Turbomachine comprising a means of suspension

The invention relates to a turbomachine ( 1 ) extending along an axis (X), comprising a high-pressure body with a high-pressure compressor ( 4 ) coupled in rotation to a high-pressure turbine ( 6 ), and a low-pressure body including a low-pressure compressor ( 3 ) coupled in rotation to a low-pressure turbine ( 7 ), an upstream casing ( 14 ) located upstream of the high-pressure compressor ( 4 ), and means of suspension ( 12, 13 ) for the turbomachine ( 1 ), intended for attaching the turbomachine ( 1 ) to an aircraft pylon ( 11 ).

Bypass propulsion unit, comprising a thrust reverser with movable cascades

A turbofan propulsion assembly includes a thrust reverser with movable flaps. The propulsion assembly further includes an engine and a nacelle surrounding the engine, and the nacelle includes a thrust reverser with sliding cowls and thrust reverser flaps, and an inner structure. The portion of the inner structure positioned perpendicular to the thrust reverser flaps includes two halves that can open toward the exterior of the nacelle cowls.

TURBOPROP AIR INTAKE

A turboprop includes a rotary propeller upstream from an engine and an air intake that is not coaxial to the propeller, said air intake defining a conduit for supplying air to the engine and further defining a bypass to said conduit, the bypass having an outlet oriented substantially axially towards the downstream of the engine. The turboprop further includes a nacelle surrounding the engine and the air intake, wherein the air intake is secured to a housing of the engine and is not rigidly connected to the nacelle, so as to allow, during operation, relative movements between the air intake and the nacelle. The outlet is connected by a flexible link to an intake of an air circuit carried by the nacelle. 1. A turboprop engine comprising a rotary propeller upstream of an engine and an air intake that is not coaxial to the propeller , said air intake defining a conduit for supplying air to the engine and further defining a bypass to said conduit , said bypass comprising an outlet that is oriented substantially axially downstreamward of the engine , the turboprop engine further comprising a nacelle surrounding the engine and the air intake , wherein the air intake is fixed to an engine housing and is not rigidly connected to the nacelle so as to allow relative movements between the air intake and the nacelle during operation , said outlet being connected by means of a flexible link to an intake of an air system borne by the nacelle.2. The turboprop engine according to claim 1 , wherein the air intake is fixed to said housing via a downstream end claim 1 , the conduit that is defined by the air intake opening via this downstream end into a duct that is defined by said housing.3. The turboprop engine according to claim 1 , wherein the air intake comprises a flange for bolt-fixing to the engine housing.4. The turboprop engine according to claim 1 , wherein the air intake comprises a lip at its upstream end claim 1 , a seal being mounted between the lip and the nacelle.5. ...

Turboprop air intake

A turboprop includes a rotary propeller upstream from an engine and an air intake that is not coaxial to the propeller, said air intake defining a conduit for supplying air to the engine and further defining a bypass to said conduit, the bypass having an outlet oriented substantially axially towards the downstream of the engine. The turboprop further includes a nacelle surrounding the engine and the air intake, wherein the air intake is secured to a housing of the engine and is not rigidly connected to the nacelle, so as to allow, during operation, relative movements between the air intake and the nacelle. The outlet is connected by a flexible link to an intake of an air circuit carried by the nacelle.

Assembly between an aircraft pylon and a turbomachine

The invention relates to an assembly between an aircraft pylon (30) and a turbomachine (20) of longitudinal axis (X), the pylon (30) and the turbomachine (20) each comprising front and rear longitudinal regions, the assembly comprising a rear support (40) configured to connect the rear region of the turbomachine (20) to the rear region of the pylon (30), the assembly being characterized in that the rear support (40) comprises a sliding pivot connection arranged between the rear region of the turbomachine (20) and the rear region of the pylon (30), so as to allow the turbomachine (20) only translational and rotational movements along and about the longitudinal axis (X) and along and about a vertical axis (Z) and a rotational movement about a transverse axis (Y).

Nacelle for a bypass turbomachine comprising a thrust reverser, bypass turbomachine comprising such a nacelle, and aircraft comprising at least one such turbomachine

A nacelle for an aircraft bypass turbomachine, including: an annular envelope extending about a longitudinal axis, a thrust reverser including: an annular movable cowl situated downstream of the annular envelope and able to slide with respect to the annular envelope along the longitudinal axis between a closed position and an open position in which the cowl and the nacelle casing define an opening between one another, at least one first thrust reverser cascade, an actuating mechanism designed to allow a partial or total thrust-cancelling configuration of the thrust reverser, in which configuration the movable cowl is moved into its open position while maintaining the or each first cascade in its retracted position, the opening being occupied by at least one second thrust-attenuating cascade of the thrust reverser, in such a way that the secondary flow passing through the opening exits to the outside of the nacelle with a speed oriented so as to generate a substantially zero or positive ...

BYPASS PROPULSION UNIT, COMPRISING A THRUST REVERSER WITH MOVABLE CASCADES

A turbofan propulsion assembly includes a thrust reverser with movable flaps. The propulsion assembly further includes an engine and a nacelle surrounding the engine, and the nacelle includes a thrust reverser with sliding cowls and thrust reverser flaps, and an inner structure. The portion of the inner structure positioned perpendicular to the thrust reverser flaps includes two halves that can open toward the exterior of the nacelle cowls. 1. A bypass propulsion unit , comprising:an engine; and a nacelle cradle linked to a suspension pylon of the propulsion unit;', 'a thrust reverser comprising cascades and at least one cowl, wherein the at least one cowl is slidably mounted relative to the nacelle cradle, thrust reverser flaps, and connecting rods, wherein the connecting rods actuate the thrust reverser flaps;', 'an inner structure wrapped around the engine, the inner structure defines, with the at least one cowl, a portion of the cold flow path; and', 'a bifurcation for the passage of piping extending between the engine and the outside of the nacelle, diametrically opposite to the nacelle cradle, wherein:, 'a nacelle disposed around the engine and defining a cold flow path, the nacelle includingthe thrust reverser of the propulsion unit further comprises two structural half-shrouds disposed downstream of the cascades and secured thereto,the inner structure comprises two upstream inner half-structures, ends of the two upstream inner half-structures being linked to the half-shrouds to form two half-sections of the cold flow path, wherein the two half-sections are pivotally mounted on the nacelle cradle,the thrust reverser flaps are hingedly mounted on the half-shrouds,the connecting rods are hingedly mounted on the thrust reverser flaps and on the upstream inner half-structures, andthe half-sections of the cold flow path are movable between a service position in which the half-sections of the cold flow path bear on and on either side of the bifurcation, and a ...

AIRCRAFT PROPULSION UNIT

An aircraft propulsion unit including a nacelle and a turbojet engine. The aircraft propulsion unit includes an external envelope, at least one fan casing, at least one actuator, and at least one support structure. The external envelope includes fan cowls. The fan casing cooperates with the fan cowls to define an interior space configured to house a thrust reverser configured to be displaced between a first position and a second position. The actuator configured to move the thrust reverser between the first position and the second position The support structure connects the fan cowls and the fan. The support structure includes at least one aperture configured to allow passage of part of the actuator. 1. An aircraft propulsion unit comprising a nacelle and a turbojet engine , the aircraft propulsion unit comprising:an external envelope including fan cowls;at least one fan casing cooperating with the fan cowls to define an interior space configured to house a thrust reverser configured to be displaced between a first position and a second position;at least one actuator configured to move the thrust reverser between the first position and the second position; andat least one support structure connecting the fan cowls and the at least one fan, the at least one support structure comprises at least one aperture configured to allow passage of part of the at least one actuator.2. The propulsion unit according to claim 1 , wherein the part of the at least one actuator passes through the at least one aperture without being in contact with the support structure.3. The propulsion unit according to claim 1 , wherein the support structure is configured to be fixed to the at least one fan casing at a level of a flange claim 1 , the support structure having a profile comprising at least one inclination claim 1 , the at least one inclination allowing an offset along a longitudinal axis of the propulsion unit between a first portion and a second radial portion of the support ...

