FIELD: machine building.SUBSTANCE: bypass turbojet comprising an exhaust housing having central hub (13) and connecting means (11) that can transmit the forces generated by the turbojet to the structure of the aircraft that it propels, said connection means being two arms extending radially from the central hub in order to cross the cold flow of said turbojet and being characterised in that they are secured to said central hub and positioned in a diametrically opposed manner in relation to each other. Additional connection means (14) extends between hub (13) and area (9) for securing the exhaust housing to structure (12) of the aircraft in order to transmit the exceptional dimensioning loads, wherein said additional connection means being on standby during normal use, without any transmission of force between said hub and said area.EFFECT: simplified connection between the pylon of the aircraft and the exhaust casing, in order to reduce its mass.14 cl, 5 dwg

    Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий выпускной картер, имеющий центральную ступицу (13) и средства (11) соединения, выполненные с возможностью передачи усилий, создаваемых турбореактивным двигателем, на конструкцию приводимого в движение этим двигателем летательного аппарата, при этом упомянутые средства соединения являются двумя стойками, проходящими от центральной ступицы, пересекая холодный поток упомянутого турбореактивного двигателя, и отличающимися тем, что они жестко закреплены на упомянутой центральной ступице и расположены диаметрально противоположно друг другу. Дополнительное средство (14) соединения расположено между ступицей (13) и зоной (9) крепления выпускного картера на конструкции (12) летательного аппарата для передачи исключительных нагрузок размерности, при этом упомянутое дополнительное средство соединения при нормальном использовании находится в положении выжидания, не передавая усилий между упомянутой ступицей и упомянутой зоной. Достигается упрощение соединения между пилоном самолета и выпускным картером с целью уменьшения его массы. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.


    Zugriff

    Download


    Exportieren, teilen und zitieren



    Titel :

    ISOSTATIC SUSPENSION OF A TURBOJET BY REAR DOUBLE SUPPORT


    Weitere Titelangaben:

    ИЗОСТАТИЧЕСКАЯ ПОДВЕСКА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ПОМОЩИ ДВОЙНОГО ЗАДНЕГО КРЕПЛЕНИЯ


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    15.03.2019


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Russisch


    Klassifikation :

    IPC:    F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS / F02K JET-PROPULSION PLANTS , Strahltriebwerke / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT



    ISOSTATIC SUSPENSION OF A TURBOJET BY REAR DOUBLE SUPPORT

    BELLABAL FRANCOIS ROBERT / GALLET FRANCOIS / POISSON MATHIEU ANGE | Europäisches Patentamt | 2016

    Freier Zugriff

    Isostatic suspension of a turbojet by rear double support

    BELLABAL FRANCOIS ROBERT / GALLET FRANCOIS / POISSON MATHIEU ANGE | Europäisches Patentamt | 2018

    Freier Zugriff

    TURBOJET ENGINE SUSPENSION USING A DOUBLE REAR SUPPORT

    BELLABAL FRANCOIS ROBERT | Europäisches Patentamt | 2015

    Freier Zugriff

    Turbojet engine suspension using a double rear support

    BELLABAL FRANCOIS ROBERT | Europäisches Patentamt | 2019

    Freier Zugriff

    NACELLE REAR ASSEMBLY FOR A TURBOJET ENGINE COMPRISING A SUSPENSION CRADLE

    BOILEAU PATRICK | Europäisches Patentamt | 2017

    Freier Zugriff