BRPI0616104A2 - turbo-reator para aeronave, aeronave munida desse turbo-reator e processo de montagem desse turbo-reator sobre uma aeronave - Google Patents
turbo-reator para aeronave, aeronave munida desse turbo-reator e processo de montagem desse turbo-reator sobre uma aeronave Download PDFInfo
- Publication number
- BRPI0616104A2 BRPI0616104A2 BRPI0616104-9A BRPI0616104A BRPI0616104A2 BR PI0616104 A2 BRPI0616104 A2 BR PI0616104A2 BR PI0616104 A BRPI0616104 A BR PI0616104A BR PI0616104 A2 BRPI0616104 A2 BR PI0616104A2
- Authority
- BR
- Brazil
- Prior art keywords
- turbo
- reactor
- fuselage
- aircraft
- drift
- Prior art date
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
- B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
-
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Vehicle Body Suspensions (AREA)
Abstract
TURBO-REATOR PARA AERONAVE, AERONAVE MUNIDA DESSE TURBO REATOR E PROCESSO DE MONTAGEM DESSE TURBO-REATOR SOBRE UMA AERONAVE A invenção se refere a um turbo-reator (1) para a aeronave, caracterizado pelo fato de suportar pelo menos uma deriva (7), essa deriva sendo fixada sobre a estrutura forte (11) desse turbo-reator, de maneira a formar um conjunto monobloco. O turbo-reator pode também suportar um ou vários dos dispositivos anexos necessários ao funcionamento desse turbo-reator. A invenção se refere também a uma aeronave munida desse turbo-reator, e um processo de montagem desse turbo-reator sobre a aeronave.
Description
TURBO-REATOR PARA AERONAVE, AERONAVE MUNIDA DESSE TURBO-REATOR E PROCESSO DE MONTAGEM DESSE TURBO-REATOR SOBRE UMAAERONAVE
A invenção se refere a um turbo-reator para aaeronave. Mais precisamente, a invenção se refere a umturbo-reator destinado a ser montado em posição traseirasobre a fuselagem de uma aeronave. A invenção se referetambém a uma montagem do turbo-reator sobre uma aeronave.
A invenção encontra aplicações, de maneira geral, nodomínio da aeronáutica e mais particularmente para osaviões supersônicos, cujo diâmetro de fuselagem é pequeno.
Uma aeronave comporta geralmente uma ou várias derivassituadas na parte traseira superior da fuselagem dessaaeronave. Por exemplo, uma aeronave comporta uma derivavertical e duas derivas horizontais, ou unicamente duasderivas oblíquas em relação ao eixo longitudinal daaeronave. Essas derivas são necessárias para assegurar aestabilidade da trajetória da aeronave. As derivas sãodiretamente fixadas na parte traseira superior dafuselagem.
São conhecidas, por outro lado, aeronaves munidas depelo menos três turbos - reatores. Cada asa é munida, nolocal da superfície interna de uma asa de avião de pelomenos um turbo-reator. Um turbo-reator suplementar,denominado na seqüência turbo-reator traseiro, fica situadona parte traseira da fuselagem da aeronave no nível daderiva vertical traseira dessa aeronave. A deriva verticalé fixada diretamente sobre a estrutura da aeronave, porintermédio de arcos semicirculares que formam a' estruturasustentadora da deriva vertical. Mais precisamente, aderiva vertical é ligada ao nível de seu flanco esquerdo aoflanco esquerdo da fuselagem, por uma primeira série dearcos, e no nível de seu flanco direito ao flanco direitoda fuselagem, por uma segunda série de arcos. Os arcossemicirculares das duas séries são dispostos por pares, deambos os lados da deriva, de maneira a abrir um alojamentocircular cilíndrico, no qual o turbo-reator traseiro édeslizado. O turbo reator-traseiro é em seguida ele própriodiretamente ligado à fuselagem da aeronave por uma segundaestrutura portadora e também aos arcos da deriva vertical.
Os arcos devem formar um alojamento suficiente paraacolher o turbo-reator traseiro em seu diâmetro. Quantomaior for turbo-reator traseiro, maior deve ser oalojamento, o que tende a criar um rasto aerodinâmicoconsiderável na traseira da fuselagem. 0 rasto aerodinâmicoserá tanto mais importante, quanto maior for o diâmetro doturbo-reator em relação ao diâmetro da fuselagem na partetraseira. Por exemplo, não é possível atualmente integrarum turbo-reator subsônico, de grande diâmetro, à traseirada fuselagem de uma aeronave supersônica, cujo diâmetro defuselagem, sobretudo na parte traseira é pequeno, pois orasto aerodinâmico criado pelas estruturas sustentadores,que formam o sistema de fixação do estado da técnica éentão importante.