NACELLE FOR A BYPASS TURBOMACHINE COMPRISING A THRUST REVERSER, BYPASS TURBOMACHINE COMPRISING SUCH A NACELLE, AND AIRCRAFT COMPRISING AT LEAST ONE SUCH TURBOMACHINE

A nacelle for an aircraft bypass turbomachine, including: an annular envelope extending about a longitudinal axis, a thrust reverser including: an annular movable cowl situated downstream of the annular envelope and able to slide with respect to the annular envelope along the longitudinal axis between a closed position and an open position in which the cowl and the nacelle casing define an opening between one another, at least one first thrust reverser cascade, an actuating mechanism designed to allow a partial or total thrust-cancelling configuration of the thrust reverser, in which configuration the movable cowl is moved into its open position while maintaining the or each first cascade in its retracted position, the opening being occupied by at least one second thrust-attenuating cascade of the thrust reverser, in such a way that the secondary flow passing through the opening exits to the outside of the nacelle with a speed oriented so as to generate a substantially zero or positive thrust along the longitudinal axis. 1. Nacelle for an aircraft bypass turbomachine) wherein an intake air stream flows in the upstream to downstream direction , separating into a primary flow channel and a secondary flow channel , the nacelle comprising:{'b': '104', 'a fixed annular envelope extending about a longitudinal axis () of the nacelle,'} an annular movable cowl extending about the longitudinal axis and located downstream of the annular envelope, the movable cowl being able to slide relative to the annular envelope along the longitudinal axis between a closed position, wherein the movable cowl and the annular envelope jointly define an annular and continuous outer surface of the nacelle, and an open position wherein the movable cowl and the annular envelope define therebetween an opening oriented radially relative to the longitudinal axis, said opening extending circumferentially about the longitudinal axis,', 'at least one first movable thrust-reversing cascade, capable of ...

Variable section nozzle for aircraft nacelle and nacelle for an aircraft turbojet engine including such a nozzle

The present disclosure provides a variable section nozzle for an aircraft nacelle having a longitudinal axis. The variable section nozzle includes movable doors and at least one displacement device for displacing the movable doors between a reduced section position and a larger position. The movable doors include at least one first guide device and at least one second guide device, each operable to guide the displacement of the doors relative to a fixed structure of the nozzle. The second guide device is disposed downstream relative to the first guide device and each of the first and second guide devices provide a curvilinear path. In one form, the curvilinear paths are substantially circular and define a circular arc.

Instrumented suspension aircraft

Le présent document concerne un avion comprenant au moins un turboréacteur (10) relié à un fuselage de l’avion par des moyens de suspension (52a, 52b) et des moyens de mesure (70a, 72a, 70b, 72b) de la contrainte à laquelle sont soumis les moyens de suspension (52a, 52b), ces moyens de mesure (70a, 72a, 70b, 72b) étant reliés à des moyens de commande électronique (74) du turboréacteur, lesdits moyens de suspension (52a, 52b) étant conformés de manière à comprendre au moins une zone (66) de plus grande faiblesse structurelle et les moyens de mesure (70a, 72a, 70b, 72b) étant positionnés de manière à mesurer la contrainte au niveau de ladite zone (66) de plus grande faiblesse structurelle. Figure à publier avec l’abrégé : figure n°3 This document relates to an airplane comprising at least one turbojet (10) connected to a fuselage of the airplane by suspension means (52a, 52b) and means (70a, 72a, 70b, 72b) for measuring the stress at which are subjected the suspension means (52a, 52b), these measuring means (70a, 72a, 70b, 72b) being connected to electronic control means (74) of the turbojet, said suspension means (52a, 52b) being shaped to include at least one area (66) of greater structural weakness and the measuring means (70a, 72a, 70b, 72b) being positioned so as to measure the stress at said area (66) of greater structural weakness. Figure to be published with the abstract: figure n ° 3

ASSEMBLY BETWEEN AN AIRCRAFT PYLON AND A TURBOMACHINE

L’invention concerne un assemblage entre un pylône (30) d’aéronef et une turbomachine (20) d’axe longitudinal (X), le pylône (30) et la turbomachine (20) comportant chacun des zones longitudinales avant et arrière, l’assemblage comportant un support arrière (40) configuré pour relier la zone arrière de la turbomachine (20) à la zone arrière du pylône (30), l’assemblage étant caractérisé en ce que le support arrière (40) comporte une liaison pivot glissant agencée entre la zone arrière de la turbomachine (20) et la zone arrière du pylône (30) de manière à autoriser à la turbomachine (20) seulement des mouvements de translation et de rotation selon l’axe longitudinal (X) et selon un axe vertical (Z) et un mouvement de rotation selon un axe transversal (Y). Figure pour l'abrégé : figure 2 The invention relates to an assembly between an aircraft pylon (30) and a turbomachine (20) with a longitudinal axis (X), the pylon (30) and the turbomachine (20) each comprising front and rear longitudinal zones, the assembly comprising a rear support (40) configured to connect the rear zone of the turbine engine (20) to the rear zone of the pylon (30), the assembly being characterized in that the rear support (40) comprises a sliding pivot connection arranged between the rear zone of the turbine engine (20) and the rear zone of the pylon (30) so as to allow the turbine engine (20) only translational and rotational movements along the longitudinal axis (X) and along an axis vertical (Z) and a rotational movement along a transverse axis (Y). Figure for abstract: Figure 2

Aircraft comprising a blower thruster at the rear of the fuselage and a mounting structure for this thruster

Aéronef comportant un propulseur à soufflante à l’arrière du fuselage et une structure d’accrochage de ce propulseur Dans un aéronef comportant un fuselage (12) et un unique propulseur (10) en arrière du fuselage, le propulseur comportant au moins un rotor de soufflante (16) suivi d’un aubage redresseur (18), l’ensemble étant entouré d’une nacelle comportant un carter de soufflante (20) et un carter intermédiaire (22) de l’aubage redresseur (18) solidaires l’un de l’autre, le rotor de soufflante (16) étant entrainé en rotation par l’énergie fournie par au moins un générateur de couple (24) installé dans le fuselage, il est prévu que le propulseur soit relié à une partie structurelle de dérive de l’aéronef par une structure d’accrochage articulée. Figure pour l’abrégé : Fig. 4A. Aircraft comprising a blower thruster at the rear of the fuselage and a mounting structure for this thruster In an aircraft comprising a fuselage (12) and a single thruster (10) behind the fuselage, the thruster comprising at least one rotor of blower (16) followed by a straightening blade (18), the assembly being surrounded by a nacelle comprising a fan casing (20) and an intermediate casing (22) of the straightening blade (18) integral with one on the other, the fan rotor (16) being driven in rotation by the energy supplied by at least one torque generator (24) installed in the fuselage, it is provided that the thruster is connected to a structural part of fin of the aircraft by an articulated attachment structure. Figure for the abstract: Fig. 4A.

Together for an aircraft

L’invention concerne un ensemble (1) pour un aéronef comportant un pylône (3) destiné à être fixé à l’aéronef et une turbomachine (2) fixée au pylône (3), la turbomachine (2) comportant, d’amont en aval dans le sens du flux de gaz au sein de la turbomachine (2), une soufflante (5), un compresseur (6a, 6b), une chambre de combustion (7) et une turbine (8a, 8b) , la turbomachine (2) comportant un carter d’échappement (18) situé en aval de la turbine (8a), caractérisé en ce que le pylône (3) comporte des moyens de fixation annulaires (23) fixés sur une extrémité aval annulaire du carter d’échappement de la turbomachine (2). The invention relates to an assembly (1) for an aircraft comprising a pylon (3) intended to be fixed to the aircraft and a turbomachine (2) fixed to the pylon (3), the turbomachine (2) comprising, from upstream to downstream in the direction of gas flow within the turbomachine (2), a fan (5), a compressor (6a, 6b), a combustion chamber (7) and a turbine (8a, 8b), the turbomachine ( 2) comprising an exhaust casing (18) located downstream of the turbine (8a), characterized in that the pylon (3) comprises annular fixing means (23) fixed to an annular downstream end of the exhaust casing of the turbomachine (2).

NACELLE FOR DOUBLE-FLOW TURBOMACHINE INCLUDING A THRUST INVERTER, DOUBLE-FLOW TURBOMACHINE INCLUDING SUCH A NACELLE, AND AIRCRAFT INCLUDING AT LEAST ONE SUCH TURBOMACHINE

L’invention concerne une nacelle (10A) pour turbomachine à double flux (100) d’aéronef comprenant :- une enveloppe annulaire (11) s’étendant autour d’un axe longitudinal (104),- un inverseur de poussée (13) comprenant :* un capot mobile (14) annulaire situé en aval de l’enveloppe annulaire et apte à coulisser par rapport l’enveloppe annulaire suivant l’axe longitudinal entre une position fermée et une position ouverte dans laquelle le capot et le carter de nacelle définissent entre eux une ouverture,* au moins une première grille (15) d’inversion de poussée, * un mécanisme d’actionnement conçu pour permettre une configuration d’annulation de poussée, partielle ou totale, de l’inverseur de poussée dans laquelle le capot mobile est déplacé dans sa position ouverte tout en maintenant la ou chaque première grille dans sa position rentrée, l’ouverture (17) étant laissée libre ou étant occupée par au moins une deuxième grille d’atténuation de poussée de l’inverseur de poussée, de façon à ce que le flux secondaire traversant l’ouverture ressorte à l’extérieur de la nacelle avec une vitesse orientée de façon à générer suivant l’axe longitudinal une poussée sensiblement nulle ou positive. Figure pour l’abrégé : Figure 4 The invention relates to a nacelle (10A) for an aircraft bypass turbine engine (100) comprising: - an annular casing (11) extending around a longitudinal axis (104), - a thrust reverser (13) comprising: * an annular movable cover (14) located downstream of the annular casing and capable of sliding relative to the annular casing along the longitudinal axis between a closed position and an open position in which the cover and the nacelle casing define between them an opening, * at least a first thrust reverser gate (15), * an actuation mechanism designed to allow a thrust cancellation configuration, partial or total, of the thrust reverser in which the movable cowl is moved into its open position while maintaining the or each first grid in its retracted ...

TURBOMACHINE WITH SUSPENSION MEANS

L'invention concerne une turbomachine (1) s'étendant selon un axe (X), comportant un corps haute pression comprenant un compresseur haute pression (4) couplé en rotation à une turbine haute pression (6), et un corps basse pression comportant un compresseur basse pression (3) couplé en rotation à une turbine basse pression (7), un carter amont (14) situé en amont du compresseur haute pression (4), et des moyens de suspension (12, 13) de la turbomachine (1), destinés à la fixation de la turbomachine (1) sur un pylône (11) d'un aéronef. The invention relates to a turbomachine (1) extending along an axis (X), comprising a high pressure body comprising a high pressure compressor (4) rotatably coupled to a high pressure turbine (6), and a low pressure body comprising a low pressure compressor (3) rotatably coupled to a low pressure turbine (7), an upstream casing (14) located upstream of the high pressure compressor (4), and suspension means (12, 13) of the turbomachine ( 1), intended for fixing the turbomachine (1) on a pylon (11) of an aircraft.

DOUBLE FLOW PROPULSIVE ASSEMBLY COMPRISING A MOBILE GRID PUSH INVERTER

Cet ensemble propulsif comprend un moteur (M) et une nacelle entourant ce moteur, cette nacelle comprenant elle-même un inverseur de poussée à grilles coulissantes (15) et à volets d'inversion de poussée (19), ainsi qu'une structure interne (3). La partie (32) de cette structure interne (3) située au droit des volets d'inversion de poussée (19) comprend deux moitiés pouvant s'ouvrir vers l'extérieur (E) de la nacelle avec les grilles (15) et les volets (19). This propulsion unit comprises a motor (M) and a nacelle surrounding this engine, this nacelle including itself a thrust reverser sliding gates (15) and thrust reversing flaps (19), and an internal structure (3). The portion (32) of this internal structure (3) located at the right of the thrust flaps (19) comprises two halves that can open outwards (E) of the nacelle with the grids (15) and the shutters (19).

Turbomachine for an aircraft

L’invention concerne une turbomachine (2) pour un aéronef, comportant une soufflante (6), un compresseur (7, 8), une chambre de combustion (9) et une turbine (10, 11), le compresseur (7, 8) et la turbine (10, 11) comportant au moins un rotor comprenant au moins un arbre creux (14, 15) s’étendant selon un axe (X), la turbomachine (2) comportant des moyens de fixation de la turbomachine à une partie fixe (4, 4a) de l’aéronef, caractérisée en ce que lesdits moyens de fixation comportent un arbre de support (24) s’étendant à l’intérieur de l’arbre creux de rotor (14, 15), ledit arbre de support (24) comportant une extrémité amont ou aval destinée à être fixée à la partie fixe (4, 4a) de l’aéronef, les moyens de fixation comportant des moyens de maintien axial (25, 17) de l’arbre de support (24) par rapport à la turbomachine (2) et des moyens de couplage en rotation (28) aptes à empêcher la rotation d’une partie fixe (21, 18a) de la turbomachine (2) par rapport à la partie fixe (4, 4a) de l’aéronef. Figure à publier avec l’abrégé : figure 5. The invention relates to a turbomachine (2) for an aircraft, comprising a fan (6), a compressor (7, 8), a combustion chamber (9) and a turbine (10, 11), the compressor (7, 8). ) and the turbine (10, 11) comprising at least one rotor comprising at least one hollow shaft (14, 15) extending along an axis (X), the turbomachine (2) comprising means for fixing the turbomachine to a fixed part (4, 4a) of the aircraft, characterized in that said fixing means comprise a support shaft (24) extending inside the hollow rotor shaft (14, 15), said shaft support (24) comprising an upstream or downstream end intended to be fixed to the fixed part (4, 4a) of the aircraft, the fastening means comprising axial holding means (25, 17) of the support shaft (24) relative to the turbomachine (2) and rotational coupling means (28) capable of preventing the rotation of a fixed part (21, 18a) of the turbomachine (2) relative to the fixed part (4 , 4a) from l ...

AIRCRAFT PROPULSION SYSTEM WITH BLOWER PROVIDED AT REAR END OF FUSELAGE

La présente invention concerne un système de propulsion d'aéronef comportant d'une part une soufflante (10) disposée à une extrémité arrière d'un fuselage (14) de l'aéronef et définissant un axe central longitudinal (12), la soufflante comportant une pluralité d'aubes mobiles (16) montées sur un arbre de soufflante (18) tournant autour de cet axe central longitudinal, système dans lequel l'arbre de soufflante est entrainé mécaniquement à partir d'une source de puissance mécanique (20) disposée dans le fuselage via un réducteur (22) assurant un désalignement radial de la source de puissance mécanique par rapport à l'axe central longitudinal, et dans lequel un carter de soufflante (50) entourant la pluralité d'aubes mobiles et solidaire d'une pluralité d'aubes directrices (56) disposées en aval de la soufflante est fixé au fuselage par un fourreau central (62) traversant le réducteur et l'arbre de soufflante.

Aircraft propulsion system

Ensemble propulsif (1) d’aéronef comprenant une nacelle et un turboréacteur, ladite nacelle comprenant une enveloppe extérieure (5) comportant des capots de soufflante (4) et ledit turboréacteur comportant au moins un carter de soufflante (6, 6’), lesdits capots de soufflante (4) et l’au moins un carter de soufflante (6, 6’) étant reliés par au moins une structure support (11, 110) et configurés pour délimiter un espace intérieur destiné à loger des grilles d’un inverseur de poussée (8) à grilles coulissantes, ledit inverseur de poussée (8) étant configuré pour être déplacé entre une première position et une deuxième position par au moins un actionneur (15), l’ensemble propulsif (1) étant remarquable en ce que l’au moins une structure support (11, 110) comprend au moins un ajourage (14, 140) configuré pour permettre le passage d’une partie de l’au moins un actionneur (15). Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Aircraft propulsion assembly (1) comprising a nacelle and a turbojet engine, said nacelle comprising an outer casing (5) comprising fan cowls (4) and said turbojet comprising at least one fan casing (6, 6'), said fan cowls (4) and the at least one fan casing (6, 6') being connected by at least one support structure (11, 110) and configured to delimit an interior space intended to house grids of an inverter thrust reverser (8) with sliding gates, said thrust reverser (8) being configured to be moved between a first position and a second position by at least one actuator (15), the propulsion unit (1) being remarkable in that the at least one support structure (11, 110) comprises at least one opening (14, 140) configured to allow the passage of part of the at least one actuator (15). Figure for abstract: Fig. 1

AIR INTAKE OF TURBOPROPULSEUR

Turbopropulseur (110), comportant une hélice rotative (112) en amont d'un moteur (114) et une entrée d'air (116) non coaxiale à l'hélice, cette entrée d'air définissant un conduit (119) d'alimentation en air du moteur, le turbopropulseur comportant en outre une nacelle (130) entourant le moteur et l'entrée d'air, caractérisé en ce que l'entrée d'air est fixée à un carter (123) du moteur et est non solidaire de la nacelle. A turboprop (110) comprising a rotary propeller (112) upstream of a motor (114) and an air inlet (116) non coaxial with the propeller, said air inlet defining a duct (119) of engine air supply, the turboprop comprising in addition a nacelle (130) surrounding the engine and the air inlet, characterized in that the air inlet is fixed to a housing (123) of the engine and is not attached to the basket.

Together for an aircraft

L’invention concerne un ensemble (1) pour un aéronef comportant un pylône (3) destiné à être fixé à l’aéronef et une turbomachine (2) fixée au pylône (3), la turbomachine (2) comportant, d’amont en aval dans le sens du flux de gaz au sein de la turbomachine (2), une soufflante (5), un compresseur (6a, 6b), une chambre de combustion (7) et une turbine (8a, 8b) , la turbomachine (2) comportant un carter d’échappement (18) situé en aval de la turbine (8a), caractérisé en ce que le pylône (3) comporte des moyens de fixation annulaires (23) fixés sur une extrémité aval annulaire du carter d’échappement de la turbomachine (2). The invention relates to an assembly (1) for an aircraft comprising a pylon (3) intended to be fixed to the aircraft and a turbomachine (2) fixed to the pylon (3), the turbomachine (2) comprising, from upstream to downstream in the direction of gas flow within the turbomachine (2), a fan (5), a compressor (6a, 6b), a combustion chamber (7) and a turbine (8a, 8b), the turbomachine ( 2) comprising an exhaust casing (18) located downstream of the turbine (8a), characterized in that the pylon (3) comprises annular fixing means (23) fixed to an annular downstream end of the exhaust casing of the turbomachine (2).

LINKAGE AND SUPPORT STRUCTURE OF A TURBOMACHINE TO AN AIRCRAFT PYLONE

Structure (50) de liaison et de support d’une turbomachine (10) à un pylône (32) d’aéronef, la structure (50) ayant un premier axe d’allongement (C) destiné à s’étendre parallèlement à un second axe d’allongement (B) du pylône (32), la structure (50) comportant : - une première portion axiale (50a) de fixation au pylône (32), cette première portion (50a) comportant une extrémité supérieure qui définit un plan (P3) sensiblement horizontal d’interface avec le pylône (32), et une extrémité inférieure portant des bielles (62, 64) de suspension de la turbomachine (10), qui s’étendent dans un plan vertical arrière (P2), et - une seconde portion axiale (50b) destinée à s’étendre en avant du pylône (32) et comprenant au moins un organe de suspension (66) de la turbomachine (10) dans un plan vertical avant (P1). Figure pour l'abrégé : Figure 4 Structure (50) for connecting and supporting a turbine engine (10) to an aircraft pylon (32), the structure (50) having a first elongation axis (C) intended to extend parallel to a second elongation axis (B) of the pylon (32), the structure (50) comprising: - a first axial portion (50a) for fixing to the pylon (32), this first portion (50a) comprising an upper end which defines a plane (P3) substantially horizontal interface with the pylon (32), and a lower end carrying connecting rods (62, 64) for the suspension of the turbine engine (10), which extend in a rear vertical plane (P2), and - a second axial portion (50b) intended to extend in front of the pylon (32) and comprising at least one suspension member (66) of the turbine engine (10) in a front vertical plane (P1). Figure for abstract: Figure 4

ASSEMBLY COMPRISING AN AIRCRAFT TURBOMACHINE AND ITS ATTACHMENT PYLONE

Ensemble comportant une turbomachine (10) d’aéronef et un pylône (32) d’accrochage de la turbomachine à un élément de l’aéronef, la turbomachine ayant un axe longitudinal (A) et comportant un générateur de gaz (12) comprenant d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz, au moins un compresseur (14, 16), une chambre annulaire de combustion (18) et au moins une turbine (20, 22), le générateur de gaz définissant une veine annulaire principale d’écoulement d’un premier flux d’air, et le générateur de gaz étant destiné à être entouré par une veine annulaire secondaire d’écoulement d’un second flux d’air, le générateur de gaz comportant un élément de stator (26, 46) situé entre les veines principale et secondaire et au niveau dudit au moins un compresseur, le pylône ayant une forme générale allongée le long dudit axe et comportant des organes (42, 44) actifs de fixation de la turbomachine en porte-à-faux. Figure pour l'abrégé : Figure 6

Aircraft comprising an engine behind the fuselage and an attachment structure for this engine

Aéronef comportant une motorisation à l’arrière du fuselage et une structure d’accrochage de cette motorisation Dans un aéronef comportant un fuselage (12) et au moins un premier et un deuxième propulseurs (10A, 10B) disposés en pointe arrière du fuselage, de part et d’autre d’une dérive de l’aéronef, chaque propulseur comportant au moins un rotor de soufflante (16A, 16B) suivi d’un aubage redresseur (18A, 18B), l’ensemble étant entouré d’une nacelle comportant un carter de soufflante (20A, 20B) et un carter intermédiaire (22A, 22B) de l’aubage redresseur solidaires l’un de l’autre, chaque rotor de soufflante (16A, 16B) étant entrainé en rotation par l’énergie fournie par au moins un générateur de couple (24A, 24B) installé dans le fuselage, il est prévu que le premier et le deuxième propulseurs soient reliés par une structure d’accrochage articulée (28A, 28B) à une partie structurelle de dérive (14) de l’aéronef. Figure pour l’abrégé : Fig. 2A Aircraft comprising an engine at the rear of the fuselage and an attachment structure for this engine In an aircraft comprising a fuselage (12) and at least a first and a second propellant (10A, 10B) arranged at the rear tip of the fuselage, from on either side of a fin of the aircraft, each thruster comprising at least one fan rotor (16A, 16B) followed by a rectifier vane (18A, 18B), the assembly being surrounded by a nacelle comprising a fan casing (20A, 20B) and an intermediate casing (22A, 22B) of the rectifier blade integral with one another, each fan rotor (16A, 16B) being driven in rotation by the energy supplied by at least one torque generator (24A, 24B) installed in the fuselage, provision is made for the first and second thrusters to be connected by a hinged attachment structure (28A, 28B) to a fin structural part (14) of the aircraft. Figure for the abstract: Fig. 2A

DEVICE FOR LOCKING AND UNLOCKING A MOBILE ELEMENT OF VEHICLE BODYWORK

NACELLE FOR A DOUBLE-FLOW TURBOMACHINE COMPRISING A THRUST REVERSER, DOUBLE-FLOW TURBOMACHINE COMPRISING SUCH A NACELLE, AND AIRCRAFT COMPRISING AT LEAST SUCH A TURBOMACHINE

L’invention concerne une nacelle (10A) pour turbomachine à double flux (100) d’aéronef comprenant :- une enveloppe annulaire (11) s’étendant autour d’un axe longitudinal (104),- un inverseur de poussée (13) comprenant :* un capot mobile (14) annulaire situé en aval de l’enveloppe annulaire et apte à coulisser par rapport l’enveloppe annulaire suivant l’axe longitudinal entre une position fermée et une position ouverte dans laquelle le capot et le carter de nacelle définissent entre eux une ouverture,* au moins une première grille (15) d’inversion de poussée, * un mécanisme d’actionnement conçu pour permettre une configuration d’annulation de poussée, partielle ou totale, de l’inverseur de poussée dans laquelle le capot mobile est déplacé dans sa position ouverte tout en maintenant la ou chaque première grille dans sa position rentrée, l’ouverture (17) étant laissée libre ou étant occupée par au moins une deuxième grille d’atténuation de poussée de l’inverseur de poussée, de façon à ce que le flux secondaire traversant l’ouverture ressorte à l’extérieur de la nacelle avec une vitesse orientée de façon à générer suivant l’axe longitudinal une poussée sensiblement nulle ou positive. Figure pour l’abrégé : Figure 4 The invention relates to a nacelle (10A) for an aircraft turbomachine (100) comprising:- an annular casing (11) extending around a longitudinal axis (104),- a thrust reverser (13) comprising:* an annular movable cowl (14) located downstream of the annular envelope and capable of sliding relative to the annular envelope along the longitudinal axis between a closed position and an open position in which the cowl and the nacelle casing define between them an aperture,* at least a first thrust reverser grid (15), * an actuation mechanism designed to allow a partial or total thrust cancellation configuration of the thrust reverser in which the movable cowl is moved into its open position while maintaining the or each first grid in its retracted position, the ...

