A casing for an aircraft engine includes an outer ring and an inner hub defining an airflow passage therebetween, the outer ring having an axis defining an axial direction; a plurality of struts arranged in a circumferential array and extending radially from the inner hub to the outer ring to mount the inner hub to the outer ring; wherein the outer ring is defined by a double skin including an axially-extending annular outer skin of sheet metal concentrically surrounding and radially-spaced from an annular inner skin of sheet metal, the outer and inner skins generally parallel to one another, an annular front end ring and an annular rear end ring welded or brazed to the outer and inner skins adjacent respective front and rear edges of the skins to define an annular cavity between them, and the outer ring further comprising a plurality of circumferentially spaced axially-extending ribs interconnecting the outer and inner skins to reinforce the double skins.

    Un boîtier pour moteur daéronef comprend un anneau externe et un moyeu interne définissant un passage de flux dair entre ceux-ci, lanneau externe ayant un axe définissant une direction axiale; une pluralité dentretoises agencées dans un réseau circonférentiel et sétendant radialement du moyeu interne vers lanneau externe pour monter le moyeu interne sur lanneau externe, lanneau externe étant défini par un double revêtement comprenant une peau externe annulaire sétendant axialement de tôle entourant de manière concentrique et radialement espacée dune peau interne annulaire de tôle, les peaux externe et interne étant généralement parallèles les unes par rapport aux autres, un anneau dextrémité avant annulaire et un anneau dextrémité arrière annulaire soudé ou brasé aux peaux externe et interne adjacentes aux bords avant et arrière respectifs des peaux pour définir une cavité annulaire entre elles, et lanneau externe comprenant en outre une pluralité de nervures sétendant axialement espacées de manière circonférentielle interconnectant les revêtements externe et interne pour renforcer les doubles revêtements.


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    Titel :

    GAS TURBINE ENGINE MOUNTING RING


    Weitere Titelangaben:

    ANNEAU DE FIXATION DE MOTEUR A TURBINE A GAZ


    Beteiligte:
    ELEFTHERIOU ANDREAS (Autor:in) / LECLAIR DENIS (Autor:in) / DENIS DAVID (Autor:in) / MENHEERE DAVID (Autor:in) / AITCHISON PAUL (Autor:in)

    Erscheinungsdatum :

    2021-01-26


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Englisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / F01D Strömungsmaschinen [Kraft- und Arbeitsmaschinen oder Kraftmaschinen], z.B. Dampfturbinen , NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES / F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS



    Gas turbine engine mounting arrangement

    BRAIN GLYN D | Europäisches Patentamt | 2018

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