Por outro lado, a deriva vertical e o turbo-reatortraseiro têm cada um uma estrutura sustentadoraindependente para ligá-los independentemente um do outro àfuselagem da aeronave. Essas estruturas sustentadorasmultiplicadas tendem a aumentar consideravelmente a massatotal da aeronave.Uma finalidade da invenção é, portanto, fornecer umsistema de fixação de um turbo-reator traseiro em posiçãotraseira superior da fuselagem de uma aeronave, cujoimpacto sobre o rasto aerodinâmico é pequeno. Uma outrafinalidade da invenção é de fornecer esse sistema defixação de massa reduzida em relação ao sistema de fixaçãodo estado da técnica. Uma finalidade suplementar dainvenção é de facilitar a montagem e a ligação de um turbo-reator traseiro e de uma deriva vertical em posiçãotraseira superior da fuselagem de uma aeronave.
Para chegar a esse resultado a invenção propõeintegrar uma ou várias derivas de uma aeronave sobre ummotor destinado a ser montado na parte traseira superior dafuselagem dessa aeronave. Assim, não é a fuselagem quesuporta as derivas, mas o próprio motor. O motor e a(s)deriva(s) fixada(s) solidariamente à estrutura do motor,formam um sistema integrado, ou monobloco. Esse sistemaintegrado pode em seguida ser fixado em uma única vez nafuselagem da aeronave. Diminui-se assim o número deestruturas portadoras sobre a parte traseira da fuselagem,já que só o motor é fixado na fuselagem, a(s) deriva(s)sendo unicamente ligada(s) à fuselagem por suas fixações nomotor. Eliminando-se em parte as estruturas sustentadora(s)da deriva em torno do motor, diminui-se também o rastoaerodinâmico nesse local. Com efeito, antes, o motor éenvolvido por estruturas sustentadoras volumosas ligando aderiva vertical à aeronave, o que aumentava o volume geraldo módulo motor / deriva.
Vantajosamente, o sistema integrado, de acordo com ainvenção, comporta também um ou vários dos dispositivosanexos necessários ao funcionamento do motor e que sãohabitualmente fixados na parte traseira da fuselagem, nasproximidades do motor. Por exemplo, o sistema integrado, deacordo com a invenção, comporta o dispositivo deacondicionamento de ar do motor, e o total ou parte datubulação pela qual transitam os fluidos que alimentam omotor. Fixando o maior número de equipamentos úteis aomotor, não mais sobre a fuselagem, mas diretamente sobre opróprio motor, elimina-se tanto o número de estruturassustentadoras independentes em torno do motor traseiro.Facilita-se, por outro lado, a montagem do motor e dosdispositivos anexos, já que são montados e fixados em umaúnica vez sobre a fuselagem. São diminuídos, portanto, osriscos de erros de montagem e o tempo necessário a essamontagem.
De acordo com um exemplo particular de realização dainvenção, a parte traseira superior da fuselagem, destinadaa sustentar o sistema integrado, de acordo com a invenção,tem uma seção semicircular e não mais circular. A facesuperior da parte traseira da fuselagem forma um pratosobre o qual o sistema integrado, de acordo com a invenção,é instalado antes de ser fixado na fuselagem, a faceinferior, semi-circular, segundo o prolongamento da partebaixa da fuselagem. Assim, o motor não forma protuberânciaacima da parte superior da fuselagem, de maneira que essafuselagem apresenta uma seção sensivelmente circularcontínua, quando o motor, de acordo com a invenção, ésolidarizado na parte traseira dessa fuselagem.
A invenção tem, portanto, por objeto um turbo-reatorpara aeronave, caracterizado pelo fato de suportar pelomenos uma deriva, essa deriva sendo fixada sobre aestrutura forte desse turbo-reator, de maneira a formar umconjunto monobloco.
Segundo exemplos de realização do turbo-reator, deacordo com a invenção, é possível acrescentar o total ouparte das características suplementares seguintes queconsistem em:
- a deriva ser fixada na tubulação do turbo-reator;
o conjunto monobloco comportar pelo menos umdispositivo anexo necessário ao funcionamento desse turbo-reator, esse dispositivo anexo sendo fixado sobre o turbo-reator;
a base da deriva, fixada no turbo-reator, serventilada pelo ar de arrefecimento do turbo-reator.
a invenção se refere também a uma aeronave quecomporta, na parte traseira da fuselagem, um turbo-reator,de acordo com a invenção.
Segundo exemplos de realização da aeronave, de acordocom a invenção, é possível prever o total ou parte dascaracterísticas suplementares a seguir:
- o turbo-reator é montado sem suporte sobre a partetraseira da fuselagem, uma parte dianteira do turbo-reatorsendo fixada na fuselagem;
- uma parte traseira da fuselagem é biselada, demaneira a formar uma plataforma que suporta o turbo-reator.
A invenção se refere também a um processo de montagemde um turbo-reator, de acordo com a invenção, sobre umaaeronave, caracterizado pelo fato de comportar as etapasque consistem em:
- fixar pelo menos uma deriva sobre a estrutura doturbo-reator, de maneira a formar um conjunto monobloco;
- montar e fixar o conjunto monobloco sobre a partetraseira da fuselagem.
Em um exemplo particular de realização do processo dainvenção, o conjunto monobloco é montado radialmente pelaparte superior sobre a aeronave.
Segundo exemplos de aplicação do processo, de acordocom a invenção, é possível prever o total ou parte dasseguintes etapas suplementares:
- fixar pelo menos um dispositivo anexo, servindo parao funcionamento do turbo-reator, sobre esse turbo-reator,antes de montar e fixar o conjunto monobloco sobre a partetraseira da fuselagem;
- montar e fixar uma entrada de ar sobre a fuselagem,antes de montar e fixar o conjunto modular monobloco, demaneira que a entrada de ar fique a montante do turbo-reator;
- montar e fixar uma entrada de ar sobre a fuselagem,após ter montado e fixado o conjunto modular monobloco, demaneira que a entrada de ar fique a montante do turbo-reator.
A invenção será compreendida melhor com a leitura dadescrição que se segue e com o exame das figuras que aacompanham. Estas são apresentadas a título indicativo e demodo nenhum limitativo da invenção. As figuras representam:
figura 1: um corte longitudinal de uma partetraseira de uma fuselagem munida de um turbo-reator, deacordo com a invenção;
figura 2: uma representação esquemática de uma partetraseira de uma fuselagem munida de um turbo-reator, deacordo com a invenção.
Na figura 1, foi representado um turbo-reator 1montado sobre uma parte traseira 2 de uma fuselagem 3 deaeronave. De maneira geral, pela frente e pela traseira,entende-se em relação ao sentido de avanço da aeronavemunida do turbo-reator 1.
O turbo-reator 1 é montado sem suporte sobre a partetraseira 2 da fuselagem 3. Uma parte dianteira 4 do turbo-reator 1 é fixada solidariamente na parte traseira 2 dafuselagem 3, enquanto que uma parte traseira desse turbo-reator 1 se estende no prolongamento da fuselagem 3, alémda parte traseira 2. A parte dianteira 4 do turbo-reator 1pode ser munida de pontos de ligação, ligando essa partedianteira 4 do turbo-reator 1 à fuselagem 3. A partetraseira 5, ou tubulação, do turbo-reator 1 não é fixada nafuselagem 3. Em um outro exemplo de realização, é possívelmontar o turbo-reator 1 sobre a fuselagem 3, de maneira quea parte dianteira 4 e a parte traseira 5 sejam suportadaspela parte traseira 2 da fuselagem 3 e eventualmente que aparte traseira 5 seja também fixada sobre a fuselagem 3.
A parte traseira 5 do turbo-reator 1 suporta umaderiva 7 vertical, isto é, se estende verticalmente emrelação ao eixo longitudinal do turbo-reator 1. Uma base 15da deriva 7 vertical é fixada sobre a parte traseira 5 doturbo-reator 1. Não existe nenhum ponto de ligação entre aderiva 7 vertical e a fuselagem 3. A deriva 7 é mantidasobre a fuselagem 3 unicamente por sua ligação com a partetraseira 5 do turbo-reator 1. Assim, o turbo-reator Ieaderiva 7 formam um conjunto monobloco que é ele própriofixado na fuselagem 3 de uma aeronave por pontos de ligaçãoque ligam a parte dianteira 4 do turbo-reator 1 à partetraseira 2 da fuselagem 3.
Uma entrada de ar 8 é disposta a montante da partedianteira 4 do turbo-reator 1, de maneira a permitir ao arentrar no turbo-reator 1. A entrada de ar 8 é independentedo turbo-reator 1, isto é, ela é fixada na fuselagem 3,independentemente desse turbo-reator 1, por pontos defixação 9. A entrada de ar 8 permite orientar um fluxo dear, a partir do exterior até o interior do turbo-reator 1.
No exemplo representado na figura 1, a parte traseira2 da fuselagem 3 é munida de uma ponta traseira 10 queassegura a continuidade aerodinâmica da fuselagem 3. Aponta traseira 10 é uma carenagem que não assegura nenhumafunção estrutural da fuselagem 3, mas tem uma funçãopuramente aerodinâmica. O turbo-reator 1 não tem nenhumaligação física com a ponta traseira 10 da fuselagem 3.
Conforme visível na figura 1, a parte traseira 2 dafuselagem 3 é biselada, de maneira a formar uma plataforma14 plana, sobre a qual a parte dianteira 4 do turbo-reator1 é instalada. Assim, a parte traseira 2 da fuselagem 3 temuma seção em semi-círculo, terminada por uma partedestinada a receber o turbo-reator 1. Mais precisamente, aparte inferior da parte traseira 2 da fuselagem 3 tem umaforma em arco de círculo, enquanto que a parte superior éplana. O diâmetro da fuselagem 3 ao nível da parte traseira2 é estritamente inferior ao diâmetro da fuselagem 3 dianteda parte traseira 2. O turbo-reator não forma, portanto,protuberância muito importante acima da parte traseira 2 dafuselagem 3, já que é pelo menos em parte integrada nodiâmetro dessa fuselagem 3. O rasto aerodinâmico, devido àpresença desse turbo-reator 1 traseiro, é, portanto,pequeno.
Na figura 2, pode-se ver uma vista lateral do turbo-reator 1, segundo a invenção.
O turbo-reator 1 apresenta duas derivas 7 oblíquas.
Por oblíqua, entende-se em relação ao eixo longitudinal doturbo-reator 1. Cada deriva 7 é fixada solidariamente sobrea estrutura forte do turbo-reator 1 no nível da partetraseira 5 desse turbo-reator 1. No exemplo representado nafigura 2, cada deriva 7 é fixada por sua base 15, em quatropontos de fixação 12, na parte traseira 5 do turbo-reator1. Mais precisamente, a estrutura forte da parte traseira 5do turbo-reator 1 comporta quatro arcos 11, segundo umcontorno circular cilíndrico dessa parte traseira 5. Cadaarco 11 serve de ponto de fixação 12 a uma longarinainterna (não visível) de uma deriva 7. Assim, cada deriva éfixada por toda uma largura L na parte traseira 5 do turbo-reator 1. Por largura, entende-se a dimensão da deriva 7paralelamente ao eixo longitudinal do turbo-reator.
Naturalmente, é possível prever um número mais considerávelou menos importante de pontos de ligação 12 das derivas 7aos arcos 11. Por exemplo, é possível ligar uma deriva 7por somente dois pontos de ligação 12 ao turbo-reator 1.Nesse caso, preferencialmente, os pontos de ligação 12ficam situados nas duas extremidades da largura 1 da deriva 7.
A parte dianteira 4 do turbo-reator 1 comporta, poroutro lado, duas tampas 13 respectivamente direita eesquerda. Cada tampa 13 segue um contorno em arco decírculo de um flanço direito ou esquerdo da parte dianteira4 do turbo-reator 1. No exemplo representado na figura 2,as tampas 13 são tampas móveis, no sentido de essas tampas13 poderem se abrir de maneira a permitir um acesso aointerior do turbo-reator 1. Um rebordo superior de cadatampa 13 é solidário à parte dianteira 4 superior do turbo-reator 1, enquanto que um rebordo inferior é livre. Porinferior, entende-se voltado para a fuselagem 3. Porsuperior, entende-se voltado para cima em oposição ainferior. O rebordo superior é, por exemplo, montadogiratório, de maneira que cada tampa 13 possa girar apartir de uma posição fechada, na qual ele se estende noprolongamento do turbo-reator 1, até uma posição aberta naqual ele se estende perpendicularmente ao eixo longitudinaldo turbo-reator 1. As tampas 13 permitem ter acesso aointerior do turbo-reator Iea determinados dessesdispositivos anexos necessários ao funcionamento desseturbo-reator 1.
Um ou vários dispositivos anexos necessários aofuncionamento do turbo-reator 1 podem ser fixadosdiretamente no turbo-reator 1. Assim, eles formam com oturbo-reator 1 e a ou as derivas 7, um conjunto monobloco1, 7. É esse conjunto monobloco 1, 7 que é fixado na partetraseira 2 da fuselagem 3 da aeronave. Mais precisamente,só a parte dianteira 4 do turbo-reator 1 do conjuntomonobloco 1, 7 é fixada na fuselagem 3, os outros elementosestando ligados a essa fuselagem 3 por intermédio do turbo-reator 1, no qual eles são fixados individualmente. Étambém possível que dois ou vários dispositivos anexossejam solidarizados uns aos outros para formar um conjuntomodular, esse conjunto modular sendo em seguida fixado deuma só vez no turbo-reator 1.
Com o turbo-reator 1, de acordo com a invenção, atécnica de montagem desse turbo-reator 1 sobre a partetraseira 2 da fuselagem 3 de uma aeronave é completamentemodificada em relação ao estado da técnica.
Com efeito, começa-se por fixar o conjunto doselementos anexos, que comporta a ou as derivas 7, eeventualmente todo ou parte dos dispositivos anexosnecessários ao funcionamento do turbo-reator 1, sobre esseturbo-reator 1. Os elementos anexos são fixadossolidariamente à parte traseira 5 e / ou à parte dianteira4 do turbo-reator 1. Uma vez o conjunto monoblococomportando o turbo-reator 1, a ou as derivas 7 e oseventuais dispositivos anexos formados, leva-se esseconjunto monobloco 1, 7 sobre a fuselagem 3. A integraçãodo turbo-reator 1 sobre a fuselagem 3 não se faz mais demaneira axial, paralelamente ao eixo longitudinal do turbo-reator 1, mas de maneira radial, isto é, perpendicularmenteao eixo longitudinal do turbo-reator 1. 0 conjuntomonobloco 1, 7 é levado acima da parte traseira 2 dafuselagem 3, por exemplo, por meio de uma grua, depois édescido em direção à fuselagem 3 até que ele se apoie sobreessa parte traseira 2 da fuselagem 3.
A integração do turbo-reator 1, de acordo com ainvenção, sobre a parte traseira 2 da fuselagem 3 de umaaeronave é, portanto, muito mais facilitada do que noestado da técnica. Com efeito, no estado da técnica, eranecessário liberar o lugar suficiente para introduzir, portranslação, o turbo-reator 1 em seu alojamento aberto pelosarcos que ligam as derivas à estrutura da fuselagem. Alémdisso, devido a essa translação, não é possível, com osistema de fixação do estado da técnica, dispor o turbo-reator no diâmetro da fuselagem, o turbo-reator formandoobrigatoriamente uma protuberância na traseira dafuselagem.
A entrada de ar 8, independentemente do conjuntomonobloco 1, 7 pode ser indiferentemente levada sobre afuselagem 3, antes que ou depois que esse conjuntomonobloco 1, 7. A entrada de ar 8 pode ser levadaradialmente, por translação, ou outra sobre a fuselagem 3,ã medida que nenhum obstáculo prejudica sua aproximação.
Um dos inconvenientes da fixação de uma deriva 7diretamente sobre a estrutura forte do turbo-reator 1 é orisco de superaquecimento e de derretimento da deriva 7 aonível da ligação entre a deriva 7 e o turbo-reator 1. Comefeito, a base 15 da deriva 7 sendo solidária à partetraseira 5 do turbo-reator 1, ela está em contato direto epermanente com uma fonte de calor que pode elevar atemperaturas próximas de 800 °C. Também, para evitar osinconvenientes devido ao superaquecimento, e notadamente oferro fundido das pontas de ligação 12 ou dos materiais queformam a deriva 7, é possível prever um mecanismo deventilação, que permita ventilar a base 15 da deriva 7.
Vantajosamente, o sistema de ventilação utiliza o ar deresfriamento do turbo-reator 1. Preferencialmente, pelomenos a base 15 da deriva 7 e os pontos de ligação 12 àparte traseira 5 do turbo-reator são realizados em materialresistente às elevadas temperaturas, tais como, porexemplo, o titânio. É também possível realizar a deriva 7em materiais compósitos, pelo menos para a parte superior,-
não ligada ao turbo reator
Claims (12)
1. Turbo-reator (1) para aeronave, caracterizado pelofato de ele suportar pelo menos uma deriva (7) , essa derivasendo fixada sobre a estrutura forte (11) desse turbo-reator, de maneira a formar um conjunto monobloco.
2. Turbo-reator, de acordo com a reivindicação 1,caracterizado pelo fato de a deriva ser fixada na tubulação(5) do turbo-reator.
3. Turbo-reator, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 1 ou 2, caracterizado pelo fato de oconjunto monobloco comportar pelo menos um dispositivoanexo necessário ao funcionamento desse turbo-reator, essedispositivo anexo sendo fixado sobre o turbo-reator.
4. Turbo-reator, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 1, 2 ou 3, caracterizado pelo fato de a base(15) da deriva, fixada no turbo-reator, ser ventilada peloar de resfriamento do turbo-reator.
5. Aeronave (2), caracterizada pelo fato de comportar,na parte traseira (2) da fuselagem (3), um turbo-reator (1)de qualquer uma das reivindicações 1, 2, 3 ou 4.
6. Aeronave, de acordo com a reivindicação 5,caracterizada pelo fato de o turbo-reator ser montado semsuporte sobre a parte traseira da fuselagem, uma partedianteira (4) do turbo-reator sendo fixada na fuselagem.
7. Aeronave, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 5 ou 6, caracterizada pelo fato de a partetraseira da fuselagem ser biselada, de maneira a dispor umaplataforma (14) que suporta o turbo-reator.
8. Processo de montagem de um turbo-reator (1) dequalquer uma das reivindicações 1, 2, 3 ou 4 sobre umaaeronave, caracterizado pelo fato de comportar as etapasque consistem em:- fixar pelo menos uma deriva (7) sobre a estrutura(11) do turbo-reator, de maneira a formar um conjuntomonobloco (7, 1) ;- montar e fixar o conjunto monobloco sobre a partetraseira (2) da fuselagem.
9. Processo, de acordo com a reivindicação 8,caracterizado pelo fato de o conjunto monobloco ser montadoradialmente pela parte de cima da aeronave.
10. Processo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 8 ou 9, caracterizado pelo fato de comportara etapa suplementar que consiste em:- fixar pelo menos um dispositivo anexo que serve parao funcionamento do turbo-reator sobre esse turbo-reator,antes de montar e fixar o conjunto monobloco sobre a partetraseira da fuselagem.
11. Processo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 8, 9 ou 10, caracterizado pelo fato decomportar a etapa suplementar que consiste em:- montar e fixar uma entrada de ar (8) sobre afuselagem, antes de montar e fixar o conjunto monobloco, demaneira que a entrada de ar fique a montante do turbo-reator .
12. Processo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 8, 9 ou 10, caracterizado pelo fato decomportar a etapa suplementar que consiste em:- montar e fixar uma entrada de ar (8) sobre afuselagem, após ter montado e fixado o conjunto modularmonobloco, de maneira que a entrada de ar fique a montante-turbo-reator.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0552830 | 2005-09-23 | ||
| FR0552830A FR2891242B1 (fr) | 2005-09-23 | 2005-09-23 | Turboreacteur pour aeronef, aeronef muni d'un tel turboreacteur, et procede de montage d'un tel turboreacteur sur un aeronef |
| PCT/FR2006/050841 WO2007034094A1 (fr) | 2005-09-23 | 2006-09-05 | Turboreacteur pour aeronef, aeronef muni d'un tel turboreacteur, et procede de montage d'un tel turboreacteur sur un aeronef |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| BRPI0616104A2 true BRPI0616104A2 (pt) | 2011-06-07 |
Family
ID=36570817
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| BRPI0616104-9A BRPI0616104A2 (pt) | 2005-09-23 | 2006-09-05 | turbo-reator para aeronave, aeronave munida desse turbo-reator e processo de montagem desse turbo-reator sobre uma aeronave |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8167239B2 (pt) |
| EP (1) | EP1954563B1 (pt) |
| JP (1) | JP5087545B2 (pt) |
| CN (1) | CN100526159C (pt) |
| AT (1) | ATE418492T1 (pt) |
| BR (1) | BRPI0616104A2 (pt) |
| CA (1) | CA2622151C (pt) |
| DE (1) | DE602006004477D1 (pt) |
| FR (1) | FR2891242B1 (pt) |
| RU (1) | RU2398714C2 (pt) |
| WO (1) | WO2007034094A1 (pt) |
Families Citing this family (30)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2912270B1 (en) * | 2012-10-23 | 2023-04-26 | General Electric Company | Unducted thrust producing system |
| FR2997681B1 (fr) * | 2012-11-08 | 2015-05-15 | Snecma | Avion propulse par un turboreacteur a soufflantes contrarotatives |
| WO2014074145A1 (en) | 2012-11-12 | 2014-05-15 | United Technologies Corporation | Angled core gas turbine engine mounting |
| WO2014074146A1 (en) | 2012-11-12 | 2014-05-15 | United Technologies Corporation | Box wing with angled gas turbine engine cores |
| EP2920068B1 (en) | 2012-11-15 | 2017-11-29 | United Technologies Corporation | Stabilizer with structural box and sacrificial surfaces |
| FR3020347B1 (fr) * | 2014-04-28 | 2016-05-20 | Airbus Operations Sas | Procede d'assemblage d'une partie arriere d'aeronef |
| RU2620246C2 (ru) * | 2015-10-23 | 2017-05-23 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Замок натяжной регулируемый |
| US11111029B2 (en) * | 2017-07-28 | 2021-09-07 | The Boeing Company | System and method for operating a boundary layer ingestion fan |
| US10906657B2 (en) * | 2018-06-19 | 2021-02-02 | Raytheon Technologies Corporation | Aircraft system with distributed propulsion |
| US10759545B2 (en) | 2018-06-19 | 2020-09-01 | Raytheon Technologies Corporation | Hybrid electric aircraft system with distributed propulsion |
| US12571360B2 (en) | 2021-04-14 | 2026-03-10 | General Electric Deutschland Holding Gmbh | Three-stream gas turbine engine with embedded electric machine |
| US11492918B1 (en) | 2021-09-03 | 2022-11-08 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
| US12071896B2 (en) | 2022-03-29 | 2024-08-27 | General Electric Company | Air-to-air heat exchanger potential in gas turbine engines |
| US11834995B2 (en) | 2022-03-29 | 2023-12-05 | General Electric Company | Air-to-air heat exchanger potential in gas turbine engines |
| US11834954B2 (en) | 2022-04-11 | 2023-12-05 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
| US12065989B2 (en) | 2022-04-11 | 2024-08-20 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
| US11834992B2 (en) | 2022-04-27 | 2023-12-05 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with an accessory gearbox of a turbofan engine |
| US12366204B2 (en) | 2022-04-27 | 2025-07-22 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with a power gearbox of a turbofan engine |
| US11680530B1 (en) | 2022-04-27 | 2023-06-20 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with a power gearbox of a turbofan engine |
| US12060829B2 (en) | 2022-04-27 | 2024-08-13 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with an accessory gearbox of a turbofan engine |
| US12577926B2 (en) | 2022-08-02 | 2026-03-17 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| US12577925B2 (en) | 2022-08-02 | 2026-03-17 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
| US12421917B2 (en) | 2022-08-02 | 2025-09-23 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
| US12486817B2 (en) | 2022-08-02 | 2025-12-02 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
| US12516647B2 (en) | 2022-08-02 | 2026-01-06 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
| US12565866B2 (en) | 2022-08-02 | 2026-03-03 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
| US12571358B2 (en) | 2022-08-02 | 2026-03-10 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
| US12560132B2 (en) | 2022-08-02 | 2026-02-24 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
| US12031504B2 (en) | 2022-08-02 | 2024-07-09 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
| US12410763B2 (en) | 2022-08-02 | 2025-09-09 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
Family Cites Families (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2580484A (en) * | 1948-12-23 | 1952-01-01 | Glenn H Temte | Jet-propelled airplane |
| US3075728A (en) * | 1959-07-02 | 1963-01-29 | Kogan Alexandre | Jet airplane engine mounting |
| US3666211A (en) * | 1970-03-12 | 1972-05-30 | Mc Donnell Douglas Corp | Trijet aircraft |
| GB1364313A (en) * | 1971-02-05 | 1974-08-21 | Britten Norman Ltd | Aircraft |
| GB1480340A (en) * | 1973-07-30 | 1977-07-20 | Hawker Siddeley Aviation Ltd | Aircraft |
| US3868073A (en) * | 1974-01-30 | 1975-02-25 | Myron L King | Propulsion system for aircraft |
| DE3219159A1 (de) * | 1982-05-21 | 1983-11-24 | Dornier Gmbh | Anordnung von mit propellern arbeitenden antriebsanlagen an luftfahrzeugen |
| JPH0288396A (ja) * | 1988-09-08 | 1990-03-28 | Aeritalia Soc Aerospaziale It Per Azioni | ジェット推進式航空機 |
| US5957405A (en) * | 1997-07-21 | 1999-09-28 | Williams International Co., L.L.C. | Twin engine aircraft |
| US6089504A (en) * | 1997-07-21 | 2000-07-18 | Williams Internaitonal Co., L.L.C. | Single engine aircraft |
| CN1273930A (zh) * | 1999-05-18 | 2000-11-22 | 王瑞 | 串翼地效掠航艇 |
| JP2000345858A (ja) * | 1999-06-07 | 2000-12-12 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ジェットエンジンおよび航空機、並びにジェットエンジン用整流パネル |
| GB2359052B (en) * | 2000-02-09 | 2003-09-17 | Rolls Royce Plc | Engine arrangement |
| US6575406B2 (en) * | 2001-01-19 | 2003-06-10 | The Boeing Company | Integrated and/or modular high-speed aircraft |
| JP2003206746A (ja) * | 2002-01-16 | 2003-07-25 | National Aerospace Laboratory Of Japan | 多ファン式コアエンジン分離型ターボファンエンジン |
| RU2238223C1 (ru) * | 2003-06-10 | 2004-10-20 | ОАО "ЦК ФПГ "Российский авиационный консорциум" | Самолет с тремя двигателями |
| FR2876658B1 (fr) * | 2004-10-15 | 2007-01-19 | Airbus France Sas | Empennage vertical pour aeronef et aeronef muni d'un tel empennage |
-
2005
- 2005-09-23 FR FR0552830A patent/FR2891242B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-09-05 US US12/067,748 patent/US8167239B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-05 EP EP06808280A patent/EP1954563B1/fr not_active Not-in-force
- 2006-09-05 BR BRPI0616104-9A patent/BRPI0616104A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-09-05 AT AT06808280T patent/ATE418492T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-09-05 JP JP2008531743A patent/JP5087545B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-05 CA CA2622151A patent/CA2622151C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-05 RU RU2008115894/11A patent/RU2398714C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-09-05 CN CNB2006800347542A patent/CN100526159C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-05 WO PCT/FR2006/050841 patent/WO2007034094A1/fr not_active Ceased
- 2006-09-05 DE DE602006004477T patent/DE602006004477D1/de active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20090078819A1 (en) | 2009-03-26 |
| RU2398714C2 (ru) | 2010-09-10 |
| CA2622151A1 (fr) | 2007-03-29 |
| JP2009508748A (ja) | 2009-03-05 |
| CN100526159C (zh) | 2009-08-12 |
| DE602006004477D1 (de) | 2009-02-05 |
| FR2891242A1 (fr) | 2007-03-30 |
| JP5087545B2 (ja) | 2012-12-05 |
| US8167239B2 (en) | 2012-05-01 |
| WO2007034094A1 (fr) | 2007-03-29 |
| CN101267984A (zh) | 2008-09-17 |
| RU2008115894A (ru) | 2009-10-27 |
| CA2622151C (fr) | 2013-06-11 |
| FR2891242B1 (fr) | 2007-10-26 |
| EP1954563B1 (fr) | 2008-12-24 |
| EP1954563A1 (fr) | 2008-08-13 |
| ATE418492T1 (de) | 2009-01-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| BRPI0616104A2 (pt) | turbo-reator para aeronave, aeronave munida desse turbo-reator e processo de montagem desse turbo-reator sobre uma aeronave | |
| US8827203B2 (en) | Connecting a propulsion system to a structural element of an aircraft | |
| CN101489871B (zh) | 包括安装在两个不同部件上的风扇整流罩支架的用于飞行器的发动机组件 | |
| BRPI0714033A2 (pt) | conjunto motor para aeronave, e, aeronave | |
| CN101801789B (zh) | 用于飞行器发动机悬挂装置的后下空气动力学整流罩 | |
| BRPI0609810A2 (pt) | estribo de afixação de turborreator para aeronave, e, aeronave | |
| CN101784442A (zh) | 包含具有紧凑设计的推力吸收装置的飞行器发动机悬挂装置 | |
| CN101784441A (zh) | 安装在悬挂架和发动机舱进气口上的风扇罩的支撑托架 | |
| BRPI0712525A2 (pt) | dispositivo de afixação de um motor de aeronave, conjunto motor e aeronave | |
| BRPI0914686B1 (pt) | Sistema propulsor de aeronave | |
| CN102076564A (zh) | 用于飞机推进动力单元的引擎舱的整流装置 | |
| BR112013015196B1 (pt) | dispositivo de suspensão de um turborreator | |
| BRPI0616484A2 (pt) | estrutura rìgida de um estribo de afixação de motor de aeronave e estribo de afixação de motor de aeronave | |
| BRPI0616578B1 (pt) | estribo de afixação de turborreator para aeronave | |
| BR112014007517B1 (pt) | Turbomáquina com ventoinha não carenada | |
| CN102470926B (zh) | 包括涡轮发动机的悬挂支柱的用于飞行器的组件，所述组件的附接于机翼上的装置是以t形布置 | |
| CA2647438C (en) | Intermediate casing for an aircraft jet engine, of improved design | |
| JP4418000B2 (ja) | 航空機用の垂直尾翼およびそのような垂直尾翼を備える航空機 | |
| BRPI0610413A2 (pt) | conjunto motor para aeronave, e, aeronave | |
| EP2841339B1 (en) | Redundant fastening of a turbine exhaust case mount | |
| ES2414935T3 (es) | Soporte de turbocompresor y procedimiento para montar un soporte de turbocompresor | |
| BRPI1104581A2 (pt) | carenagem aerodinÂmica traseira. montante de motor, conjunto motor e aeronave | |
| CN102052136B (zh) | 摩托车的排气系统 | |
| BR102012033639B1 (pt) | montagens de desviador de entrada de ar de aeronave com características aerodinâmicas melhoradas |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B25A | Requested transfer of rights approved |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS SAS (FR) Free format text: TRANSFERIDO POR INCORPORACAO DE: AIRBUS FRANCE |
|
| B08F | Application dismissed because of non-payment of annual fees [chapter 8.6 patent gazette] | ||
| B08K | Patent lapsed as no evidence of payment of the annual fee has been furnished to inpi [chapter 8.11 patent gazette] |
Free format text: EM VIRTUDE DO ARQUIVAMENTO PUBLICADO NA RPI 2478 DE 03-07-2018 E CONSIDERANDO AUSENCIA DE MANIFESTACAO DENTRO DOS PRAZOS LEGAIS, INFORMO QUE CABE SER MANTIDO O ARQUIVAMENTO DO PEDIDO DE PATENTE, CONFORME O DISPOSTO NO ARTIGO 12, DA RESOLUCAO 113/2013. |