TURBOMACHINE MODULE EQUIPPED WITH A PROPELLER AND STATOR BLADES CARRIED BY TWO HOUSINGS AND CORRESPONDING TURBOMACHINE

TITRE : MODULE DE TURBOMACHINE EQUIPE D’UNE HELICE ET D’AUBES DE STATOR PORTEES PAR DEUX CARTERS ET TURBOMACHINE CORRESPONDANTE L’invention concerne un module de turbomachine d’axe longitudinal X, comportant une hélice (2) non carénée destinée à être entrainée en rotation autour de l’axe longitudinal X par un arbre de puissance (10, 11) qui est relié au moins à un organe rotorique (5, 6), au moins un redresseur (3) comprenant une pluralité d’aubes de stator (28) s’étendant suivant un axe radial Z, au moins un premier carter (17) monté en amont, suivant l’axe longitudinal, de l’organe rotorique (5, 6) et un deuxième carter (33) monté en aval, suivant l’axe longitudinal, de l’organe rotorique. Selon l’invention, les aubes de stator (28) comprennent chacun un pied (30) logé dans un manchon (37) qui est relié d’une part, au premier carter (17) et d’autre part, au deuxième carter (33). Figure pour l’abrégé : Figure 3 TITLE: TURBOMACHINE MODULE EQUIPPED WITH A PROPELLER AND STATOR BLADES CARRIED BY TWO HOUSINGS AND CORRESPONDING TURBOMACHINE The invention concerns a turbomachine module with longitudinal axis X, comprising an unducted propeller (2) intended to be driven in rotation around the longitudinal axis X by a power shaft (10, 11) which is connected to at least one rotor member (5, 6), at least one rectifier (3) comprising a plurality of stator vanes (28 ) extending along a radial axis Z, at least a first casing (17) mounted upstream, along the longitudinal axis, of the rotor member (5, 6) and a second casing (33) mounted downstream, along the longitudinal axis, of the rotor member. According to the invention, the stator vanes (28) each comprise a foot (30) housed in a sleeve (37) which is connected on the one hand to the first casing (17) and on the other hand to the second casing ( 33). Figure for the abstract: Figure 3

Movable body component e.g. sliding sun roof, locking and unlocking device for e.g. cabriolet, has elastic stop compressed during continuation of cam rotation to connect sliding sun roof and crosspiece of windshield bay in locked position

The device has an elastic stop (29) that is in abutment against a body part of a vehicle when a hook (7) is held with a strike wire (6) under the effect of rotation of a cam (10). The stop is compressed during continuation of cam rotation to connect a sliding sun roof and a crosspiece of a windshield bay in a locked position. A control device controls rotation during locking and unlocking operation and simultaneously acts on a lock (3).

Nacelle for an aircraft bypass turbomachine, comprising a thrust reverser

The invention relates to a nacelle (10A) for an aircraft bypass turbomachine (100), comprising: •an annular envelope (11) extending about a longitudinal axis (104), • a thrust reverser (13) comprising: • an annular movable cowl (14) situated downstream of the annular envelope and able to slide with respect to the annular envelope along the longitudinal axis between a closed position and an open position in which the cowl and the nacelle casing define an opening between one another, • at least one first thrust reverser cascade (15), • an actuating mechanism designed to allow a partial or total thrust-cancelling configuration of the thrust reverser, in which configuration the movable cowl (14) is moved into its open position while maintaining the or each first cascade (15) in its retracted position, the opening (17) being occupied by at least one second thrust-attenuating cascade (23) of the thrust reverser, in such a way that the secondary flow passing through the opening exits to the outside of the nacelle with a speed oriented so as to generate a substantially zero or positive thrust along the longitudinal axis.

CASE FOR AVIONICS EQUIPMENT

L'invention concerne un boîtier pour équipement avionique d'un aéronef comprenant : - une face de fond (10) configurée pour comporter des premiers moyens de montage d'au moins une carte électronique, - une face supérieure (12) sensiblement parallèle et opposée à la face de fond (10) et configurée pour comporter des deuxièmes moyens de montage de l'au moins une carte électronique, et - deux faces latérales (14) sensiblement parallèles, s'étendant entre la face supérieure (12) et la face de fond (10), la face de fond (10), la face supérieure (12) et les faces latérales (14) étant formées à partir de pièces (20, 30, 40, 50, 60) d'un seul tenant et présentant chacune un profil, lesdites pièces présentant au plus trois profils différents. The invention relates to a housing for avionics equipment of an aircraft comprising: - a bottom face (10) configured to include first means for mounting at least one electronic card, - an upper face (12) substantially parallel and opposite to the bottom face (10) and configured to include second means for mounting the at least one electronic card, and - two side faces (14) substantially parallel, extending between the upper face (12) and the face bottom (10), the bottom face (10), the upper face (12) and the side faces (14) being formed from parts (20, 30, 40, 50, 60) in one piece and each having a profile, said parts having at most three different profiles.

Aircraft undercarriage including a turbine mounted at the front of a lander leg

L’invention concerne un atterrisseur d’aéronef comprenant une jambe ayant une face avant par rapport à un sens d’avancement de l’aéronef, et une turbine montée sur la jambe en regard de la face avant. La turbine comprend un rotor relié à un dispositif de récupération d’énergie et monté pour pivoter autour d’un axe parallèle à la jambe sous l’effet d’un écoulement d’air lorsque l’aéronef est en mouvement. FIGURE DE L’ABREGE : [Fig. 1] The invention relates to an aircraft landing gear comprising a leg having a front face relative to a direction of travel of the aircraft, and a turbine mounted on the leg facing the front face. The turbine includes a rotor connected to an energy harvesting device and mounted to rotate about an axis parallel to the leg under the effect of airflow when the aircraft is in motion. FIGURE OF ABREGE: [Fig. 1]

ASSEMBLY BETWEEN AN AIRCRAFT PYLON AND A TURBOMACHINE

L’invention concerne un assemblage entre un pylône (30) d’aéronef et une turbomachine (20) d’axe longitudinal (X), le pylône (30) et la turbomachine (20) comportant chacun des zones longitudinales avant et arrière, l’assemblage comportant un support arrière (40) configuré pour relier la zone arrière de la turbomachine (20) à la zone arrière du pylône (30), l’assemblage étant caractérisé en ce que le support arrière (40) comporte une liaison pivot glissant agencée entre la zone arrière de la turbomachine (20) et la zone arrière du pylône (30) de manière à autoriser à la turbomachine (20) seulement des mouvements de translation et de rotation selon l’axe longitudinal (X) et selon un axe vertical (Z) et un mouvement de rotation selon un axe transversal (Y). Figure pour l'abrégé : figure 2 The invention relates to an assembly between an aircraft pylon (30) and a turbomachine (20) with a longitudinal axis (X), the pylon (30) and the turbomachine (20) each comprising front and rear longitudinal zones, 'assembly comprising a rear support (40) configured to connect the rear zone of the turbomachine (20) to the rear zone of the pylon (30), the assembly being characterized in that the rear support (40) comprises a sliding pivot connection arranged between the rear zone of the turbomachine (20) and the rear zone of the pylon (30) so as to allow the turbomachine (20) only translational and rotational movements along the longitudinal axis (X) and along an axis vertical (Z) and a rotational movement along a transverse axis (Y). Figure for abstract: figure 2

Methods and apparatus for mounting a gas turbine engine

Methods, apparatus, systems and articles of manufacture are disclosed. An apparatus for mounting a gas turbine engine (100, 1100, 1200, 1300, 400) to a pylon (202, 402, 604, 608, 704), the gas turbine (400) including an upstream section and a downstream section (136), the gas turbine (400) defining a roll axis, a yaw axis, and a pitch axis, the apparatus including: a first mount (404) to couple the upstream section of the gas turbine engine (100, 1100, 1200, 1300, 400) to the pylon (202, 402, 604, 608 704); a second mount (404) to couple the upstream section of the gas turbine engine (100, 1100, 1200, 1300, 400) to the pylon (202, 402, 604, 608, 704), the second mount (404) downstream of the first mount (404); a thrust linkage (208, 408) to couple the upstream section to the pylon (202, 402, 604, 608, 704), wherein the downstream section (136) is decouplable from the upstream section without decoupling (1004, 904, 912) the first mount (404), the second mount (404), and the thrust linkage (208, 408).

Turbine engine module equipped with a propeller and stator vanes carried by two casings and corresponding turbine engine

The invention relates to a turbine engine module of longitudinal axis X, comprising an unducted propeller (2) intended to be rotated around the longitudinal axis X by a power shaft (10, 11) which is connected at least to a rotor member (5, 6), at least one flow straightener (3) comprising a plurality of stator vanes (28) extending along a radial axis Z, at least one first casing (17) mounted upstream, along the longitudinal axis, of the rotor member (5, 6) and a second casing (33) mounted downstream, along the longitudinal axis, of the rotor member. According to the invention, the stator vanes (28) each comprise a root (30) housed in a sleeve (37) which is connected to the first casing (17) and to the second casing (33).

Turbojet fan housing

Carter de soufflante de turboréacteur La présente invention concerne un carter de soufflante (4) à double flux, caractérisé en ce qu’il comprend une unique paroi (14) configurée pour former au moins une partie d’une peau externe d’une nacelle (17), ladite paroi (14) comprenant au moins un renfort (13, 130, 131) de rigidification du carter de soufflante (4), au moins un dit renfort (13) étant constitué par une partie de la paroi (14) formant au moins une zone annulaire (13A, 13B) faisant saillie vers l’intérieur de la nacelle et/ou présentant une surépaisseur, ledit renfort (13) étant en outre configuré pour la fixation du carter de soufflante (4) à des bras (7) traversant une veine de flux secondaire du turboréacteur. Figure pour l’abrégé : Fig. 4 The present invention relates to a double-flow fan housing (4), characterized in that it comprises a single wall (14) configured to form at least part of an outer skin of a nacelle ( 17), said wall (14) comprising at least one reinforcement (13, 130, 131) for stiffening the fan casing (4), at least one said reinforcement (13) being constituted by a part of the wall (14) forming at least one annular zone (13A, 13B) projecting towards the inside of the nacelle and / or having an extra thickness, said reinforcement (13) being further configured for fixing the fan housing (4) to arms (7) ) passing through a secondary flow stream of the turbojet engine. Figure for the abstract: Fig. 4

Nacelle for a bypass turbomachine comprising a thrust reverser, bypass turbomachine comprising such a nacelle, and aircraft comprising at least one such turbomachine

The invention relates to a nacelle (10A) for an aircraft bypass turbomachine (100), comprising: - an annular envelope (11) extending about a longitudinal axis (104), - a thrust reverser (13) comprising: o an annular movable cowl (14) situated downstream of the annular envelope and able to slide with respect to the annular envelope along the longitudinal axis between a closed position and an open position in which the cowl and the nacelle casing define an opening between one another, o at least one first thrust reverser cascade (15), o an actuating mechanism designed to allow a partial or total thrust-cancelling configuration of the thrust reverser, in which configuration the movable cowl is moved into its open position while maintaining the or each first cascade in its retracted position, the opening (17) being occupied by at least one second thrust-attenuating cascade of the thrust reverser, in such a way that the secondary flow passing through the opening exits to the outside of the nacelle with a speed oriented so as to generate a substantially zero or positive thrust along the longitudinal axis.

ensemble de Propulsion

Ensemble propulsif (100) comprenant une turbomachine (8) s’étendant selon un axe longitudinal (X) comportant un carter (10) et des moyens de suspension (20) de la turbomachine à un aéronef, les moyens de suspension (20) comprenant une première partie (21) fixée rigidement à un premier organe de liaison (31) porté par une virole annulaire (11) du carter (10) et dans lequel les moyens de suspension (20) comprennent une seconde partie (22) reliée à un second organe de liaison (32) porté par la virole annulaire (11), ladite seconde partie (22) étant reliée au second organe de liaison (32) avec un jeu selon au moins une direction radiale. Fig. 2

ensemble de suspension pour une turbomachine

Ensemble de suspension (11) pour une turbomachine (10), comportant :- une poutre (12) pour sa fixation à un pylône d’aéronef (13), la poutre (12) comprenant une première partie (12a) et une seconde partie (12b) portant chacune un demi-logement (16a, 16b) définissant ensemble un logement de rotule (17), - une noix de rotule (16) engagée et articulée en rotation dans le logement de rotule (17), et- une partie cylindrique (14) destinée à être fixée à une partie fixe (15) de la turbomachine (10), articulée dans le logement de rotule (17), et montée pivotante autour de son axe (X) dans la noix de rotule (16),dans lequel ladite partie cylindrique (14) comprend un premier demi-cylindre (14a) et un second demi-cylindre (14b) agencés circonférentiellement bout à bout. Figure de l’abrégé : Figure 2B

ensemble de suspension pour une turbomachine

Ensemble de suspension (11) pour une turbomachine (10), comportant :- une poutre (12) pour sa fixation à un pylône d’aéronef (13), la poutre (12) comprenant une première partie (12a) et une seconde partie (12b) portant chacune un demi-logement (16a, 16b) définissant ensemble un logement de rotule (17), - une noix de rotule (16) engagée et articulée en rotation dans le logement de rotule (17), et- une partie cylindrique (14) destinée à être fixée à une partie fixe (15) de la turbomachine (10), articulée dans le logement de rotule (17), et montée pivotante autour de son axe (X) dans la noix de rotule (16),dans lequell’ensemble de suspension (11) comprend en outre un anneau de maintien (23) entourant les deux demi-logement (16a, 16b) sur toute leur circonférence, ledit anneau de maintien (23) étant prévu pour mettre en œuvre une fonction de sureté en cas de défaillance d’au moins un élément de l’ensemble de suspension (11). Figure de l’abrégé : Figure 2B

Avion à suspension instrumentée

Le présent document concerne un avion comprenant au moins un turboréacteur (10) relié à un fuselage de l’avion par des moyens de suspension (52a, 52b) et des moyens de mesure (70a, 72a, 70b, 72b) de la contrainte à laquelle sont soumis les moyens de suspension (52a, 52b), ces moyens de mesure (70a, 72a, 70b, 72b) étant reliés à des moyens de commande électronique (74) du turboréacteur, lesdits moyens de suspension (52a, 52b) étant conformés de manière à comprendre au moins une zone (66) de plus grande faiblesse structurelle et les moyens de mesure (70a, 72a, 70b, 72b) étant positionnés de manière à mesurer la contrainte au niveau de ladite zone (66) de plus grande faiblesse structurelle. Figure à publier avec l’abrégé : figure n°3

Tuyere de section variable pour nacelle d'aeronef et nacelle pour un turboreacteur d'aeronef comportant une telle tuyere

La présente invention se rapporte à une tuyère (13) de section variable pour nacelle (1) d'aéronef présentant un axe longitudinal (X), la tuyère (13) comprenant des portes (P) mobiles entre une position de moindre section et une position de plus grande section, et des moyens de déplacement (15) pour déplacer chacune des portes (P) entre lesdites positions, ces moyens de déplacement (5) comportant des actionneurs (16) et des moyens de commande de ces actionneurs (16), la tuyère (13) étant caractérisée en ce que chacune des portes (P) comprend au moins un premier (21) et un deuxième (22) moyens de guidage pour guider le déplacement des portes (P) par rapport à une structure fixe (14) de la tuyère (13), le deuxième moyen de guidage (22) étant placé en aval par rapport au premier moyen de guidage (22), les premier et deuxième moyens de guidage (21, 22) étant agencés pour assurer chacun, au moins localement, une trajectoire sensiblement curviligne.

Methods and apparatus for mounting a gas turbine engine

Methods, apparatus, systems and articles of manufacture are disclosed. An apparatus for mounting a gas turbine engine to a pylon, the gas turbine including an upstream section and a downstream section, the gas turbine defining a roll axis, a yaw axis, and a pitch axis, the apparatus including: a first mount to couple the upstream section of the gas turbine engine to the pylon; a second mount to couple the upstream section of the gas turbine engine to the pylon, the second mount downstream of the first mount; a thrust linkage to couple the upstream section to the pylon, wherein the downstream section is decouplable from the upstream section without decoupling the first mount, the second mount, and the thrust linkage.

ensemble de suspension pour une turbomachine

Ensemble de suspension (11) pour une turbomachine (10), comportant :- une poutre (12) pour sa fixation à un pylône d’aéronef (13), la poutre (12) comprenant une première partie (12a) et une seconde partie (12b) portant chacune un demi-logement (16a, 16b) définissant ensemble un logement de rotule (17), - une noix de rotule (16) engagée et articulée en rotation dans le logement de rotule (17), et- une partie cylindrique (14) destinée à être fixée à une partie fixe (15) de la turbomachine (10), articulée dans le logement de rotule (17), et montée pivotante autour de son axe (X) dans la noix de rotule (16),dans lequell’ensemble de suspension (11) comprend en outre un anneau de maintien (23) entourant les deux demi-logement (16a, 16b) sur toute leur circonférence, ledit anneau de maintien (23) étant prévu pour mettre en œuvre une fonction de sureté en cas de défaillance d’au moins un élément de l’ensemble de suspension (11). Figure de l’abrégé : Figure 2B

Turbomachine d'aeronef a plusieurs flux

Turbomachine à plusieurs flux (10) pour un aéronef, cette turbomachine ayant un générateur de gaz (12) avec des caractéristiques géométriques lui permettant d'avoir à sa périphérie un compartiment froid (C2) plus grand que son compartiment chaud (C1).

Suspension d'une turbomachine d'aeronef a triple flux

Turbomachine à triple flux (10) pour un aéronef, cette turbomachine ayant un axe longitudinal (X) et comprenant : - des organes de suspension amont (48), qui sont situés dans un premier plan (P1) perpendiculaire audit axe (X) et qui sont reliés ou fixés au générateur de gaz (12) de la turbomachine, - des organes de suspension aval (50), qui sont situés dans un deuxième plan (P2) perpendiculaire audit axe et qui sont reliés ou fixés au générateur de gaz (12), et - des bielles de reprise de poussée (56) qui comprennent des premières extrémités (56a) reliées ou fixées au générateur de gaz (12) et des deuxièmes extrémités (56b) opposées situées dans un troisième plan (P3) perpendiculaire audit axe (X), caractérisée en ce que lesdits premier, deuxième et troisième plans (P1, P2, P3) sont situés au niveau d'un compartiment froid (C2) du générateur de gaz (12).

Ensemble de suspension pour une turbomachine

Ensemble de suspension (11) pour une turbomachine (10), comportant : • - une poutre (12) pour sa fixation à un pylône d'aéronef (13), la poutre (12) comprenant une première partie (12a) et une seconde partie (12b) portant chacune un demi-logement (16a, 16b) définissant ensemble un logement de rotule (17), • - une noix de rotule (16) engagée et articulée en rotation dans le logement de rotule (17), et • - une partie cylindrique (14) destinée à être fixée à une partie fixe (15) de la turbomachine (10), articulée dans le logement de rotule (17), et montée pivotante autour de son axe (X) dans la noix de rotule (16), dans lequel l'ensemble de suspension (11) comprend en outre un anneau de maintien (23) entourant les deux demi-logement (16a, 16b) sur toute leur circonférence, ledit anneau de maintien (23) étant prévu pour mettre en oeuvre une fonction de sûreté en cas de défaillance d'au moins un élément de l'ensemble de suspension (11).

Structure de liaison et de support d’une turbomachine a un pylone d’aeronef

Structure (50) de liaison et de support d’une turbomachine (10) à un pylône (32) d’aéronef, la structure (50) ayant un premier axe d’allongement (C) destiné à s’étendre parallèlement à un second axe d’allongement (B) du pylône (32), la structure (50) comportant : - une première portion axiale (50a) de fixation au pylône (32), cette première portion (50a) comportant une extrémité supérieure qui définit un plan (P3) sensiblement horizontal d’interface avec le pylône (32), et une extrémité inférieure portant des bielles (62, 64) de suspension de la turbomachine (10), qui s’étendent dans un plan vertical arrière (P2), et - une seconde portion axiale (50b) destinée à s’étendre en avant du pylône (32) et comprenant au moins un organe de suspension (66) de la turbomachine (10) dans un plan vertical avant (P1). Figure pour l'abrégé : Figure 4

Structure de liaison et de support d'une turbomachine a un pylone d'aeronef

Structure (50) de liaison et de support d'une turbomachine (10) à un pylône (32) d'aéronef, la structure (50) ayant un premier axe d'allongement (C) destiné à s'étendre parallèlement à un second axe d'allongement (B) du pylône (32), la structure (50) comportant : - une première portion axiale (50a) de fixation au pylône (32), cette première portion (50a) comportant une extrémité supérieure qui définit un plan (P3) sensiblement horizontal d'interface avec le pylône (32), et une extrémité inférieure portant des bielles (62, 64) de suspension de la turbomachine (10), qui s'étendent dans un plan vertical arrière (P2), et - une seconde portion axiale (50b) destinée à s'étendre en avant du pylône (32) et comprenant au moins un organe de suspension (66) de la turbomachine (10) dans un plan vertical avant (P1).

Assembly comprising an aircraft turbine engine and mounting pylon thereof

Assembly including an aircraft turbine engine and a pylon for mounting the turbine engine to an element of the aircraft. The pylon includes members for suspending the turbine engine, the members being connected to the turbine engine in at least one plane which is perpendicular to the axis and which is located upstream of the combustion chamber of the turbine engine, such that the turbomachine is cantilevered to the pylon, The assembly further includes at least one damper which connects the turbomachine to the pylon and which is located in a plane perpendicular to the axis located downstream of the combustion chamber, the damper being configured to limit the relative movements between the turbine engine and the pylon without transmitting force.

Ensemble propulsif pour un aeronef

Ensemble propulsif (10) pour un aéronef, cet ensemble propulsif (10) comportant : - un mât réacteur (12), - une turbomachine (14) fixée au mât réacteur (12) et comportant un système fluidique (18), - un capotage (16) qui comporte au moins un panneau (20) qui est articulé par des charnières (25) sur le mât réacteur (12), ce panneau (20) portant au moins un échangeur surfacique de chaleur (26) qui comprend un circuit fluidique (26’) raccordé audit système fluidique (18), caractérisé en ce que le circuit fluidique (26’) est raccordé au système fluidique (18) par au moins une desdites charnières (25) qui forme une liaison fluidique tournante (30, 30’). Figure pour l’abrégé : Figure 5

Ensemble propulsif pour un aeronef

Ensemble propulsif (10) pour un aéronef, cet ensemble propulsif (10) comportant : - un mât réacteur (12), - une turbomachine (14) fixée au mât réacteur (12) et comportant un système fluidique (18), - un capotage (16) qui comporte au moins un panneau (20) articulé sur le mât réacteur (14) et portant au moins un échangeur surfacique de chaleur (26) qui comprend un circuit de fluide (26’) raccordé audit système fluidique (18), caractérisé le circuit de fluide (26’) est raccordé au système fluidique (18) par au moins une articulation tournante (30, 30’) qui est centrée sur le l’axe d’articulation du panneau (20) correspondant. Figure pour l’abrégé : Figure 5

Turbine engine module equipped with a propeller and stator vanes carried by two casings and corresponding turbine engine

A turbine engine module of longitudinal axis X, including an unducted propeller intended to be rotated around the longitudinal axis X by a power shaft which is connected at least to a rotor member, at least one flow straightener including a plurality of stator vanes ( 28 )-extending along a radial axis Z, at least one first casing mounted upstream, along the longitudinal axis, of the rotor member and a second casing mounted downstream, along the longitudinal axis, of the rotor member. The stator vanes each include a root housed in a sleeve which is connected to the first casing and to the second casing

Structure for linking and supporting a turbine engine on an aircraft pylon

Disclosed is a structure (50) for linking and supporting a turbine engine (10) on an aircraft pylon (32), the structure (50) having a first longitudinal axis (C) intended to extend parallel to a second longitudinal axis (B) of the pylon (32), the structure (50) comprising: -a first axial portion (50a) for fastening to the pylon (32), said first portion (50a) having an upper end that defines a substantially horizontal plane (P3) of interface with the pylon (32), and a lower end bearing suspension rods (62, 64) for suspending the turbine engine (10), which extend in a rear vertical plane (P2); and -a second axial portion (50b) that is intended to extend forward of the pylon (32) and comprises at least one suspension member (66) of the turbine engine (10) in a front vertical plane (P1).

Ensemble propulsif pour un aeronef

Ensemble propulsif (10) pour un aéronef, cet ensemble propulsif (10) comportant : - un mât réacteur (12), - une turbomachine (14) fixée au mât réacteur (12) et comportant un système fluidique (18), - un capotage (16) qui comporte au moins un panneau (20) articulé sur le mât réacteur (14) et portant au moins un échangeur surfacique de chaleur (26) qui comprend un circuit de fluide (26') raccordé audit système fluidique (18), caractérisé le circuit de fluide (26') est raccordé au système fluidique (18) par au moins une articulation tournante (30, 30') qui est centrée sur le l'axe d'articulation du panneau (20) correspondant.

Assemblage entre un pylône d'aéronef et une turbomachine

Panneau de capotage et de connexion pour une turbomachine d’aeronef

Panneau de capotage (20) pour une turbomachine (14) d’aéronef, ce panneau (20) étant destiné à s’étendre autour d’une turbomachine (14) et comportant : - une paroi (25) incurvée, - un échangeur surfacique de chaleur (26) située à l’intérieur ou à l’extérieur de la paroi (25) et comprenant un circuit fluidique (26’), caractérisé en ce qu’il comprend en outre au moins un organe (30) de raccordement fluidique dudit circuit (26’), cet organe (30) comportant un corps (38) qui est fixé sur la paroi (25) et qui porte : - au moins un embout (40) configuré pour coopérer par emboitement mâle-femelle avec un embout (42) complémentaire d’un autre élément, et - un dispositif (44) manuel de verrouillage réversible qui est configuré pour coopérer avec cet autre élément afin d’éviter un désengagement involontaire des embouts (40, 42). Figure pour l’abrégé : Figure 4

Système de propulsion d’aéronef à ingestion de couche limite

Système de propulsion d’aéronef à ingestion de couche limite La présente invention concerne un système de propulsion d’aéronef à ingestion de couche limite (10) comportant au moins un propulseur à soufflante (12) accroché à une partie de structure arrière de l’aéronef et alimenté au travers d’un réducteur (14) par un générateur de gaz (16), le propulseur à soufflante comportant une pluralité d’aubes mobiles (120) montées sur un rotor de soufflante (122) tournant dans un carter de soufflante (124) et le rotor de soufflante est relié à un arbre d’entrainement du réducteur (140) par une première liaison souple (18) permettant des déplacements différentiels par rapport au générateur de gaz. Figure pour l’abrégé : Fig. 1.

Ensemble propulsif pour un aeronef

Ensemble propulsif (10) pour un aéronef, cet ensemble propulsif (10) comportant : - un mât réacteur (12), - une turbomachine (14) fixée au mât réacteur (12) et comportant un système fluidique (18), - un capotage (16) qui comporte ledit au moins un panneau (20) articulé sur le mât réacteur (14) et portant au moins un échangeur surfacique de chaleur (26) qui comprend un circuit fluidique (26’) raccordé audit système fluidique (18), caractérisé le circuit fluidique (26’) est raccordé au système fluidique (18) par au moins une liaison télescopique (30, 30’). Figure pour l’abrégé : Figure 3

Ensemble propulsif pour un aeronef

Ensemble propulsif (10) pour un aéronef, cet ensemble propulsif (10) comportant : - une turbomachine (14) comportant un système fluidique (18), - un capotage (16) qui comporte au moins un panneau (20) comportant un bord longitudinal (22) qui est fixé par des charnières (25), ledit au moins un panneau (20) portant au moins un échangeur surfacique de chaleur (26) qui comprend un circuit fluidique (26’) raccordé audit système fluidique (18), caractérisé en ce que le circuit fluidique (26’) (20) est raccordé au système fluidique (18) par au moins un premier raccord emboitable (30, 30’) qui est porté par le panneau (20). Figure pour l’abrégé : Figure 3

Ensemble propulsif pour un aeronef

Ensemble propulsif (10) pour un aéronef, cet ensemble propulsif (10) comportant : - un mât réacteur (12), - une turbomachine (14) fixée au mât réacteur (12) et comportant un système fluidique (18), - un capotage (16) qui comporte ledit au moins un panneau (20) articulé sur le mât réacteur (14) et portant au moins un échangeur surfacique de chaleur (26) qui comprend un circuit fluidique (26') raccordé audit système fluidique (18), caractérisé le circuit fluidique (26') est raccordé au système fluidique (18) par au moins une liaison télescopique (30, 30').

Ensemble propulsif pour un aeronef

Ensemble propulsif (10) pour un aéronef, cet ensemble propulsif (10) comportant : - une turbomachine (14) comportant un système fluidique (18), - un capotage (16) qui comporte au moins un panneau (20) comportant un bord longitudinal (22) qui est fixé par des charnières (25), ledit au moins un panneau (20) portant au moins un échangeur surfacique de chaleur (26) qui comprend un circuit fluidique (26') raccordé audit système fluidique (18), caractérisé en ce que le circuit fluidique (26') (20) est raccordé au système fluidique (18) par au moins un premier raccord emboitable (30, 30') qui est porté par le panneau (20).

Ensemble comportant une turbomachine d'aeronef et son pylone d'accrochage

Ensemble comportant une turbomachine (10) d'aéronef et un pylône (32) d'accrochage de la turbomachine à un élément de l'aéronef, le pylône comportant des organes (34, 36) de suspension de la turbomachine (10), ces organes étant reliés à la turbomachine dans au moins un plan (P1) qui est perpendiculaire à l'axe (A) et qui est situé en amont de la chambre de combustion (18) de la turbomachine, de façon à ce que la turbomachine (10) soit fixée en porte-à-faux au pylône (32), caractérisé en ce qu'il comprend en outre au moins un amortisseur (40) qui relie la turbomachine (10) au pylône (32) et qui est situé dans un plan (P2) perpendiculaire à l'axe (A) situé en aval de la chambre de combustion (18), cet amortisseur (40) étant configuré pour limiter les déplacements relatifs entre la turbomachine (10) et le pylône (32) sans transmettre d'efforts.

Structure for linking and supporting a turbine engine on an aircraft pylon

A structure for linking and supporting a turbine engine on an aircraft pylon, the structure having a first longitudinal axis intended to extend parallel to a second longitudinal axis of the pylon, the structure including a first axial portion for fastening to the pylon, the first portion having an upper end that defines a substantially horizontal plane of interface with the pylon, and a lower end bearing suspension rods for suspending the turbine engine, which extend in a rear vertical plane; and a second axial portion that is intended to extend forward of the pylon and includes at least one suspension member of the turbine engine in a front vertical plane.

Methods and apparatus for mounting a gas turbine engine

Methods and apparatus for mounting a gas turbine engine

Methods, apparatus, systems and articles of manufacture are disclosed. An apparatus for mounting a gas turbine engine to a pylon, the gas turbine including an upstream section and a downstream section, the gas turbine defining a roll axis, a yaw axis, and a pitch axis, the apparatus including: a first mount to couple the upstream section of the gas turbine engine to the pylon; a second mount to couple the upstream section of the gas turbine engine to the pylon, the second mount downstream of the first mount; a thrust linkage to couple the upstream section to the pylon, wherein the downstream section is decouplable from the upstream section without decoupling the first mount, the second mount, and the thrust linkage.

Methods and apparatus for mounting a gas turbine engine

Methods, apparatus, systems and articles of manufacture are disclosed. An apparatus for mounting a gas turbine engine to a pylon, the gas turbine including an upstream section and a downstream section, the gas turbine defining a roll axis, a yaw axis, and a pitch axis, the apparatus including: a first mount to couple the upstream section of the gas turbine engine to the pylon; a second mount to couple the upstream section of the gas turbine engine to the pylon, the second mount downstream of the first mount; a thrust linkage to couple the upstream section to the pylon, wherein the downstream section is decouplable from the upstream section without decoupling the first mount, the second mount, and the thrust linkage.