de la soufflante et une partie arrière 5 appelée capotage de flux secondaire. La nacelle forme un organe tubulaire entourant le moteur, qui est utilisé pour renforcer la stnucture du moteur et réduite les déflexions du carter de ce dernier. La nacelle est fixée sur le moteur 1 au moyen de deux cintres profiles à rainures et lamelles en V 13 sur le conduit de la soufflante 4 et au moyen de verrous latéraux à l'arrière du capotage de flux secondaire 5. Au mât principal 2 est suspendu par des attaches 6 et 7, un mât intermédiaire supérieur 8 dans lequel sont logés les dispositifs de suspension du conduit de la soufflante 4 et un mât intermédiaire inférieur 9 o sont logés d'une part les dispositifs de suspension du capotage de flux secondaire 5 et d'autre part les équipements auxiliaires nécessaires à la
commande du mécanisme.
Le dispositif de suspension est représenté en perspective à la figure 2 sur laquelle le moteur est omis pour la clarté du dessin. La nacelle se compose de deux moitiés A et lOB qui sont suspendues séparément à trois tiges
de suspension 21, 22, 23 montées dans le mât intermé-
diaire supérieur 8 au moyen de charnières 16. Les tiges de suspension reposent sur des cames 24 prévues
sur deux arbres longitudinaux 25, 26 montés à pivo-
tement dans le mât intermédiaire supérieur 8 et s'éten- dant le long de celui-ci. Les arbres longitudinaux 25 et 26 portent également des crochets 27 prévus pour
coopérer avec des attaches 17 fixées au mât intermé-
diaire inférieur 9 de manière à suspendre ce dernier lorsque le moteur est à l'arrêt. Lorsque les deux moitiés de nacelle 10A et lOB sont refermées autour du moteur, elles sont reliées l'une à l'autre par des verrous
disposes le long de leur bord de séparation inférieur 15.
Les arbres longitudinaux 25 et 26 sont montés de manière à pouvoir pivoter autour de leurs axes respectifs. Se reportant à la vue agrandie de la figure 3, on voit que les arbres longitudinaux sont couplés à des vérins de commande hydrauliques 31 et 32 de manière à faire pivoter ces arbres sous le contrôle d'une unité de commande (non représentée). Il est évident que d'autres systèmes de commande qu'un système hydraulique peuvent être prévus
pour actionner les arbres de commande.
Le dispositif de suspension a deux positions. Dans la première position illustrée à la figure 2 et sur la vue agrandie de la figure 3, les arbres de commande 25 et 26 sont supportés par les cames 24 et ils se trouvent dans une position angulaire telle que les crochets 27 qu'ils portent coopèrent avec les attaches 17 prévues sur le mât intermédiaire inférieur 9 de manière que celui-ci se trouve suspendu au mat intermédiaire supérieur 8. Cette première position ou position verrouillée est utilisée lorsque le moteur est à l'arrêt. La seconde position du dispositif de suspension est utilisée lorsque le moteur est en marche. Cette seconde position ou position libre est illustrée à la figure 4 et sur la vue agrandie de la figure 5. Lorsque, sous le contrôle de l'unité de commande, les dispositifs de commande 31 et 32 se trouvent actionnés, les arbres 25 et 26 pivotent de 90 autour de leurs axes respectifs. Les crochets 27 sont alors déplacés de 90 et libèrent par conséquent les at1taches 17 du mât intermédiaire inférieur 9 de telle sorte que celui-ci se trouve libéré du mât supérieur 8 En mame temps, les cames 24 sont entraînées par les arbres de commande 25 et 26 de telle manière qu'elles ne supportent plus les tiges de suspension 21, 22, 23 qui assurent la liaison des deux moitiés du conduit de la soufflante 4 à sa partie supérieure par l'intermédiaire des six charnières 16; le mât intermédiaire supérieur 8 est ainsi inopérant par rapport à la nacelle 10 et au moteur. Pendant que le dispositif de suspension est actionné, l'unité de commande actionne également un dispositif
de blocage logé dans le mât intermédiaire inférieur 9.
Le dispositif de blocage (figure 5) comprend deux arbres rotatifs 33 et 34 couplés à un dispositif de commande 35, par exemple un vérin hydraulique, connecté pour être actionné sous le contrôle de l'unité de commande. Aux extrémités des arbres 33 et 34 sont fixés des logements coniques 36 destines à recevoir des chevilles de fixation coniques 37 prévues sur les deux moitiés de la nacelle dans sa partie arrière 5
(capotage de flux secondaire) comme montré à la figure 6.
Lorsque les arbres 33 et 34 sont entraînés en rotation autour de leurs axes respectifs sous la commande du vérin 35, les logements coniques 36 engagent et verrouillent les chevilles de fixation 37 de manière à bloquer la partie arrière de la nacelle sur le mât intermédiaire inférieur 9 libéré du mât supérieur 8 par l'action du dispositif de suspension. Le mât inférieur 9 est ainsi déposé sur la partie arrière 5 de la nacelle sans participer à l'écoulement des efforts qui passent par l'ensemble rigide nacelle-moteur. En conséquence, seule la nacelle participe à la reprise de la charge au même titre que le moteur, ce qui a pour résultat une réduction des déflexions du carter du moteur et un meilleur fonctionnement du moteur comme expliqué précédemment.
25570â6
Claims (6)
1. Dispositif pour suspendre la nacelle d'un moteur d'avion à une structure portante, la nacelle comprenant une partie avant ou conduit de la soufflante et une
partie arrière ou capotage de flux secondaire, le dispo-
sitif de suspension comprenant un mât principal de suspension destiné à être fixé à la structure portante et un mât intermédiaire constitué d'un élément de mât supérieur suspendu au mât principal de suspension et d'un élément de mât inférieur muni d'attaches pour être 1, suspendu, caractérisé par un mécanisme de suspension disposé dans le mât intermédiaire supérleur (8) et ayant des premiers crochets (27) pour coopérer avec les attaches du mât intermédiaire inférieur (9) et des seconds crochets (16) pour la suspension du conduit de la soufflante (4), ce mécanisme de suspension ayant une première position de fonctionnement dans laquelle les premiers crochets (27) coopèrent avec les attaches du mât intermédiaire inférieur (9) de manière à suspendre celui-ci au mat intermédiaire supérieur (8) et une seconde position de fonctionnement dans laquelle les premiers et deuxièmes crochets (27, 16) sont libérés des attaches correspondantes; un mécanisme de blocage pour verrouiller le mât intermédiaire inférieur (9) sur le capotage de flux secondaire (5); et une unité de commande pour actionner les mécanismes de suspension et de blocage afin de les faire passer d'une position de
fonctionnement à l'autre.
Et
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le mécanisme de suspension comprend des arbres de commande (25, 26) montés pour pouvoir pivoter autour de leurs axes longitudinaux, ces arbres ayant des crochets (27) et des cames (24), les cames supportant plusieurs tiges de suspension (21, 22, 23), lesdits arbres de commande (25, 26) ayant une première position de fonctionnement dans laquelle les crochets (27) coopèrent avec les attaches (17) du mat intermédiaire inférieur (9) tandis que les cames (24) permettent aux tiges de suspension (21-23) de coopérer avec des attaches de la conduite de la soufflante (4), et une seconde position de fonctionnement dans laquelle les crochets (27) sont libérés des attaches du mat intermédiaire inférieur (9) tandis que les cames (24) libèrent les tiges de suspension (21, 22, 23), et un dispositif de commande (31, 32) couplé aux arbres de commande (25, 26)
-pour faire pivoter ceux-ci autour de leurs axes longitu-
dinaux, ce dispositif de commande répondant à l'unité de commande pour faire pivoter les arbres de commande (25, 26) et les faire passer d'une position de fonctionnement
à l'autre.
3. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en outre par un mécanisme de blocage disposé dans le mât intermédiaire inférieur (9) et destiné, lorsqu'il
est actionné; à verrouiller le mât intermédiaire infé-
rieur (9) sur le capotage de flux secondaire (5) de la nacelle.
4. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que le mécanisme de blocage comprend deux arbres rotatifs (33, 34) couples à un dispositif de commande (35) connecté pour être actionné par l'unité de commande, lesdits arbres rotatifs portant des organes de verrouillage (36) montés pour pouvoir coopérer avec des organes (37) prévus sur le capotage de flux secondaire (5) lorsqu'ils
Sont manoeuvrés de manière à verrouiller le mat inter-
médiaire inférieur (9) sur le capotage de flux secondaire
(5).
5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications
1 à 4, dans lequel le mât de suspension (2) est agencé pour être fixé à une structure portante qui fait partie d'un avion, par exemple bie aile d'aviono
6, Dispositif selon.I'une qu-elco:nque des revendications
I a 4, dans lequel le mât de suspension (2) est agencé pour être fixé une structure portante qui fait partie d'un bano d'essai pour la véerîfiatiorn au sol de moteurs d'avions,
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/565,581 US4555078A (en) | 1983-12-27 | 1983-12-27 | Apparatus for the suspension of an aircraft engine cowling |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2557066A1 true FR2557066A1 (fr) | 1985-06-28 |
| FR2557066B1 FR2557066B1 (fr) | 1987-01-30 |
Family
ID=24259257
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8415959A Expired FR2557066B1 (fr) | 1983-12-27 | 1984-10-18 | Dispositif pour suspendre la nacelle d'un moteur turboreacteur |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4555078A (fr) |
| JP (1) | JPS60139599A (fr) |
| BE (1) | BE899035A (fr) |
| CA (1) | CA1266461A (fr) |
| CH (1) | CH662321A5 (fr) |
| FR (1) | FR2557066B1 (fr) |
| GB (1) | GB2151995B (fr) |
Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2188987B (en) * | 1986-04-09 | 1990-02-14 | Rolls Royce | A turbofan gas turbine engine and mountings therefor |
| US4854525A (en) * | 1987-05-19 | 1989-08-08 | The Boeing Company | Engine mounting assembly |
| US4821980A (en) * | 1987-09-29 | 1989-04-18 | The Boeing Company | Vibration isolating engine mount |
| GB2215290B (en) * | 1988-03-08 | 1991-09-04 | Rolls Royce Plc | A method of mounting a ducted fan gas turbine engine on an aircraft |
| US5127606A (en) * | 1990-11-16 | 1992-07-07 | Allied-Signal Inc. | Aircraft engine mount adapter and method |
| FR2676707B1 (fr) * | 1991-05-23 | 1993-08-13 | Snecma | Nacelle pour suspendre sous l'aile d'un avion un groupe turboreacteur du type a double flux. |
| GB9119853D0 (en) * | 1991-09-17 | 1991-10-30 | Rolls Royce Plc | Method of and apparatus for removing and replacing a part or parts of a gas turbine engine powerplant |
| GB2266080A (en) * | 1992-04-16 | 1993-10-20 | Rolls Royce Plc | Mounting arrangement for a gas turbine engine. |
| US5452575A (en) * | 1993-09-07 | 1995-09-26 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine thrust mount |
| US5467941A (en) * | 1993-12-30 | 1995-11-21 | The Boeing Company | Pylon and engine installation for ultra-high by-pass turbo-fan engines |
| US5810287A (en) * | 1996-05-24 | 1998-09-22 | The Boeing Company | Aircraft support pylon |
| FR2756323B1 (fr) * | 1996-11-28 | 1998-12-31 | Hispano Suiza Sa | Dispositif de liaison d'un inverseur de poussee a un turbomoteur |
| US6517027B1 (en) | 2001-12-03 | 2003-02-11 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Flexible/fixed support for engine cowl |
| 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. |
| FR2867156B1 (fr) * | 2004-03-04 | 2006-06-02 | Airbus France | Systeme de montage interpose entre un moteur d'aeronef et une structure rigide d'un mat d'accrochage fixe sous une voilure de cet aeronef. |
| FR2891250B1 (fr) * | 2005-09-28 | 2007-10-26 | Airbus France Sas | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur |
| FR2891248B1 (fr) * | 2005-09-28 | 2009-05-01 | Airbus France Sas | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur |
| FR2892706B1 (fr) | 2005-10-31 | 2009-04-24 | Airbus France Sas | Dispositif d'attache avant d'un turboreacteur a un mat de fixation d'un aeronef |
| FR2896481B1 (fr) * | 2006-01-23 | 2009-12-04 | Aircelle Sa | Systeme de fixation pour element constitutif d'une nacelle de turboreacteur |
| FI118761B (fi) * | 2006-02-09 | 2008-03-14 | Patria Aerostructures Oy | Ilma-aluksen siipi, kiinnitysjärjestely sekä välituki |
| GB0607991D0 (en) | 2006-04-22 | 2006-05-31 | Rolls Royce Plc | Aeroengine mounting |
| GB0608983D0 (en) * | 2006-05-06 | 2006-06-14 | Rolls Royce Plc | Aeroengine mount |
| FR2914700B1 (fr) | 2007-04-04 | 2009-05-22 | Aircelle Sa | Inverseur de poussee pour moteur a reaction |
| FR2920174A1 (fr) * | 2007-08-20 | 2009-02-27 | Aircelle Sa | Dispositif de liaison entre les deux demi-coquilles d'une nacelle de moteur d'aeronef, et nacelle equipee d'un tel dispositif |
| FR2920408B1 (fr) * | 2007-08-30 | 2010-02-19 | Snecma | Pylone de suspension d'un moteur sous une aile d'avion |
| US8419088B2 (en) * | 2007-12-17 | 2013-04-16 | Avibank Manufacturing, Inc. | Latches and latching systems having a positive status indicator |
| FR2926788B1 (fr) * | 2008-01-25 | 2010-04-02 | Snecma | Fixation d'un turboreacteur multiflux a un aeronef |
| FR2938237B1 (fr) * | 2008-11-13 | 2011-05-20 | Aircelle Sa | Nacelle pour turboreacteur a capot amont translatable |
| FR2963608B1 (fr) * | 2010-08-04 | 2013-08-16 | Airbus Operations Sas | Adaptateur destine a etre interpose entre une structure rigide de mat d'accrochage de turbomoteur d'aeronef et un element de voilure |
| US9091210B2 (en) * | 2012-04-26 | 2015-07-28 | United Technologies Corporation | TEC mount redundant fastening |
| US10266273B2 (en) | 2013-07-26 | 2019-04-23 | Mra Systems, Llc | Aircraft engine pylon |
| US10144525B2 (en) * | 2015-09-24 | 2018-12-04 | Embraer S.A. | Aircraft engine pylon to wing mounting assembly |
| FR3101675B1 (fr) * | 2019-10-08 | 2024-04-26 | Airbus Operations Sas | Ensemble de motorisation pour un aeronef comportant un inverseur de poussee manoeuvrable |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1108012A (fr) * | 1954-06-28 | 1956-01-09 | Perfectionnements apportés aux engins de navigation aérienne propulsés par turboréacteurs | |
| FR2291091A1 (fr) * | 1974-11-13 | 1976-06-11 | Snecma | Dispositif de montage sur avion d'un turboreacteur |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1318748A (en) * | 1970-08-11 | 1973-05-31 | Secr Defence | Gas turgine ducted fan engines for aircraft |
| GB1516980A (en) * | 1974-12-24 | 1978-07-05 | Rolls Royce | Mounting ducted fan gas turbine engines on aircraft |
| US4437627A (en) * | 1982-03-12 | 1984-03-20 | The Boeing Company | Integrated power plant installation system |
-
1983
- 1983-12-27 US US06/565,581 patent/US4555078A/en not_active Expired - Lifetime
-
1984
- 1984-02-29 BE BE0/212474A patent/BE899035A/fr not_active IP Right Cessation
- 1984-10-18 FR FR8415959A patent/FR2557066B1/fr not_active Expired
- 1984-11-01 GB GB08427692A patent/GB2151995B/en not_active Expired
- 1984-12-05 JP JP59258389A patent/JPS60139599A/ja active Pending
- 1984-12-11 CA CA000469783A patent/CA1266461A/fr not_active Expired - Fee Related
- 1984-12-19 CH CH6043/84A patent/CH662321A5/fr not_active IP Right Cessation
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1108012A (fr) * | 1954-06-28 | 1956-01-09 | Perfectionnements apportés aux engins de navigation aérienne propulsés par turboréacteurs | |
| FR2291091A1 (fr) * | 1974-11-13 | 1976-06-11 | Snecma | Dispositif de montage sur avion d'un turboreacteur |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA1266461A (fr) | 1990-03-06 |
| CH662321A5 (fr) | 1987-09-30 |
| GB2151995B (en) | 1987-04-15 |
| FR2557066B1 (fr) | 1987-01-30 |
| US4555078A (en) | 1985-11-26 |
| JPS60139599A (ja) | 1985-07-24 |
| BE899035A (fr) | 1984-08-29 |
| GB8427692D0 (en) | 1984-12-05 |
| GB2151995A (en) | 1985-07-31 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2557066A1 (fr) | Dispositif pour suspendre la nacelle d'un moteur turboreacteur | |
| EP1928738B1 (fr) | Dispositif d'accrochage d'un moteur interpose entre une voilure d'aeronef et ledit moteur | |
| CA2697380C (fr) | Berceau de support de capot de soufflante monte sur le mat d'accrochage et sur l'entree d'air de la nacelle | |
| EP2152582B1 (fr) | Ensemble moteur pour aeronef a nacelle coulissante | |
| EP1929140B1 (fr) | Attache arrière d'un moteur d'aéronef à deux manilles | |
| EP2038175B1 (fr) | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un berceau de support de capot de soufflante monte sur deux elements distincts | |
| EP2160328B1 (fr) | Platine de fixation et longeron de manutention d'ensemble propulsif monobloc d'un aeronef | |
| EP1905689B1 (fr) | Système propusif intégré comportant un moteur à turboreacteur à double flux | |
| EP2554478B1 (fr) | Berceau d'articulation de capots de soufflante supportes par ces capots en position fermée | |
| EP2139769A1 (fr) | Attache d'un caisson de mat sur une voilure, pinçant un panneau lateral du caisson | |
| EP2522575B1 (fr) | Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aéronef, comprenant des cales de serrage d'attache moteur à effet de coin | |
| WO2011070260A2 (fr) | Ensemble de maintien de l'interface d'une structure externe fixe d'une nacelle et d'un carter de turboréacteur | |
| WO2008125631A1 (fr) | Dispositif d'accrochage de moteur d'aeronef et aeronef comportant au moins un tel dispositif | |
| EP2602193B1 (fr) | Outillage d'aide à la construction et à la maintenance des aéronefs | |
| FR3012793A1 (fr) | Ensemble pour aeronef comprenant une ferrure fixee sur la partie extrados d'un caisson de voilure, pour le montage d'un mat d'accrochage sur ce caisson de voilure | |
| FR2963320A1 (fr) | Attache moteur avant amelioree pour moteur d'aeronef | |
| EP3505439A1 (fr) | Ensemble pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage fixee a un caisson de voilure par des attaches presentant un encombrement reduit dans la zone de bord d'attaque | |
| EP3755627B1 (fr) | Ensemble de motorisation pour aeronef comportant des points de levage, et chariots pour supporter un tel ensemble | |
| EP3505448A1 (fr) | Ensemble pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage fixee a un caisson de voilure par des attaches presentant un encombrement reduit dans la zone de bord d'attaque | |
| FR3044297A1 (fr) | Ensemble moteur pour aeronef comprenant des attaches moteur arriere sous forme de manilles | |
| FR2731049A1 (fr) | Dispositif de fixation d'une bouche d'entree d'air sur un reacteur et reacteur comportant un tel dispositif | |
| FR3045570A1 (fr) | Ensemble moteur pour aeronef, comprenant un dispositif d'accrochage du moteur equipe d'une enveloppe structurale fixee sur un caisson central | |
| FR3009542A1 (fr) | Assemblage pour aeronef comprenant un panneau d'acces aux articulations d'un capot de nacelle monte pivotant sur un dispositif d'accrochage de moteur d'aeronef | |
| EP3728037A1 (fr) | Structure porteuse destinée au montage sur un générateur de gaz |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |