RU2569503C2 - Гондола турбореактивного двигателя - Google Patents
Гондола турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2569503C2 RU2569503C2 RU2013102783/11A RU2013102783A RU2569503C2 RU 2569503 C2 RU2569503 C2 RU 2569503C2 RU 2013102783/11 A RU2013102783/11 A RU 2013102783/11A RU 2013102783 A RU2013102783 A RU 2013102783A RU 2569503 C2 RU2569503 C2 RU 2569503C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft structure
- air intake
- aircraft
- section
- nacelle
- Prior art date
Links
- 238000005452 bending Methods 0.000 claims description 12
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 4
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 6
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 3
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 3
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229920001296 polysiloxane Polymers 0.000 description 1
- 239000000565 sealant Substances 0.000 description 1
- 229920003051 synthetic elastomer Polymers 0.000 description 1
- 239000005061 synthetic rubber Substances 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- 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
-
- 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
- B64D29/08—Inspection panels for power plants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам летательных аппаратов. Гондола турбореактивного двигателя содержит воздухозаборник, среднюю и заднюю секции. Средняя секция образована по меньшей мере одной авиаконструкцией, обеспечивающей наружную аэродинамическую непрерывность гондолы. Указанная авиаконструкция жестко связана с возможностью съема с по меньшей мере одной неподвижной смежной конструкцией. Достигается снижение массы агрегатов гондолы. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Данное изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей среднюю секцию, охватывающую вентилятор этого двигателя.
Летательный аппарат приводится в движение посредством нескольких турбореактивных двигателей, каждый из которых размещен в гондоле, где находится также группа вспомогательных приводных устройств, связанных с ее работой и выполняющих различные функции в процессе работы турбореактивного двигателя или во время его бездействия. В качестве примера таких устройств можно назвать систему реверса тяги.
Если говорить точнее, конструкция гондолы обычно включает в себя воздухозаборник, размещенный перед двигателем; среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя; и заднюю секцию, которая охватывает камеру сгорания турбореактивного двигателя и в которой находятся средства реверса тяги.
Вентилятор турбореактивного двигателя состоит по существу из вращающегося вала, удерживающего на себе группу лопастей. Эти лопасти окружены картером, проходящим по периферии их радиальных концов.
В целях обеспечения возможности доступа к картеру вентилятора указанная средняя секция обычно снабжена по меньшей мере двумя капотами, выполненными раскрываемыми в радиальном направлении путем поворота относительно верхней продольной шарнирной линии, находящейся вблизи оси пилона, к которому крепится гондола.
В случае если силовая установка располагается под крылом, указанные капоты фиксируются в закрытом положении на какой-либо неподвижной конструкции или скрепляются друг с другом посредством группы фиксаторов вдоль нижней продольной линии фиксации.
Между тем, присутствие указанных капотов в средней секции оказывает негативное влияние на траектории распределения нагрузок между конструкциями гондолы, а также на траектории их передачи на пилон, поскольку основные линии передачи нагрузок сосредоточены вдоль указанных шарнирной линии и линии фиксации.
Подобная конфигурация не является оптимальной в случае окружных нагрузок, которые необходимо ограничивать, например, при таких происшествиях, как потеря лопасти.
Говоря конкретнее, при потере лопасти воздухозаборник подвергается значительным перемещениям, обусловленным большими нагрузками. Эти нагрузки обычно распространяются картером вентилятора через посредство скобы, соединяющей его с воздухозаборником.
Таким образом, существует потребность в разработке гондолы турбореактивного двигателя, средняя секция которой обладала бы улучшенными характеристиками передачи нагрузок.
В дополнение к сказанному выше следует также отметить, что указанная процедура раскрытия, осуществляемая путем поворота, может вызывать некоторые затруднения, если гондола располагается близко к конструктивному элементу летательного аппарата, особенно к крылу. Это связано с тем, что при проведении работ по техобслуживанию турбореактивного двигателя половинчатые структуры и капоты гондолы, находящиеся рядом с крылом, нельзя раскрывать на угол, превышающий некоторую заданную величину, поскольку их раскрытие блокируются крылом или, в более общем случае, неким конструктивным элементом летательного аппарата.
Кроме того, для радиального раскрытия капотов требуется наличие в гондоле мощных открывающих силовых цилиндров, которые должны выдерживать вес этих капотов и нагрузки, вызываемые порывами ветра на земле, или наличие половинчатых структур, а также штанг, обеспечивающих фиксацию указанных капотов и половинчатых структур в открытом положении. Необходимо иметь в виду, что все перечисленные компоненты имеют довольно большой вес и занимают много места.
Для устранения упомянутых выше недостатков в настоящем изобретении предложена гондола турбореактивного двигателя, содержащая воздухозаборник, размещенный перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя и его картер, и заднюю секцию, причем средняя секция образована по меньшей мере одной авиаконструкцией, обеспечивающей наружную аэродинамическую непрерывность гондолы, характеризующаяся тем, что указанная авиаконструкция жестко связана с возможностью съема с по меньшей мере одной неподвижной смежной конструкцией.
Таким образом, благодаря замене поворотных капотов съемными неподвижными авиаконструкциями эти авиаконструкции можно использовать для распределения нагрузок по всей средней секции. При этом становится возможным облегчить остальные зоны, участвующие в передаче нагрузок.
Кроме этого, следует отметить, что для осуществления указанной модификации средней секции требуется лишь незначительный объем оснастки и не нужно выполнять какие-либо изменения в конструкции вентилятора.
Согласно предпочтительному варианту изобретения, авиаконструкция оснащена одним или несколькими люками, которые обеспечивают доступ внутрь гондолы и расположены в верхней так называемой «двенадцатичасовой» зоне, и/или нижней так называемой «шестичасовой» зоне, и/или по существу в средней зоне. В результате, указанные люки предоставляют возможность доступа к основным внутренним компонентам. Совершенно очевидно, что при необходимости проведения масштабных работ по техобслуживанию авиаконструкции придется демонтировать.
В предпочтительном случае гондола содержит одну или, в некоторых случаях, две авиаконструкции, в частности, по существу цилиндрической или полуцилиндрической формы, в зависимости от их количества, которые располагаются с каждой стороны от продольной оси гондолы.
В соответствии с другими предпочтительными признаками изобретения:
- авиаконструкция жестко связана с возможностью съема с пилоном или со средством сопряжения гондолы с пилоном;
- авиаконструкция жестко связана с возможностью съема с нижней продольной балкой;
- авиаконструкция связана с другой авиаконструкцией, в частности, в своей нижней части.
В предпочтительном случае задняя секция оснащена устройством реверса тяги.
Согласно предпочтительному варианту изобретения, авиаконструкция связана с соответствующей стенкой воздухозаборника.
Другой важный аспект изобретения заключается в выполнении такой средней секции, авиаконструкции которой связаны с передней воздухозаборной секцией таким образом, чтобы в случае потери лопасти на эту авиаконструкцию передавались лишь незначительные усилия, но чтобы она была в то же время способной выдерживать усилия нагрузок иного происхождения.
Для этого, в соответствии с первым вариантом осуществления, авиаконструкция связана со стенкой воздухозаборника посредством заклепок или винтов, установленных с зазором между двумя этими конструкциями.
В результате, эти две конструкции могут скользить друг относительно друга при действии значительной нагрузки. С учетом этой задачи затяжка креплений при их установке должна быть ограничена.
В порядке альтернативной или дополнительной меры может быть предусмотрено, чтобы зона сопряжения между авиаконструкцией и воздухозаборником включала в себя по меньшей мере один локальный участок продольного изгиба, способный выдерживать обычные нагрузки в полете, но претерпевающий продольный изгиб при больших нагрузках, в частности при нагрузках, обусловленных потерей лопасти.
В предпочтительном случае указанный участок продольного изгиба связан с по меньшей мере одним элементом жесткости, а в частности с двумя такими элементами, окружающими этот участок продольного изгиба.
Следует понимать, что в этом случае целостность конструкции будет обеспечиваться даже при ее частичном продольном изгибе.
В порядке альтернативной или дополнительной меры может быть предусмотрено, чтобы авиаконструкция была связана со стенкой воздухозаборника через гибкое соединение, выполненное с возможностью ослабления передачи усилий с ограничением тем самым передачи значительных нагрузок.
Опять же в порядке альтернативной или дополнительной меры может быть предусмотрено, чтобы соединение между авиаконструкцией и стенкой воздухозаборника осуществлялось через картер вентилятора при помощи одного или нескольких элементов жесткости, причем эти элементы жесткости, хотя и расположены близко друг к другу, но непосредственно между собой не связаны.
Благодаря подобной развязке усилия будут восприниматься кожухом вентилятора таким образом, что большая их часть не будет передаваться на авиаконструкцию.
Далее изобретение описано более подробно со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:
фиг.1 схематически изображает продольное сечение половины гондолы турбореактивного двигателя;
фиг.2 схематически изображает авиаконструкцию, размещаемую согласно данному изобретению в средней секции;
фиг.3-6 иллюстрируют некоторые варианты механического соединения между показанной на фиг.2 авиаконструкцией и воздухозаборной секцией предложенной гондолы турбореактивного двигателя.
Из уровня техники общеизвестно, что гондола 1 двухконтурного турбореактивного двигателя (см. фиг.1) традиционно содержит внешнюю конструкцию, в состав которой входят передняя секция 3, образующая воздухозаборник; средняя секция 5, внутренняя стенка которой представлена картером 6 вентилятора 7 турбореактивного двигателя; и задняя секция 9, в которую могут быть помещены средства реверса тяги.
Данная гондола 1 включает в себя также внутреннюю конструкцию 11, в состав которой входит обтекатель 13 турбореактивного двигателя 15.
Внешняя конструкция гондолы 1 вместе с внутренней конструкцией 11 ограничивают кольцевой воздушный тракт 17 (его часто называют «трактом холодного воздуха», в противоположность горячему воздуху, создаваемому двигателем 15).
Вентилятор 7 по существу представлен винтом с лопастями 19, установленными с возможностью вращения на неподвижной ступице 21, соединенной с картером 6 вентилятора посредством группы неподвижных кронштейнов 25.
Выше по потоку от этих неподвижных кронштейнов располагаются спрямляющие лопатки 23, обеспечивающие спрямление создаваемого вентилятором 7 холодного воздушного потока.
В соответствии с изобретением, упомянутые выше проблемы устранены благодаря тому, что средняя секция 5 имеет внешнюю стенку, состоящую из по меньшей мере одной авиаконструкции 51 типа показанной на фиг.2. Эта авиаконструкция жестко смонтирована между передней секцией 3 и задней секцией 9, но обладает возможностью съема, образуя тем самым неподвижный капот, который можно снимать на время проведения масштабных работ по техобслуживанию, но который, в отличие от конструкций известного уровня техники, не открывается путем поворота.
Говоря конкретнее, представленный вариант изобретения относится к средней секции 5, которая согласно изобретению состоит из одной или нескольких авиаконструкций 51, по существу воспроизводящих внешнюю форму гондолы и размещенных вокруг по существу продольной оси гондолы 1. В рамках настоящей заявки рассмотрен частный случай, предусматривающий использование двух авиаконструкций.
Каждая авиаконструкция 51 прикреплена в верхней части крепежными элементами (например, винтами или заклепками) к пилону или к средству сопряжения с пилоном, или к верхней продольной балке, а в нижней части - к нижней продольной балке и/или к нижней кромке второй авиаконструкции 51, тоже с помощью крепежных элементов (винтов или заклепок).
Со своей передней стороны 53 авиаконструкция 51 жестко связана с внешней стенкой воздухозаборной секции 3, обеспечивая при этом внешнюю аэродинамическую непрерывность гондолы.
Аналогичным образом эта авиаконструкция со своей задней стороны 54 жестко связана с внешней стенкой задней секции 9.
Крепежные средства здесь не показаны, конкретные их примеры подробно описаны ниже при рассмотрении фиг.3-6.
Согласно дополнительному аспекту изобретения, авиаконструкции 51 включают в себя один или несколько люков 55 для доступа к внутреннему пространству гондолы. Места установки и размеры этих люков можно определить на основании вида компонентов, к которым оператору требуется получить доступ, не снимая полностью авиаконструкцию 51.
В предпочтительном случае люки 55 можно предусмотреть в верхней так называемой «двенадцатичасовой» зоне, и/или нижней так называемой «шестичасовой» зоне, и/или по существу в средней зоне.
В соответствии с первым вариантом изобретения, схематически представленным на фиг.3, авиаконструкция 51 прикреплена к стенке воздухозаборника 3 посредством группы заклепок или болтов 56. В граничной зоне предусмотрен периферический слой герметика, обеспечивающий аэродинамическую непрерывность между двумя конструкциями.
Для обеспечения возможности небольшого скольжения конструкций относительно друг друга заклепки 56 устанавливают с незначительным зазором 58. Кроме того, тип заклепки 56 выбирают таким образом, чтобы ограничить затяжку их установки и тем самым обеспечить в случае значительных нагрузок относительное скольжение двух конструкций.
В соответствии со вторым вариантом изобретения, схематически представленным на фиг.4, авиаконструкция 51 прикреплена к стенке воздухозаборной секции 3 через участок 60 продольного изгиба, который может быть выполнен объединенным с одной, другой или с обеими конструкциями. Этот участок 60 продольного изгиба соответствует секции малой толщины, которая может претерпевать продольный изгиб при соответствующих нагрузках, в частности при потере лопасти 19, но способна противостоять нормальным нагрузкам, имеющим место в полете.
Для обеспечения идеального отграничения участка 60 продольного изгиба его можно окружить элементами 61 жесткости, в частности, относящимися к авиаконструкции 51 и/или к стенке воздухозаборной секции 3.
В соответствии с третьим вариантом изобретения, схематически представленным на фиг.5, авиаконструкция 51 прикреплена к стенке воздухозаборной секции 3 через гибкое соединение 62, которое прикреплено к каждой конструкции заклепками 63.
Аэродинамическую непрерывность и герметичность между двумя конструкциями обеспечивает внешний периферический слой 64.
Указанное гибкое соединение выполнено таким образом, что демпфирует действующие нагрузки и препятствует передаче значительных нагрузок. Такой соединительный элемент можно выполнить из синтетического каучука (например, силикона), усиленного стекловолокном (или любыми другими аналогичными волокнами).
В соответствии с четвертым вариантом изобретения, схематически представленным на фиг.6, авиаконструкция 51 прикреплена к стенке воздухозаборной секции 3 через элементы 57 жесткости угловой формы, соединенные также с картером 6.
В результате, нагрузки, передаваемые через зону сопряжения «воздухозаборная секция 3 / авиаконструкции 51», воспринимаются в основном картером 6 и не передаются на другую конструкцию.
Несмотря на то, что изобретение раскрыто в данной заявке на примере его конкретных вариантов выполнения, следует понимать, что объем его правовой охраны не ограничивается этими вариантами, а напротив, охватывает также все возможные технические эквиваленты рассмотренных средств и их различные комбинации, при условии, что они отвечают сущности данного изобретения.
Claims (11)
1. Гондола (1) турбореактивного двигателя, содержащая воздухозаборник (3), размещенный перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию (5), охватывающую вентилятор (7) турбореактивного двигателя и его картер (6), и заднюю секцию (9), причем средняя секция образована по меньшей мере одной авиаконструкцией (51), обеспечивающей наружную аэродинамическую непрерывность гондолы, отличающаяся тем, что указанная авиаконструкция (51) жестко связана с возможностью съема с по меньшей мере одной неподвижной смежной конструкцией, а также тем, что авиаконструкция (51) связана с соответствующей стенкой воздухозаборника (3), причем зона сопряжения между авиаконструкцией (51) и воздухозаборником (3) включает в себя по меньшей мере один локальный участок (60) продольного изгиба, способный выдерживать обычные нагрузки в полете, но претерпевающий продольный изгиб при перегрузках, в частности при перегрузках, обусловленных потерей лопасти (19).
2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что авиаконструкция (51) оснащена одним или несколькими люками (55), которые обеспечивают доступ внутрь гондолы и расположены в верхней так называемой «двенадцатичасовой» зоне, и/или нижней так называемой «шестичасовой» зоне, и/или, по существу, в средней зоне.
3. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она содержит две авиаконструкции (51), по существу, полуцилиндрической формы, которые располагаются с каждой стороны от, по существу, продольной оси гондолы.
4. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что авиаконструкция (51) жестко связана с возможностью съема с пилоном или со средством сопряжения гондолы с пилоном.
5. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что авиаконструкция (51) жестко связана с возможностью съема с нижней продольной балкой.
6. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что авиаконструкция (51) связана с другой авиаконструкцией (51), в частности, в своей нижней части.
7. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что задняя секция (9) оснащена устройством реверса тяги.
8. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что авиаконструкция (51) связана со стенкой воздухозаборника (3) посредством заклепок (56) или винтов, установленных с зазором (58) между двумя этими конструкциями.
9. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что указанный участок (60) продольного изгиба связан с по меньшей мере одним элементом (61) жесткости, а в частности с двумя такими элементами, окружающими этот участок продольного изгиба.
10. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что авиаконструкция (51) связана со стенкой воздухозаборника (3) через гибкое соединение (62), выполненное с возможностью ослабления передачи усилий с ограничением тем самым передачи значительных нагрузок.
11. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что соединение между авиаконструкцией (51) и стенкой воздухозаборника (3) осуществляется через картер (6) вентилятора (7) при помощи одного или нескольких элементов (65) жесткости.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1055182A FR2961788B1 (fr) | 2010-06-29 | 2010-06-29 | Nacelle de turboreacteur |
FR1055182 | 2010-06-29 | ||
PCT/FR2011/051387 WO2012001259A1 (fr) | 2010-06-29 | 2011-06-17 | Nacelle de turboreacteur |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2013102783A RU2013102783A (ru) | 2014-08-10 |
RU2569503C2 true RU2569503C2 (ru) | 2015-11-27 |
Family
ID=43530685
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013102783/11A RU2569503C2 (ru) | 2010-06-29 | 2011-06-17 | Гондола турбореактивного двигателя |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8845287B2 (ru) |
EP (1) | EP2588370B1 (ru) |
CN (1) | CN102958803B (ru) |
BR (1) | BR112012031586A2 (ru) |
CA (1) | CA2803307A1 (ru) |
FR (1) | FR2961788B1 (ru) |
RU (1) | RU2569503C2 (ru) |
WO (1) | WO2012001259A1 (ru) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2992353B1 (fr) * | 2012-06-21 | 2016-12-30 | Snecma | Ensemble forme d'un cone d'echappement et d'un carter d'echappement dans un moteur a turbine a gaz |
FR2997726B1 (fr) * | 2012-11-05 | 2018-03-02 | Safran Aircraft Engines | Carter de turbomachine |
FR2998547B1 (fr) * | 2012-11-23 | 2016-01-29 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant une liaison deformable entre une entree d'air et une motorisation |
FR3057544A1 (fr) * | 2016-10-13 | 2018-04-20 | Airbus Operations | Nacelle d'aeronef comprenant une liaison entre une entree d'air et une motorisation |
US11325717B2 (en) | 2016-10-13 | 2022-05-10 | Airbus Operations Sas | Aircraft nacelle including a link between a conduit of an air inlet and a conduit of an engine |
US10479517B2 (en) * | 2016-12-05 | 2019-11-19 | The Boeing Company | Composite fan cowl with a core having tailored thickness |
FR3086643B1 (fr) * | 2018-09-28 | 2021-05-28 | Safran Nacelles | Nacelle pour aeronef et entree d'air associee |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2274490A (en) * | 1993-01-26 | 1994-07-27 | Short Brothers Plc | Nacelle for an aircraft propulsive power unit |
RU2451804C2 (ru) * | 2006-10-02 | 2012-05-27 | Эрсель | Съемный воздухозаборник для гондолы турбореактивного двигателя |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1533551A (en) * | 1974-11-08 | 1978-11-29 | Gen Electric | Gas turbofan engines |
JP3599342B2 (ja) * | 1994-10-18 | 2004-12-08 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | 航空機エンジンのためのナセル及びその取り付け配置 |
FR2767560B1 (fr) * | 1997-08-19 | 1999-11-12 | Aerospatiale | Ensemble reducteur de bruit pour turboreacteur d'aeronef |
FR2771330B1 (fr) * | 1997-11-26 | 2004-02-27 | Aerospatiale | Procede de fabrication d'un panneau composite monolithique articule avec des moyens raidisseurs integres, panneau articule obtenu et capot articule dans un aeronef |
FR2771459B1 (fr) * | 1997-11-27 | 2000-02-04 | Aerospatiale | Bielle telescopique d'ouverture d'un capot mobile, notamment de nacelle d'un moteur d'avion |
US6220546B1 (en) * | 1999-12-29 | 2001-04-24 | The Boeing Company | Aircraft engine and associated aircraft engine cowl |
US20060145001A1 (en) * | 2004-12-30 | 2006-07-06 | Smith Matthew C | Fan cowl door elimination |
FR2890378B1 (fr) * | 2005-09-08 | 2009-01-16 | Airbus France Sas | Capot de nacelle pour turboreacteur et nacelle comportant au moins un tel capot. |
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 |
US8092169B2 (en) * | 2008-09-16 | 2012-01-10 | United Technologies Corporation | Integrated inlet fan case |
US8661667B2 (en) * | 2009-12-15 | 2014-03-04 | United Technologies Corporation | Hinge arm repair |
-
2010
- 2010-06-29 FR FR1055182A patent/FR2961788B1/fr active Active
-
2011
- 2011-06-17 EP EP11735898.6A patent/EP2588370B1/fr not_active Not-in-force
- 2011-06-17 BR BR112012031586A patent/BR112012031586A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2011-06-17 CA CA2803307A patent/CA2803307A1/fr not_active Abandoned
- 2011-06-17 WO PCT/FR2011/051387 patent/WO2012001259A1/fr active Application Filing
- 2011-06-17 CN CN201180030383.1A patent/CN102958803B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-06-17 RU RU2013102783/11A patent/RU2569503C2/ru active
-
2012
- 2012-12-31 US US13/731,150 patent/US8845287B2/en active Active
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2274490A (en) * | 1993-01-26 | 1994-07-27 | Short Brothers Plc | Nacelle for an aircraft propulsive power unit |
RU2451804C2 (ru) * | 2006-10-02 | 2012-05-27 | Эрсель | Съемный воздухозаборник для гондолы турбореактивного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN102958803A (zh) | 2013-03-06 |
US20130121814A1 (en) | 2013-05-16 |
FR2961788A1 (fr) | 2011-12-30 |
CA2803307A1 (fr) | 2012-01-05 |
CN102958803B (zh) | 2015-12-02 |
WO2012001259A1 (fr) | 2012-01-05 |
BR112012031586A2 (pt) | 2016-11-08 |
EP2588370B1 (fr) | 2019-05-15 |
FR2961788B1 (fr) | 2012-06-15 |
US8845287B2 (en) | 2014-09-30 |
EP2588370A1 (fr) | 2013-05-08 |
RU2013102783A (ru) | 2014-08-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2569503C2 (ru) | Гондола турбореактивного двигателя | |
RU2499745C2 (ru) | Силовая установка летательного аппарата | |
RU2324832C2 (ru) | Устройство для удержания и расположения вспомогательного оборудования в турбореактивном двигателе с истечением первичного и вторичного воздуха и съемная панель | |
US8960597B2 (en) | Propulsion unit for an aircraft and air intake structure for such a unit | |
US10118710B2 (en) | Unducted fan for an aircraft turbine engine | |
US8523516B2 (en) | Bypass turbojet engine nacelle | |
RU2472677C2 (ru) | Выступающая часть промежуточного корпуса, предназначенная для авиационного реактивного двигателя, содержащая разделенную на секторы кольцевую канавку для вмещения крышек гондолы | |
RU2433071C2 (ru) | Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя | |
US8899255B2 (en) | Turbojet nacelle having a removable air intake structure | |
US10494113B2 (en) | Aircraft engine assembly, comprising an engine attachment device equipped with structural movable cowls connected to the central box | |
US9193468B2 (en) | Assembly for holding the interface of stationary outer structure of a nacelle and housing of a jet engine | |
US9932932B2 (en) | Aeroengine thrust reverser arrangement | |
EP1902952A1 (fr) | Conduite de soufflante pour une turbomachine | |
RU2511960C2 (ru) | Корпус ротора турбокомпрессора, содержащий периферийный бандаж | |
US10612490B2 (en) | Drag link assembly including buried drag link fitting | |
US9932846B2 (en) | Aeroengine sealing arrangement | |
RU2500588C2 (ru) | Гондола турбореактивного двигателя | |
US20180346138A1 (en) | Aircraft propulsion system comprising a nacelle with an enhanced opening system | |
CN112639274A (zh) | 用于飞行器推进单元的具有c形可移动结构的推力反向器及其维护方法 | |
EP3647203B1 (en) | Nacelle cowl hinge | |
EP3121381B1 (en) | Turbine engine and method of maintaining a turbine engine | |
US7461813B2 (en) | Air input device for a turboprop engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |