CN101203667A - 用于除去涡轮发动机的空气进口罩的前缘的冰霜的系统 - Google Patents

用于除去涡轮发动机的空气进口罩的前缘的冰霜的系统 Download PDF

Info

Publication number
CN101203667A
CN101203667A CNA2006800221436A CN200680022143A CN101203667A CN 101203667 A CN101203667 A CN 101203667A CN A2006800221436 A CNA2006800221436 A CN A2006800221436A CN 200680022143 A CN200680022143 A CN 200680022143A CN 101203667 A CN101203667 A CN 101203667A
Authority
CN
China
Prior art keywords
supply line
big envelope
protection big
hot air
leading edge
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CNA2006800221436A
Other languages
English (en)
Other versions
CN100538047C (zh
Inventor
A·波特
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of CN101203667A publication Critical patent/CN101203667A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN100538047C publication Critical patent/CN100538047C/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • 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
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Sealing Devices (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Magnetic Bearings And Hydrostatic Bearings (AREA)
  • Defrosting Systems (AREA)
  • Diaphragms And Bellows (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

用于除去涡轮发动机的空气入口罩的前缘外壳的冰霜的系统，包括热压力空气供应管道(60)和保护壳体(90)，它们是纵向刚性的，并且被刚性地固定到翼箱(10)的隔壁(5)上，其中所述保护壳体(90)相对于包含在隔壁(11)内的滑动轴承(15)是可滑动的，并且所述空气供应管道(60)通过弹性壁(16)被连接到保护壳体(90)上，该弹性壁封闭隔离的空间(12)并且在空气供应管道(60)和保护壳体(90)之间使得相对的纵向运动能被实现。

Description

用于除去涡轮发动机的空气进口罩的前缘的冰霜的系统
本发明涉及涡轮发动机的空气进口罩的除霜，特别用于飞行器。
众所周知，如有必要(为了防止霜的形成或除去已经形成的霜)，这样的涡轮发动机的空气进口罩的前缘通过与增压的热空气一起加热被除霜，该热空气取自所述涡轮发动机并且通过用于使热空气循环的管路被引导向所述前缘。该取自发动机的增压的热空气处于高温，例如500℃左右，从而使得所述管道辐射热量并且所述空气进口罩的对热度敏感的周围结构(例如由复合材料制成的隔音板)必须被保护而免于受热。此外，为了显而易见的安全原因，如果发生增压的热空气泄漏或者如果发生所述管道破裂，那么也必须为所述的周围结构提供保护。
因此，文献EP-1 251 257公开了一种用于涡轮发动机的空气进口罩，特别用于飞行器，所述空气进口罩设置有用于除去其前缘的霜的装置，并且为此包括：
-中空的前缘，它限定由第一内部舱壁封闭的环形室；
-增压的热空气供应管道，它被用于在它与所述前缘相对的后端连接增压的热空气管路，并且在其朝向所述前缘的前端连接喷射器，该喷射器把所述增压的热空气喷射到所述环形室内，所述供应管道被至少部分地设置在隔舱内，该隔舱在前部被所述第一内部舱壁限定，并且在后部被第二内部舱壁限定；以及
-内部保护封套，它被设置在所述隔舱内，并且限定包围所述供应管道的隔离体积。
因此，在这个已知的空气进口罩内，所述管道与空气进口罩的剩余内部空间隔离，并且所述连续且完整的内部保护封套使周围结构能被保护而免于遭受热辐射和增压的热空气泄漏，并且也免于遭受所述管道的破裂的影响。空气进口开口和出口开口的设置使得有可能在正常运转时实现隔离体积的恒定的内部换气，从而限制供应管道的热辐射，热敏感的周围结构因此被保护而免于遭受与向高温的暴露有关的任何破坏或老化。如果发生管道泄漏、破裂或爆炸，热空气通过出口开口被排放到外部，从而再次使得所述周围结构被保护而免于遭受增压的热空气。
这个已知的空气进口罩从而极好地完成了其热保护所述周围结构的功能。然而，实际上，为了防止所述供应管道和所述保护封套(通常由钢铁制成)在温度的作用下的纵向膨胀对所述第一和第二舱壁施加压力，促使人们实施下述两个部件中的每一个：两部分式彼此嵌套的供应管道和保护封套，所述两个部分能够以密封的方式彼此相对滑动。
因此，由于所述管道和所述封套的长度的热增大被形成所述部件的所述两个部分的可伸缩的滑动所吸收。
然而，必须指出，在所述供应管道内循环的热空气处于高压之下，例如10～20巴，其结果是：这个内部压力在正常运转时用于使所述供应管道的两个部分彼此分离，以及如果发生所述供应管道破裂使所述供应管道的两个部分和保护封套的两个部分彼此分离的作用。所以这就导致压力通过所述供应管道和/或所述保护封套的两个部分被施加到所述舱壁上，所述压力趋于通过使舱壁朝隔舱的外部凸出而使所述舱壁变形。从而变得必须提供用于抵消这种凸出的既重又贵的加固。
本发明的主题是一种除霜系统，它使得有可能避免舱壁的变形而无需因此使用对于所述舱壁的加固。
为此，根据本发明，用于除去涡轮发动机的空气进口罩的前缘的霜的系统，特别用于飞行器，所述前缘是中空的而且限定由第一内部舱壁封闭的环形室，并且所述除霜系统包括：
-增压的热空气供应管道，它被用于在它与所述前缘相对的后端连接增压的热空气管路，并且在其朝向所述前缘的前端连接喷射器，该喷射器把所述增压的热空气喷射到前缘的所述环形室内，所述供应管道穿过所述空气进口罩的隔舱，该隔舱在前部被所述第一内部舱壁限定，并且在后部被第二内部舱壁限定；以及
-内部保护封套，它被设置在所述隔舱内，并且限定包围所述供应管道的隔离体积，
该系统的特征在于：
-所述供应管道和所述保护封套是纵向刚性的；
-在一个侧面上，所述供应管道和所述保护封套被刚性地固定在所述舱壁之一上；以及
-在另一个侧面上：
·所述保护封套能够相对于设置在另一个舱壁中的滑动轴承滑动；以及
·所述供应管道通过弹性壁被连接在所述保护封套上，该弹性壁封堵所述的隔离体积并且允许在所述供应管道和所述保护封套之间相对的纵向运动。
因此，不仅所述供应管道自身承受热空气压力，而且另外所述保护封套能相对于所述舱壁之一滑动，并且所述供应管道能相对于所述保护封套滑动。所以，这样的结果是，没有变形力能通过供应管道和/或保护封套被施加到所述舱壁上。
所述滑动轴承可被设置在所述第一内部舱壁上或所述第二内部舱壁上。
在一个特别简单的实施例中，所述弹性壁由弹簧垫圈形成，该弹簧垫圈相对于所述供应管道和所述保护封套以至少近似正交的方式被设置。为了增加它的纵向弹性，所述垫圈可具有同心的波形。有利地，所述弹簧垫圈包括弹簧钢或类似物，并且沿内部和外部周边被相应地焊接到所述供应管道和所述保护封套上。
弹簧垫圈可被设置在供应管道的变窄部的位置上，从而使得它的宽度有可能被增大。在该情况下，有利的是在所述弹簧垫圈的上游设置用于热空气的锥形导向表面，以便引起所述增压的热空气朝所述供应管道的所述变窄部会聚。
保护封套的后端可通过配合的法兰被连接到热空气管路上，那样的话，所述弹簧垫圈和所述变窄部有利地位于法兰的位置上，该法兰与所述保护封套的后端连接成一体。另外，所述锥形导向表面可被与所述热空气管路连接成一体的法兰承载。
此外，为了装配和维护原因，有利的是所述滑动轴承允许用于所述保护封套的限定的章动(nutation)运动。
附图的图示将给出本发明可如何被实施的清晰理解。在这些附图中，相同的标记指示同样的零件。
图1以轴向剖面图示出已知的空气进口罩的前缘；
图2示意地图示出图1所示的已知前缘，并且描绘出本发明克服的该已知前缘的缺点；
图3A、3B和3C以图2的方式示意地图示出根据本发明的用于除去前缘的冰的系统的三个不同位置；
图4以局部示意图示出图3A、3B和3C所示的除霜系统的实际典型实施例；
图5在放大的比例上示出图4的细节；以及
图6图示出图3A、3B和3C所示的除霜系统的变化实施例。
环绕飞行器涡轮发动机(未另外表示)的空气进口3的罩2的前缘1被设置有已知的除霜装置，包括：
-内部外周室4，它形成于中空的前缘1内，并且被环状的内部前舱壁5封闭，该内部前舱壁被固定在罩2的上表面侧面2E和下表面侧面2I上；
-增压的热空气供应管道6，它被用于在它与所述前缘1相对的后端6R连接增压的热空气的管路7，并且在其前端6A连接喷射器8，该增压的热空气来源于涡轮发动机的热流发生器(未示出)，该喷射器把所述增压的热空气喷射到前缘1的所述内部室4内；以及
-环绕所述供应管道6的管状保护封套9。
供应管道6和保护封套9穿过隔舱10，该隔舱在前部被所述内部前舱壁5限定，并且在后部被环状的内部后舱壁11限定，该内部后舱壁被固定在上表面侧面2E和下表面侧面2I上，而且管道6的所述后端6R穿过该内部后舱壁。因此，所述保护封套9与前舱壁5和后舱壁11共同限定出隔离体积12。
在图1和图2所示的这个已知实施例中，供应管道6和保护封套9实际上都由两个部分形成，分别是6.1、6.2和9.1、9.2。所述供应管道6的两个部分6.1、6.2被彼此相对套叠地安装，并且被滑动密封装置或伸缩管13以密封的方式连接在一起。同样地，保护封套9的两个部分9.1和9.2被套叠地安装，并且被滑动密封装置或伸缩管14以密封的方式连接在一起。
另外，部分6.1和9.1被刚性地固定在前舱壁5上，同时部分6.2和9.2被刚性地固定在后舱壁11上。
容易理解，呈两个套管部分6.1、6.2和9.1、9.2的形式的供应管道6和保护封套9的制造使得有可能消除施加在所述前舱壁5和11上的压力，该压力由供应管道6和保护封套9在热空气穿过供应管道6的作用下的热膨胀所施加。
然而，因为穿过所述供应管道6的热空气处于高压之下，该压力对供应管道6的两个部分6.1和6.2以及因此对保护封套9的两个部分9.1和9.2施加分离作用。
结果，供应管道6以冲压管的方式作用于隔壁5和11上，该隔壁向隔舱10的外部凸出，如图2中的虚线5d和11d示意性所示。不用说，如果发生供应管道6意外地破裂，热空气膨胀进入隔离体积12之内，从而使得由所述热空气施加在舱壁5和11上的分离作用进一步通过保护封套9构成的更大直径的千斤顶而增大。因此必须提供应用于所述舱壁5和11的加固(例如连杆，未示出)，以便不但在运转时，而且在万一发生供应管道6破裂时防止舱壁凸出，这增大了飞行器的成本和质量。
图3A、3B和3C示意地表示出根据本发明的除霜系统，借助该系统这些缺点可被克服。与图1和图2中所示的已知实施例相比，在图3A、3B和3C中所示的除霜系统中：
-前舱壁5保持不变；
-供应管道6(呈两个以密封方式连接的部分6.1和6.2的形式)被纵向刚性的整体供应管道60代替；
-保护封套9(呈两个以密封方式连接的部件9.1和9.2的形式)被纵向刚性的整体保护封套90代替；
-后舱壁11设置有滑动轴承15，保护封套90的后部90R可相对于该滑动轴承滑动；以及
-弹性壁16把供应管道60的后部60R连接到保护封套90的后部90R上，封堵隔离体积12，并且允许在所述后部60R和90R之间相对的纵向运动。
此外，供应管道60的前部60A和保护封套90的前部90A被刚性地固定在前舱壁5上。
例如，图3A表示根据本发明的除霜系统处于静止的状态，没有增压的热空气朝喷射器8流入供应管道60。如果，从图3A所示的状态开始，增压的热空气被允许进入所述供应管道60内，所述管道在温度(纵向膨胀)和内部压力(拉伸)的联合作用下具有伸长的倾向。在第一个示例中，保护封套90仍然是冷的，并且因此保持其固定的长度，从而使得供应管道60的伸长被弹性壁16的纵向变形所允许和容纳，如图3B所示。
随后，在供应管道60的热辐射的作用下随着保护封套90的温度增大，该保护封套90纵向地膨胀，从而使得它的后部90R相对于滑动轴承15被移位，减小弹性壁16的纵向变形。
如果此刻，如图3C所示，供应管道60破裂，增压的热空气膨胀进入保护封套90内，该保护封套于是承受所述热空气的温度和压力。所以，保护封套90从而在温度和压力的联合作用下伸长，并且它的后部90R相对于轴承15被移位，破裂的供应管道的纵向膨胀(见图3C)被所述弹性壁16容纳，该弹性壁把所述供应管道60连接到所述保护封套90上。
因此从上述内容已知，在每种情况下，管道60的纵向膨胀被保护封套90和弹性壁16所控制和容纳，因为滑动轴承15，没有力被施加到舱壁5和11上，所述弹性壁16减弱在供应管道60和保护封套90之间的伸长的差异。
图4示出图3A、3B和3C示意性表示的除霜系统的实际典型实施例。图5在放大的比例上示出供应管道60和保护封套90的后部60R和90R。
在这个典型的实施例中：
-保护封套90的后部90R被直接滑动地安装在轴承15的圆柱表面17上，并且圆柱表面17可被形成在球面18中，该球面另外允许保护封套90相对于承载球面18的所述轴承15的底座19做有限幅度的章动运动；
-弹性壁16由弹簧垫圈形成，优选地由弹簧钢或类似物制成，以至少近似正交于供应管道60和保护封套90的方式被设置，所述垫圈具有同心的波形20，并且在该垫圈的内部和外部周边被相应地焊接(例如通过TIG焊接)到后部60R和90R上。
-所述弹簧垫圈被设置在供应管道60的后部60R的变窄部21的位置上，允许隔离体积12的横截面以及因此所述弹簧垫圈的宽度的局部增大；
-在除霜系统和增压的热空气管路7(在这个例子中包括被保护封套7B环绕的中央管道7A)之间的接合部依靠法兰22、23产生，该法兰被相应地完整地连接到保护封套90的后部90R上以及连接到管路7上；
-形成壁16的弹簧垫圈被设置在法兰22位置，该法兰与保护封套90的后部90R连接成一体；以及
-与管路7连成体的法兰23包括锥形导向表面24，以便引起在那里输送的增压的热空气朝供应管道60的变窄部21会聚，并且这样一来，保护弹簧垫圈16免于遭受入射的增压的热空气流。
虽然，在图3A、3B、3C和图4中，前舱壁5已被表示为固定的，并且后舱壁11已被表示为设置有轴承15，该轴承用于允许保护封套90的后部90R的纵向滑动运动，但是从前述内容和图6能容易理解：轴承15可被设置在前壁5上，后壁11被固定。那样的话，封套90的前部90A在轴承15内滑动，并且弹性壁16连接供应管道60和保护封套90的前部60A和90A，而同时所述供应管道和所述保护封套的后部60R和90R被刚性地固定到后舱壁11上。

Claims (10)

1.一种用于除去涡轮发动机的空气进口罩(2)的前缘(1)的霜的系统，特别用于飞行器，所述前缘(1)是中空的而且限定由第一内部舱壁(5)封闭的环形室(4)，并且所述除霜系统包括：
-增压的热空气供应管道(60)，它被用于在它与所述前缘(1)相对的后端(60R)处连接增压的热空气管路(7)，并且在其朝向所述前缘(1)的前端(60A)处连接喷射器(8)，该喷射器把所述增压的热空气喷射进入前缘的所述环形室(4)内，所述供应管道穿过所述空气进口罩(2)的隔舱(10)，该隔舱在前部被所述第一内部舱壁(5)限定，并且在后部被第二内部舱壁(11)限定；以及
-内部保护封套(90)，它被设置在所述隔舱(10)内，并且限定封入所述供应管道的隔离体积(12)，
其特征在于：
-所述供应管道(60)和所述保护封套(90)是纵向刚性的；
-在一个侧面上，所述供应管道(60)和所述保护封套(90)被刚性地固定在所述舱壁之一上；以及
-在另一个侧面上：
·所述保护封套(90)能够相对于设置在另一个舱壁上的滑动轴承(15)滑动；以及
·所述供应管道(60)通过弹性壁(16)被连接在所述保护封套(90)上，该弹性壁封堵所述的隔离体积(12)并且允许所述供应管道(60)和所述保护封套(90)之间相对的纵向运动。
2.根据权利要求1所述的除霜系统，其特征在于：所述滑动轴承(15)被设置在所述第一内部舱壁(5)上。
3.根据权利要求1所述的除霜系统，其特征在于：所述滑动轴承(15)被设置在所述第二内部舱壁(11)上。
4.根据权利要求1～3中任一项所述的除霜系统，其特征在于：所述弹性壁(16)由弹簧垫圈形成，该弹簧垫圈相对于所述供应管道(60)和所述保护封套(90)以至少近似正交的方式被设置。
5.根据权利要求4所述的除霜系统，其特征在于：所述垫圈具有同心的波形(20)。
6.根据权利要求4和5中任一项所述的除霜系统，其特征在于：所述弹簧垫圈由弹簧钢构成，并且相应地沿其内部和外部周边被焊接到所述供应管道(60)和所述保护封套(90)上。
7.根据权利要求4～6中任一项所述的除霜系统，其特征在于：所述弹簧垫圈被设置在所述供应管道(60)的变窄部(21)的位置上。
8.根据权利要求7所述的除霜系统，其特征在于：在所述弹簧垫圈的上游设置有锥形导向表面(24)，以便引起所述增压的热空气朝所述供应管道(60)的所述变窄部(21)会聚。
9.根据权利要求3以及权利要求7和8中任一项所述的除霜系统，其特征在于：
-保护封套(90)的后端(90R)通过配合的法兰(22、23)被连接到热空气管路(7)上；
-弹簧垫圈(16)和变窄部(21)位于法兰(22)位置上，该法兰与所述保护封套(90)的后端(90R)连成一体；以及
-所述锥形导向表面(24)与所述热空气管路(7)连成一体的法兰(23)承载。
10.据权利要求1～9中任一项所述的除霜系统，其特征在于：所述滑动轴承(15)允许了用于所述保护封套的限定的章动运动。
CNB2006800221436A 2005-06-21 2006-06-15 用于除去涡轮发动机的空气进口罩的前缘的冰霜的系统 Expired - Fee Related CN100538047C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0506264A FR2887294B1 (fr) 2005-06-21 2005-06-21 Systeme pour le degivrage du bord d'attaque d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur
FR0506264 2005-06-21

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101203667A true CN101203667A (zh) 2008-06-18
CN100538047C CN100538047C (zh) 2009-09-09

Family

ID=34955544

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB2006800221436A Expired - Fee Related CN100538047C (zh) 2005-06-21 2006-06-15 用于除去涡轮发动机的空气进口罩的前缘的冰霜的系统

Country Status (11)

Country Link
US (1) US8308110B2 (zh)
EP (1) EP1899593B1 (zh)
JP (1) JP4769298B2 (zh)
CN (1) CN100538047C (zh)
AT (1) ATE428046T1 (zh)
BR (1) BRPI0613329A2 (zh)
CA (1) CA2611983C (zh)
DE (1) DE602006006185D1 (zh)
FR (1) FR2887294B1 (zh)
RU (1) RU2365773C1 (zh)
WO (1) WO2006136680A1 (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102099556A (zh) * 2008-07-30 2011-06-15 埃尔塞乐公司 通过保持部件之一的表面完整性的装置而连接的部件的组件
CN103010468A (zh) * 2011-09-21 2013-04-03 空中客车运营有限公司 引气管道接头隔热装置
CN103672297A (zh) * 2013-12-18 2014-03-26 西南石油大学 一种非开挖地下管道保护装置
CN105092158A (zh) * 2014-05-20 2015-11-25 斯奈克玛 用于检测涡轮机中流体泄露的方法和用于分配流体的系统

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2927882B1 (fr) * 2008-02-27 2010-02-12 Aircelle Sa Structure d'entree d'air pour une nacelle d'un aeronef
FR2935017B1 (fr) * 2008-08-13 2012-11-02 Snecma Paroi interne d'une nacelle de turbomachine
FR2954279B1 (fr) * 2009-12-18 2014-08-22 Airbus Operations Sas Entree d'air d'une nacelle d'aeronef integrant des moyens d'injection en air chaud pour le traitement du givre optimises
FR2957586B1 (fr) * 2010-03-18 2012-04-27 Airbus Operations Sas Dispositif de degivrage comprenant des moyens pour detecter une fuite au niveau d'une alimentation en air chaud
FR2961174B1 (fr) * 2010-06-10 2012-07-13 Airbus Operations Sas Dispositif de conduite d'un fluide
FR2975435B1 (fr) * 2011-05-16 2016-09-02 Snecma Dispositif de degivrage d'un bec de separation de turbomachine
US9528442B2 (en) 2013-08-21 2016-12-27 The Boeing Company Aircraft engine anti-icing (EAI) barrier assembly, system and method
BE1024684B1 (fr) * 2016-10-21 2018-05-25 Safran Aero Boosters S.A. Bec degivrant de compresseur de turbomachine axiale
FR3072421B1 (fr) * 2017-10-18 2019-09-27 Airbus Operations Levre d'entree d'air d'un moteur d'aeronef comportant un systeme de degivrage
US11408341B2 (en) * 2018-11-05 2022-08-09 Rohr, Inc. Anti-icing system for an aircraft nacelle
US11220344B2 (en) * 2018-12-17 2022-01-11 Rohr, Inc. Anti-ice double walled duct system
US10989116B2 (en) * 2019-03-05 2021-04-27 Rohr, Inc. Inlet anti-ice double walled duct with supply line seal
US11085328B2 (en) 2019-09-09 2021-08-10 Rohr, Inc. Assembly for sealing an annular gap between an inner structure and an outer structure

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB850691A (en) * 1957-05-14 1960-10-05 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in or relating to aircraft engine nacelle structures
JPH0237034Y2 (zh) * 1981-02-18 1990-10-08
US4603824A (en) * 1983-08-12 1986-08-05 The Boeing Company Wing slat anti-ice air duct system with improved slide bearings and air seal
AU581684B2 (en) * 1984-10-08 1989-03-02 Short Brothers Plc Duct for hot air
IL78786A0 (en) * 1985-06-03 1986-08-31 Short Brothers Plc Duct for hot air
GB9120113D0 (en) * 1991-09-20 1992-09-23 Short Brothers Plc Thermal antiicing of aircraft structures
US5485975A (en) * 1994-07-19 1996-01-23 Northrop Grumman Corporation Slotted cowl inlet lip for introducing high pressure air
JP3459300B2 (ja) 1994-08-02 2003-10-20 マツダ株式会社 固体高分子型燃料電池
JPH08334018A (ja) * 1995-06-07 1996-12-17 Nissan Motor Co Ltd エンジンの二重排気管
FR2771452B1 (fr) * 1997-11-21 2000-04-14 Aerospatiale Dispositif de degivrage pour capot d'entree d'air de moteur a reaction
FR2823533B1 (fr) * 2001-04-17 2003-08-08 Eads Airbus Sa Capot d'entree d'air pour moteur a reaction, pourvu de moyens de degivrage
FR2833306A1 (fr) * 2001-12-06 2003-06-13 Aircelle Sa Dispositif de degivrage aeronautique

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102099556A (zh) * 2008-07-30 2011-06-15 埃尔塞乐公司 通过保持部件之一的表面完整性的装置而连接的部件的组件
CN103010468A (zh) * 2011-09-21 2013-04-03 空中客车运营有限公司 引气管道接头隔热装置
CN103672297A (zh) * 2013-12-18 2014-03-26 西南石油大学 一种非开挖地下管道保护装置
CN103672297B (zh) * 2013-12-18 2015-12-09 西南石油大学 一种非开挖地下管道保护装置
CN105092158A (zh) * 2014-05-20 2015-11-25 斯奈克玛 用于检测涡轮机中流体泄露的方法和用于分配流体的系统

Also Published As

Publication number Publication date
DE602006006185D1 (de) 2009-05-20
FR2887294B1 (fr) 2007-08-10
US8308110B2 (en) 2012-11-13
RU2365773C1 (ru) 2009-08-27
ATE428046T1 (de) 2009-04-15
CA2611983C (fr) 2013-12-03
JP4769298B2 (ja) 2011-09-07
EP1899593A1 (fr) 2008-03-19
CA2611983A1 (fr) 2006-12-28
WO2006136680A1 (fr) 2006-12-28
JP2008544152A (ja) 2008-12-04
FR2887294A1 (fr) 2006-12-22
EP1899593B1 (fr) 2009-04-08
US20100200699A1 (en) 2010-08-12
BRPI0613329A2 (pt) 2011-01-04
CN100538047C (zh) 2009-09-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN100538047C (zh) 用于除去涡轮发动机的空气进口罩的前缘的冰霜的系统
CN101194091B (zh) 用于涡轮发动机的空气入口罩的前缘的除霜的系统
KR101149083B1 (ko) 터보차저
US5222692A (en) Sealing assembly between an aircraft fuselage and the outer nozzle flaps of a turbojet engine mounted in the rear end of the fuselage
US7530598B2 (en) Gas bag module
US5400984A (en) Thermal anti-icing of aircraft structures
JP5779587B2 (ja) 通気式スパークプラグを有する燃焼室
US9512734B2 (en) Sealing of the flow channel of a turbomachine
US8033719B2 (en) Gas turbine with protective sheath for a probe and method for protecting an instrument lead which is laid in a protective sheath
CA1267330A (en) Air leak detection system
CN105386843A (zh) 消声器
JP4015282B2 (ja) 高中圧蒸気タービンのフレキシブルインレット管
US3372876A (en) Jet nozzle
CN106661992B (zh) 用于感测流体介质至少一个特性的传感器装置和用于提供这种传感器装置的方法
JPH10300022A (ja) ガス化装置
JP4832371B2 (ja) 排気系バルブ
KR100354355B1 (ko) 고압과 중간압 증기터빈의 가요성 유입관
KR970061010A (ko) 회전식 연소기 및 이에 대한 밀봉 조립체
CN100385155C (zh) 一种防烧蚀密封装置
JP4289642B2 (ja) 尾筒冷却用蒸気供給管及び戻り管
US20150315931A1 (en) Device for connecting a fixed portion of a turbine engine and a distributor foot of a turbine engine turbine
CN110274706A (zh) 一种高密封u型穿墙式热电阻
JPH1062261A (ja) 温度計測装置
MX9604438A (es) Sellos radiales y axiales flexibles para precalentadores.

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
ASS Succession or assignment of patent right

Owner name: AIRBUS OPERATIONS S.A.S.

Free format text: FORMER OWNER: AIRBUS FRANCE

Effective date: 20120112

C41 Transfer of patent application or patent right or utility model
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20120112

Address after: France Toulouse

Patentee after: Airbus Operations S.A.S.

Address before: France Toulouse

Patentee before: Airbus France

Effective date of registration: 20120112

Address after: France Toulouse

Patentee after: Airbus France

Address before: France Toulouse

Patentee before: Airbus France

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20090909

Termination date: 20210615

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee