JPH05193586A - ターボジェットエンジンを懸吊するための後部連結構造 - Google Patents

ターボジェットエンジンを懸吊するための後部連結構造

Info

Publication number
JPH05193586A
JPH05193586A JP4212847A JP21284792A JPH05193586A JP H05193586 A JPH05193586 A JP H05193586A JP 4212847 A JP4212847 A JP 4212847A JP 21284792 A JP21284792 A JP 21284792A JP H05193586 A JPH05193586 A JP H05193586A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
suspension
turbojet engine
parts
fixture
rod
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
Application number
JP4212847A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2620466B2 (ja
Inventor
Guy R Pachomoff
ギイ・ロベール・パシヨモフ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
SNECMA SAS
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 Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA, SNECMA SAS filed Critical Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
Publication of JPH05193586A publication Critical patent/JPH05193586A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP2620466B2 publication Critical patent/JP2620466B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

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
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【目的】 飛行機に担持されている支柱にターボジェッ
トエンジンを懸吊するための後部連結構造を提供する。 【構成】 互いに係合する少なくとも２つの部分３８、
４０からなる取付け具２４を含んでおり、この取付け具
を隣接部材に接続する軸３０、３４が前記２つの部分を
貫通しており、これらの部分が互いに独立して応力を完
全に中継することができるような大きさを有している。
このようにして得られる冗長性は、連結の信頼性を大幅
に増加させる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、飛行機の翼の下に配置
されている支柱（ｍａｔ）にターボジェットエンジンを
懸吊するための後部連結構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】飛行機の翼の下にターボジェットエンジ
ンを連結する操作は、ターボジェットエンジンと飛行機
の機体との間で応力を機械的に伝達するように設計され
た支柱（ｍａｔ）を介して実施される。ターボジェット
エンジンはこの支柱に、前部懸吊と後部懸吊とを規定す
る２つの点で懸吊される。スラストの伝達は、ターボジ
ェットエンジンの両側に配置された傾斜状スラスト中継
バー（ｂａｒｒｅｓ ｄｅ ｒｅｐｒｉｓｅ ｄｅ ｐ
ｏｕｓｓｅｅ）を介して行われる。
【０００３】後部懸吊構造は通常、ターボジェットエン
ジンの排気室の上部と一体的に形成された少なくとも３
つの外側連結用耳又はヨークを含む。これらの耳は、排
気室を３つの懸吊ロッドの下端部に固定するのに使用さ
れる。前記懸吊ロッドの上端部は、ターボジェットエン
ジンを支持するための支柱の下に直接固定されたほぼ円
弧状の連結構造体に取付けられる。
【０００４】円弧状後部連結構造は通常、各ロッドが水
平懸吊軸を介して連結される単一部材状取付け具（ｆｅ
ｒｒｕｒｅ）を含む。この取付け具は、該取付け具を貫
通する２つの水平懸吊軸と係合するねじによって前記支
柱の下に固定される。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】仏国特許第２ ５９９
７０８号は、ターボジェットエンジンを後部連結構造
の取付け具に懸吊しているロッドの１つが事故で破損し
た場合を想定し、このような破損が、エンジン全体の離
脱か、又は少なくとも、ターボジェットエンジンの両側
に配置された傾斜状スラスト中継バーの破損を生起し得
ると指摘している。この問題を解決するために、通常使
用される３つの懸吊ロッドに、安全ロッドと称する第４
のロッドを付け加えることが提案された。この安全ロッ
ドは、３つの懸吊ロッドのうち１つが破損した場合にだ
け機械的支持機能を発揮する。
【０００６】仏国特許出願８６ ０８３３６号は、支柱
の下に固定された取付け具にターボジェットエンジンを
連結するための３つの懸吊ロッドの１つが破損した場合
に生じる問題を十分に解決する方法を提案しているが、
一般的に使用されている単一部材状取付け具の破損によ
ってターボジェットエンジンの後部懸吊に障害が生じる
という事故には触れていない。しかしながら、このよう
な破損の確率が懸吊ロッドの破損の確率より更に小さい
としても、このような破損がエンジンの完全な離脱につ
ながる危険は、ロッドが破損した場合よりも大きいと思
われる。
【０００７】本発明の目的は、取付け具のレベルに機械
的破壊が生じてもエンジンが完全に離脱するようなこと
のない、新規の連結構造体を実現することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明はこの目的を達成
するために、飛行機に担持されている支柱にターボジェ
ットエンジンを懸吊するための後部連結構造体であっ
て、少なくとも２つの第１の懸吊軸によって支柱の下に
固定されると共に少なくとも３つの第２の懸吊軸によっ
て排気室の懸吊ロッドに連結されるように構成された取
付け具を含んでおり、この取付け具が、互いに係合する
少なくとも２つの部分を有し、これら２つの部分を前記
第１及び第２の懸吊軸が貫通するようになっており、こ
れらの部分の各々が、排気室と支柱との間で伝達される
応力を完全に中継することができるような大きさを有し
ていることを特徴とする後部連結構造を提供する。
【０００９】取付け具の２つの部分が、後部懸吊構造を
介して伝達される応力を、互いに独立して完全に中継で
きるように構成されているため、前記２つの部分の一方
が破損しても後部懸吊構造の機械的耐性は保証される。
従って、後で検査時に異常を検出して修理することが可
能であり、飛行中の飛行機に何等かの危険が加えられる
ようなことは全くない。
【００１０】取付け具の２つの部分は更に、これら２つ
の部分を貫通するボルトのような組立て手段によって相
互に接続すると有利である。
【００１１】本発明の好ましい実施例では、取付け具の
２つの部分が逆Ｕ字形断面を有する内側部分と、この内
側部分と重なり合う逆Ｕ字形断面を有する外側部分とを
含み、前記内側部分に懸吊ロッドが侵入し、第２の懸吊
軸が懸吊ロッドの両側でこれら内側部分及び外側部分を
貫通する。
【００１２】
【実施例】以下、添付図面に基づき、本発明の好ましい
実施例を説明する。
【００１３】図１は、飛行機の翼１２（前方の一部分だ
け図示）の下にターボジェットエンジン１０を懸吊した
状態を示している。この懸吊は、翼１２の前縁の下で前
方に突出している支柱１４を介して実施されている。
【００１４】ターボジェットエンジン１０は、必要に応
じたターボジェットエンジンの取り外しを可能にする前
部懸吊構造１６及び後部懸吊構造１８によって支柱４に
懸吊されている。ターボジェットエンジン１０と支柱１
４との間の接続は、スラスト中継バー２０によって補完
される。このスラスト中継バーはターボジェットエンジ
ンの両側に配置されており、ターボジェットエンジンに
よって発生するスラストがこれらのバーを通り、支柱４
から飛行機の翼１２へと伝達される。
【００１５】ターボジェットエンジン１０の前部懸吊構
造１６は通常、支柱１４の前部に連結された懸吊ロッド
（図示せず）を含んでおり、これらのロッドの下端部は
ターボジェットエンジンのケーシング２２に固定されて
いる。
【００１６】本発明の目的である後部懸吊構造１８は、
図２に詳細に示すように、ほぼ円弧状の取付け具からな
る連結構造２４を含んでいる。この取付け具２４はター
ボジェットエンジン１０の長手方向軸線に対してほぼ直
角の平面上に配置されており、排気室２６の上方で該エ
ンジンの上部と重なり合っている。取付け具２４は、こ
の取付け具を貫通する水平懸吊軸３０と係合するねじ２
８によって支柱１４の下に固定されている。
【００１７】排気室２６は３つの懸吊ロッド３２によっ
て取付け具２４に懸吊される。場合によっては、仏国特
許出願第８６ ０８３３６号の教示に従い、安全ロッド
を付け加えてもよい。
【００１８】より詳細には、各懸吊ロッド３２の上端部
は、取付け具と対応ロッドとを同時に貫通する水平懸吊
軸３４によって取付け具２４に接続されている。排気室
２６をロッド３２の下端部に懸吊する操作も、ロッド３
２と、排気室２６の外側で該排気室と一体的に形成され
た耳もしくはヨーク３８（図３）とを同時に貫通する水
平軸３６を介して実施される。
【００１９】ターボジェットエンジンを取付ける時は、
３つの耳又はヨーク３８の１つがターボジェットエンジ
ンの長手方向軸を通る垂直面上に位置し、残りの２つが
前記面を挟んで対称をなすような位置に配置される。
【００２０】ここで、図３〜図５を参照しながら、本発
明の連結構造をより詳細に説明する。
【００２１】本発明では、連結構造を構成する取付け具
２４が２つの部分又は部材３８及び４０で形成される。
これらの部分又は部材は、互いに独立して、排気室２６
と支柱１４との間で伝達される応力を完全に中継するよ
うな構造及び寸法を有する。より詳細には、この取付け
具は、逆Ｕ字形の断面を有するほぼ円弧状の内側部分３
９と、やはり逆Ｕ字形の断面を有するほぼ円弧状の外側
部分４０とを含んでいる。内側部分３９は外側部分４０
と重なり合い、外側部分４０が内側部分にまたがってい
る。
【００２２】ここで留意すべきこととして、２つの部分
３９及び４０の各々が独立して応力を確実に中継できる
ように、取付け具を支柱１４の下に固定する各懸吊軸３
０は取付け具の内側部分３９と外側部分４０とを同時に
貫通している。同様にして、懸吊ロッド３２を取付け具
に懸吊する各軸３４も、取付け具の内側部分３９と外側
部分４０とを同時に貫通している。
【００２３】特に図４及び図５に示すように、取付け具
２４はターボジェットエンジンの長手方向軸と直角の中
央面を挟んで対称的な形状を有する。そのため、各懸吊
軸３４は対応ロッド３２を中央部（ｐａｒｔｉｅ ｍｅ
ｄｉａｎｅ）で貫通すると共に、この中央部の両側で部
分３９及び４０の側方面（ｆｌａｎｃｓ ｌａｔｅｒｕ
ａｘ）を貫通する。このような構造にすると、取付け具
の２つの部分３８及び４０のいずれか一方が破損のため
に応力を中継しなくなっても、ロッド３２と取付け具と
の間の応力伝達をできるだけ良い条件で実現することが
できる。
【００２４】同様にして、各懸吊軸３０も取付け具の各
部分３８及び４０の側方面を貫通している。前記中央面
の両側には、垂直軸線を有する２つのネジ２８が該中央
面を挟んで対称をなすように配置されており、取付け具
２４を支柱１４に懸吊するために、各部分３８及び４０
に設けられた孔と係合している。
【００２５】特に図３及び図４に示すように、本発明の
連結構造の取付け具の内側部分３８及び外側部分４０は
更に、取付け具の全長にわたって分配された複数のボル
ト４２によって互いに接続されている。これらのボルト
は、軸３０及び３４と平行に、即ちターボジェットエン
ジンの長手方向軸線と平行に、２つの部分３８及び４０
の各々を貫通している。
【００２６】勿論、本発明は以上説明してきた実施例に
は限定されず、様々な変形が可能である。例えば前述の
ように、本発明の連結構造は、３つの懸吊ロッドが正常
の場合には通常機能しない第４のロッド、即ち安全ロッ
ドによってターボジェットエンジンに接続できるように
改造することもできる。
【図面の簡単な説明】
【図１】飛行機の翼の下へのターボジェットエンジンの
懸吊を簡単に示す部分縦断面側面図である。
【図２】ターボジェットエンジンの後部懸吊構造を拡大
して示す、図１の線ＩＩ−ＩＩに沿った横断面図であ
る。
【図３】後部懸吊構造を更に拡大して示す図２と類似の
説明図である。
【図４】図３に示した構造を上から見た説明図である。
【図５】前記構造の側面図である。
【符号の説明】
１０ ターボジェットエンジン １４ 支柱 １６ 前部懸吊構造 １８ 後部懸吊構造 ２０ スラスト中継バー ２４ 取付け具 ３０ 第１の懸吊軸 ３４ 第２の懸吊軸

Claims (4)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 飛行機に担持されている支柱にターボジ
    ェットエンジンを懸吊するための後部連結構造であっ
    て、少なくとも２つの第１の懸吊軸によって前記支柱の
    下に固定されると共に少なくとも３つの第２の懸吊軸に
    よって排気室の懸吊ロッドに連結されるように構成され
    た取付け具を含んでおり、この取付け具が互いに係合す
    る少なくとも２つの部分を有し、これら２つの部分を前
    記第１及び第２の懸吊軸が貫通するようになっており、
    これらの部分の各々が、排気室と支柱との間で伝達され
    る応力を完全に中継することができるような大きさを有
    していることを特徴とする、飛行機に担持されている支
    柱にターボジェットエンジンを懸吊するための後部連結
    構造。
  2. 【請求項２】 取付け具の２つの部分が組立て手段によ
    って互いに接続されていることを特徴とする請求項１に
    記載の構造。
  3. 【請求項３】 組立て手段が、前記２つの部分を貫通す
    るボルトであることを特徴とする請求項２に記載の構
    造。
  4. 【請求項４】 取付け具の２つの部分が逆Ｕ字形断面を
    有する内側部分と、この内側部分と重なり合う逆Ｕ字形
    断面を有する外側部分とを含み、前記内側部分に懸吊ロ
    ッドが侵入し、前記第２の懸吊軸が懸吊ロッドの両側で
    これら内側部分及び外側部分を貫通していることを特徴
    とする請求項１から３のいずれか一項に記載の構造。
JP4212847A 1991-08-14 1992-08-10 ターボジェットエンジンの後部懸吊構造体 Expired - Fee Related JP2620466B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9110323A FR2680353B1 (fr) 1991-08-14 1991-08-14 Structure d'accrochage arriere d'un turboreacteur.
FR9110323 1991-08-14

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH05193586A true JPH05193586A (ja) 1993-08-03
JP2620466B2 JP2620466B2 (ja) 1997-06-11

Family

ID=9416197

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP4212847A Expired - Fee Related JP2620466B2 (ja) 1991-08-14 1992-08-10 ターボジェットエンジンの後部懸吊構造体

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5238206A (ja)
EP (1) EP0527672B1 (ja)
JP (1) JP2620466B2 (ja)
DE (1) DE69201032T2 (ja)
FR (1) FR2680353B1 (ja)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004052762A (ja) * 2002-06-28 2004-02-19 General Electric Co <Ge> 単一のスラストリンクを有する航空機エンジンマウント
JP2009127629A (ja) * 2007-11-23 2009-06-11 Snecma 航空機マストから懸架されたターボジェット
JP2009138745A (ja) * 2007-12-07 2009-06-25 Snecma 航空機にターボジェットエンジンを取り付けるためのサスペンション
JP2011525955A (ja) * 2008-06-25 2011-09-29 スネクマ 航空機推進システム

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2694537B1 (fr) * 1992-08-06 1994-10-28 Aerospatiale Dispositif d'accrochage d'une turbomachine sur une structure d'aéronef.
US5641133A (en) * 1994-05-11 1997-06-24 Mcdonnell Douglas Helicopter Co. Rotorcraft fuselage modal frequency placement using resilient mounting connections
US5649417A (en) * 1995-03-24 1997-07-22 The Boeing Company Fail-safe engine mount system
US5620154A (en) * 1995-05-03 1997-04-15 The Boeing Company Three link failsafe engine mount
US5860623A (en) * 1995-05-03 1999-01-19 The Boeing Company Three link failsafe engine mount
US5725181A (en) * 1996-05-01 1998-03-10 The Boeing Company Aircraft engine thrust mount
FR2755944B1 (fr) 1996-11-21 1998-12-24 Snecma Suspension avant redondante pour turbomachine
FR2755943B1 (fr) * 1996-11-21 1998-12-24 Snecma Suspension avant redondante pour turbomachine
FR2755942B1 (fr) * 1996-11-21 1998-12-24 Snecma Suspension avant redondante pour turbomachine
US5873547A (en) * 1997-05-20 1999-02-23 The Boeing Company Aircraft engine thrust mount
US5921500A (en) * 1997-10-08 1999-07-13 General Electric Company Integrated failsafe engine mount
US5927644A (en) * 1997-10-08 1999-07-27 General Electric Company Double failsafe engine mount
US6126110A (en) * 1997-12-22 2000-10-03 Mcdonnell Douglas Corporation Horizontally opposed trunnion forward engine mount system supported beneath a wing pylon
FR2774358B1 (fr) * 1998-02-04 2000-04-21 Aerospatiale Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef
US6189830B1 (en) * 1999-02-26 2001-02-20 The Boeing Company Tuned engine mounting system for jet aircraft
FR2799432A1 (fr) * 1999-10-07 2001-04-13 Snecma Suspension a securite integree pour groupes motopropulseurs d'aeronefs
FR2818614B1 (fr) * 2000-12-21 2003-01-31 Snecma Moteurs Piece de suspension d'un turboreacteur
FR2830516B1 (fr) 2001-10-04 2004-01-02 Snecma Moteurs Suspension de turboreacteur
FR2862611B1 (fr) * 2003-11-25 2007-03-09 Airbus France Dispositif d'accrochage d'un moteur sous une voilure d'aeronef
FR2873985B1 (fr) * 2004-08-04 2006-11-24 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef
FR2887852B1 (fr) * 2005-06-29 2007-08-17 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
KR101767071B1 (ko) 2010-06-14 2017-08-10 로오드 코포레이션 헬리콥터 엔진 장착 시스템 및 방법
US20130074517A1 (en) * 2011-09-23 2013-03-28 United Technologies Corporation Gas turbine engine mount assembly
FR2981046B1 (fr) * 2011-10-06 2013-10-25 Aircelle Sa Ensemble propulsif d'aeronef
US9227734B2 (en) * 2012-08-31 2016-01-05 United Technologies Corporation Secondary load path for gas turbine engine
US10029801B2 (en) * 2015-08-17 2018-07-24 The Boeing Company AFT engine mounting link rotational stop collar
FR3044297B1 (fr) * 2015-11-27 2017-12-22 Airbus Operations Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant des attaches moteur arriere sous forme de manilles
FR3053660A1 (fr) * 2016-07-08 2018-01-12 Airbus Operations Attache moteur d'aeronef comprenant au moins un ecrou transversal et aeronef comprenant ladite attache moteur
CN112678193B (zh) * 2020-12-30 2023-06-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机拉杆周向调节机构

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0311155A2 (en) * 1987-09-29 1989-04-12 The Boeing Company Vibration isolating engine mount

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2818225A (en) * 1954-03-15 1957-12-31 Rolls Royce Power plant installations for aircraft
GB1236917A (en) * 1967-06-14 1971-06-23 Rolls Royce Improvements in or relating to means for supporting a gas turbine engine in an aircraft
GB2049817A (en) * 1979-05-31 1980-12-31 Rolls Royce Mounting for Gas Turbine Engine
US4603822A (en) * 1983-12-08 1986-08-05 The Boeing Company Aft engine mount
US4634081A (en) * 1983-12-30 1987-01-06 The Boeing Company Aft engine mount with vibration isolators
FR2599708A1 (fr) * 1986-06-10 1987-12-11 Snecma Dispositif d'accrochage arriere de securite d'un turboreacteur sur un mat d'avion
US4725019A (en) * 1986-08-11 1988-02-16 The Boeing Company Aircraft engine mount with vertical vibration isolation
EP0431800B1 (en) * 1989-12-05 1994-08-31 ROLLS-ROYCE plc Failure tolerant engine mounting

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0311155A2 (en) * 1987-09-29 1989-04-12 The Boeing Company Vibration isolating engine mount

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004052762A (ja) * 2002-06-28 2004-02-19 General Electric Co <Ge> 単一のスラストリンクを有する航空機エンジンマウント
JP4498694B2 (ja) * 2002-06-28 2010-07-07 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 単一のスラストリンクを有する航空機エンジンマウント
JP2009127629A (ja) * 2007-11-23 2009-06-11 Snecma 航空機マストから懸架されたターボジェット
JP2009138745A (ja) * 2007-12-07 2009-06-25 Snecma 航空機にターボジェットエンジンを取り付けるためのサスペンション
JP2011525955A (ja) * 2008-06-25 2011-09-29 スネクマ 航空機推進システム

Also Published As

Publication number Publication date
DE69201032D1 (de) 1995-02-09
FR2680353B1 (fr) 1993-10-15
FR2680353A1 (fr) 1993-02-19
US5238206A (en) 1993-08-24
EP0527672A1 (fr) 1993-02-17
JP2620466B2 (ja) 1997-06-11
DE69201032T2 (de) 1995-06-22
EP0527672B1 (fr) 1994-12-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH05193586A (ja) ターボジェットエンジンを懸吊するための後部連結構造
US7108224B2 (en) Aircraft engine rear suspension with thrust recovery
JP5373783B2 (ja) ４点連接したスプレッダビームを備えた航空機エンジン取り付けパイロン
US5871175A (en) Redundant front suspension system for a turboshaft engine
US7165743B2 (en) Front fastening device for aircraft engine
RU2472676C2 (ru) Устройство для крепления авиационного двигателя, содержащее компактное устройство для восприятия силы тяги
JP5032485B2 (ja) 二重シャックル式航空機用エンジン後部アタッチメント
US5871177A (en) Redundant front suspension system for a turboshaft engine
US6682015B2 (en) Device for the attachment of an engine to an aircraft
US8167238B2 (en) Pylon caisson attachment on a wing, gripping a lateral panel of the caisson
US5871176A (en) Redundant front suspension system for a turboshaft engine
US6347765B1 (en) Device for attaching an aircraft engine to a strut
EP2133269B1 (en) Engine mounting arrangement
US7566029B2 (en) Suspension for suspending a jet engine on an aircraft strut
US8146856B2 (en) Device for attaching an aircraft engine and aircraft comprising at least one such device
US7815145B2 (en) Mounting system for use in mounting a gas turbine engine
CA2369206C (en) Device for attachment of an engine onto an aircraft nacelle stub
US7451947B2 (en) Engine mounting structure under an aircraft wing
US6341746B1 (en) Device for attaching an aircraft engine
EP2133268B1 (en) Engine mounting arrangement
US20100147997A1 (en) Aircraft engine attachment pylon having a rear engine attachment provided with a self-locking nut
US7770840B2 (en) Engine assembly for aircraft
US20070228213A1 (en) Aircraft Engine Unit
ES2276247T3 (es) Dispositivo de anclaje trasero para motor de avion.
CN107021234B (zh) 包括呈钩环形式的后发动机附接件的飞行器的发动机组件

Legal Events

Date Code Title Description
S111 Request for change of ownership or part of ownership

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313113

R350 Written notification of registration of transfer

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080311

Year of fee payment: 11

S533 Written request for registration of change of name

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080311

Year of fee payment: 11

R350 Written notification of registration of transfer

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090311

Year of fee payment: 12

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100311

Year of fee payment: 13

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110311

Year of fee payment: 14

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110311

Year of fee payment: 14

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees