CN101909998A - 飞行器机舱引导系统装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种涡轮喷气发动机机舱(1)，所述机舱包括：进气结构(4)，能够将空气流朝着涡轮喷气发动机的风扇引导，并且包括结合有进气唇(4a)的至少一个纵向外面板(40)；中央结构(5)，用于围绕所述风扇，并且以确保空气动力连续性的方式附接所述进气结构；至少一个包括吸音架的内面板(41)，，在所述内面板下游端部(70)处与中央结构(5)的上游端部(72)相附接，并与其一起形成机舱(1)的固定结构；以及引导装置(15)，用于引导所述外面板(40)，并能够使得外面板(40)可以朝着机舱(1)的上游端部作基本上直线的运动，以便能够打开所述进气结构(4)；引导装置(15)整体地固定到所述中央结构(5)。

Description

飞行器机舱引导系统装置
本发明涉及一种用于涡轮发动机的机舱，该种机舱包括能够将空气流朝着涡轮发动机的风扇引导的进气结构、以及围绕所述风扇并与所述进气结构附接的中央结构。
大体上，飞行器机舱的结构包括进气结构、中央结构和下游区段。这里“下游”指的是与进入涡轮喷气发动机的冷空气的流动方向一致的方向。术语“上游”指的是相反方向。
进气结构位于用来驱动飞行器的涡轮喷气发动机的上游。在进气结构的下游，中央结构用来围绕涡轮喷气发动机的风扇。在进一步的下游，具有通常用来容纳推力反向器装置的下游区段，所述推力反向器装置用来围绕涡轮喷气发动机的燃烧室。机舱终止于喷射管，喷射管的出口位于涡轮喷气发动机的下游。
进气结构一方面包括进气唇，另一方面包括与唇相附接的下游结构。进气唇被设计成朝着涡轮喷气发动机最佳地收集需要供应到涡轮喷气发动机的风扇和内部压缩机的空气。下游结构本身用来将空气适当地朝着风扇叶片引导。该下游结构大体上包括外面板和内面板。内面板包括隔音壳体环，所述隔音壳体环能够减弱涡轮喷气发动机产生的噪音并衰减结构的振动。下游结构和进气唇都附接在风扇壳体(其属于机舱的中央结构)的上游。
取决于地面上或飞行中的温度和相对湿度条件，可能会在唇的型面上结冰，特别是在唇的内型面上结冰。该结冰对于涡轮喷气发动机的固定部件和转动部件的机械操作可能是不安全的，并且可能造成性能骤降。因此已经开发了对进气唇的这一部分进行除冰的系统，以试图解决这种问题。具体的说明可以参见US 4688757和EP 1495963。
目前，对容纳在进气结构内的这种设备进行维护操作要求制造商提供用于通向所述多种设备部件的舱口。但是，这些舱口并不总是充足的，有时需要使用例如内窥镜的专业工具来检查进气结构的内部设备。这种专业工具的检查设备的能力并不总是完全令人满意。
另外，为了更换某些内部设备，通常需要去除整个进气结构。这种去除需要大量工具，并造成推进系统的长时间停机及由此在整体上造成飞机的长时间停机。
专利申请FR 06/08599提出一种进气结构，该进气结构由附接到进气唇的外面板和附接到中央结构的壳体的至少一个内面板构成。进气结构能够借助于附接到隔音壳体环的导轨系统相对于中央结构作平移运动。
这种进气结构具有使得隔音壳体环的有效隔音表面面积减小的缺陷。另外，在打开状态下，导轨系统所允许进气结构移动返回的距离不足以使得能够到达位于进气结构内并且难以够到的部件。
这里的“打开状态”指的是进气结构已经向上游方向平移运动后的构造。打开状态与飞行器位于地面上以准备进行维护的构造相对应。
这里的“关闭状态”指的是进气唇被附接到所述内面板的上游端部时的构造。关闭状态与飞行器能够飞行的构造相对应。
因此本发明的目的在于提供一种在保持大的有效隔音表面面积的同时使得维护更容易的机舱。
为此，本发明的第一方面涉及一种用于涡轮喷气发动机的机舱，其包括：
进气结构，能够将空气流朝着涡轮喷气发动机的风扇引导，并且包括结合有进气唇的至少一个纵向外面板；
中央结构，用于围绕所述风扇，并且以确保空气动力连续性的方式附接所述进气结构；
至少一个内面板，包括隔音壳体环，所述内面板在其下游端部处与中央结构的上游端部相附接，并与之一起形成所述机舱的固定结构；以及
引导装置，用于引导所述外面板，并能够允许外面板朝着机舱的上游端部作基本为直线的运动，而使得吸气结构能够打开；
其特征在于，所述引导装置完全附接到所述中央结构。
首先，由于引导装置固定在所述内面板的下游，与专利申请FR06/08599中的情况相比，外面板在较长距离上进行平移运动，造成在打开状态更宽地打开。因此，对于每个维护操作来说，进气结构相对于中央结构沿着机舱的上游方向平移运动，以便容易接近和操作位于进气结构内部的部件(除冰装置等)。
其次，根据本发明的机舱包括不与隔音壳体环相附接的引导装置。因此，此壳体环的几乎整个隔音表面面积能用来减小涡轮喷气发动机产生的噪音，并降低该结构的振动。
第三，根据本发明的机舱允许在不改变引导装置定位的情况下去除隔音壳体环。因此，在每次更换隔音壳体环时，不需要将引导装置在外面板或中央结构上重新准确定位。
根据本发明的其它特征，根据本发明的结构包括下面单独考虑或以任何组合形式结合考虑的一个或多个备选特征：
引导装置附接到中央结构的壳体上，所述壳体用来围绕风扇，并与内面板一起提供空气动力连续性；
壳体的上游端部包括用于调整引导装置的附接以适应所述引导装置定位的多个孔口，使得可能将引导装置固定到壳体上，以适应引导装置的最佳位置；
引导装置包括至少一个导轨系统和用于将所述外面板安装在导轨系统上的安装装置，这使得外面板可以容易地运动，并且还确保中央结构的结构整体性；
安装装置的至少一部分位于关闭状态的中央结构和一个或多个内面板相遇处的区域的下游，由于安装装置在较长距离上承载所述外面板，从而允许更好的开放通路；
安装装置包括能够与至少一个相应导轨配合的至少一个滑动件；
安装装置包括能够与相应的导轨配合的至少一个线性滚子轴承系统；
安装装置包括能够与至少一个相应的通道形状的导轨配合的引导系统；
引导装置包括能够滑动穿过相应开口的至少一个纵向销；
引导装置包括大致与机舱的轴线横向的凹部，所述凹部位于内面板的下游，使得例如管道或连线类型的发动机部件更加容易配置；
至少一个外面板具有前框架，所述前框架能够附接到与固定到中央结构的部件成一个整体的隔板上，在不对机舱进行维护时，允许外面板牢固地固定到固定的中央结构上，而无需为了附接紧固件而在隔音壳体环上打孔；
隔板具有开口，所述开口构造成使得引导装置穿过所述开口，由于引导装置占据了与中央结构的和内面板的长度相对应的距离，因此使得可以增加通向进气结构的开放通路。
隔板具有凹部，凹部的形状与安装装置的至少一部分互补，因此在关闭状态，安装装置使得隔板气密；
进气结构包括沿着引导装置伴随至少一个外面板的机械或手动装置，所述机械或手动装置允许进气结构以简单方式从外侧打开；
引导装置包括用于止挡至少一个外面板的至少一个止挡装置，这能够允许所述外面板部分地打开，在不希望完全去除进气结构的情况下，使得可以避免必须完全去除进气结构；
中央结构包括用于对引导装置进行对中和定位的对中和定位装置，所述对中和定位装置使得所述引导装置可以被最佳地定位；
所述进气结构包括用于对所述进气结构进行除冰的设备。
参考附图，通过阅读下面的非限定描述，将更好地理解本发明。
图1是根据本发明的机舱的示意图，所述机舱具有的进气结构包括结合在外面板中的唇；
图2是图1中第一实施例的进气结构在关闭状态下的纵向截面的示意图；
图3是图2的实施例在打开状态下的纵向截面的示意图；
图4是图2的实施例的替代形式的纵向截面的局部示意图；
图5是图4的实施例的纵向截面的局部示意图；
图6-8是图2的实施例的替代形式；
图9-11是结合有进气唇的外面板与内面板相遇处的区域的放大示意图；
图12是图2的细节XII的放大图；
图13是图2的细节XIII的放大图；
图14是图2的实施例的替代形式的纵向截面的示意图；
图15是图14的截面XV的放大图。
图1所示的本发明机舱1构成用于涡轮喷气发动机(未示出)的管状壳体，该机舱引导涡轮喷气发动机产生的空气流，限定获得最佳性能所需的内部和外部空气动力线。机舱1还容纳涡轮喷气发动机运行所需的多种部件，以及例如推力反向器的辅助系统。
机舱1用来经由挂架3附接到飞机的例如机翼2的固定结构。
更具体地，机舱1的结构包括：上游的进气结构4，围绕涡轮喷气发动机的风扇(未示出)的中央结构5，以及围绕涡轮喷气发动机并大体上容纳推力反向器系统(未示出)的下游区段6。
进气结构4能够分成两个区域。第一区域为进气唇4a，进气唇4a被设计用来将供应涡轮喷气发动机的风扇和内部压缩机所需的空气朝着涡轮喷气发动机最佳地聚集。第二区域位于进气唇4a的下游并包括至少一个外面板40的区段4b。根据本发明，唇4a被结合到外面板40中，而形成可拆卸的单个部件。
进气结构4可以是模块化的，并可以包括多个外面板40，每个外面板40限定进气唇4a的相应部分。在这种情况下，进气结构4将具有相对于机舱1纵向延伸的相遇线。所述线对进气结构4的空气动力连续性通常只有很小的影响，这不同于现有技术的具有外面板40和唇4a相遇的周向线的机舱。现有技术的所述相遇线通常相对于气流的方向横向延伸。
根据本发明的机舱1还包括具有壳体9的中央结构5，中央结构5以确保空气动力连续性的方式附接到进气结构4。
至少一个内面板41延续进气唇4a，所述内面板41用来将空气朝着风扇的叶片(未示出)适当地引导。所述内面板41在其下游端部处(特别是在壳体9处)通过固定凸缘与中央结构5的上游端部相附接，因此，所述内面板41与中央结构5一起形成相对于本发明的机舱1固定的结构。此外，所述内面板41包括隔音壳体环，隔音壳体环用来降低由于涡轮喷气发动机工作产生的不希望的噪音和结构的振动。隔音壳体环可由蜂窝式结构或能够减小不希望噪音的任何其它结构制成。
本发明的机舱1还包括引导装置15，该引导装置用于引导外面板40并能够允许外面板40朝着机舱1的上游端部基本上沿着直线运动，使得进气结构能够打开(见图1)。引导装置15以可拆卸的方式整体地固定到中央结构5。换言之，为了允许引导装置15附接到隔音壳体环上，隔音壳体环的任一部分都不会被阻挡。因此，壳体环的几乎整个隔音表面面积能够用来减小不希望的噪音。
有利地，进气结构4包括用于沿着引导装置15安装至少一个外面板40的机械或手动安装装置(未示出)。这些安装装置可以配置在例如外面板40的外面或侧面上，以简化进气结构4从本发明的机舱1的外侧的打开。有利地，所述外面板40的打开仅能够在中央结构5所装备的侧向机罩13已经打开之后进行。这因此避免进气结构4的有害打开的危险，特别是当飞行器正在飞行时尤其如此。
图1表示进气结构4，其中外面板40在部分打开状态，露出了内面板41。在宽打开的状态，进气结构4露出了几乎全部内面板41。优选地，引导装置15包括用于止挡至少一个外面板40并能够允许其部分打开的至少一个止挡装置(未示出)。因此，可以在每次维护操作时不完全去除进气结构4。止挡装置可以是可调的，以便调节进气结构4移回的长度，因此使得可以获得根据所需的维护介入的类型而变化的打开程度。
图2所示的实施例对应于处于关闭状态的本发明机舱1。
图3所示的实施例对应于处于部分打开状态的图2的实施例。
根据图2所示的实施例，引导装置15包括导轨系统16和将外面板40安装在导轨系统16上的机动装置17。导轨系统16的细长形状能够提供连接到中央结构5的功能。
根据图4所示的优选实施例，本发明的进气结构4处于关闭状态。根据此实施例，安装装置17的至少一部分20位于中央结构5和内面板41相遇处的区域的下游。如图5所示，在打开状态，这种构造允许外面板40在大于或等于相遇区域18的长度和内面板41的长度的总和的距离上移动。因此，外面板40覆盖的距离比专利申请FR 06/08599中的大，而同时保持了减小噪音所需的几乎全部有效隔音表面面积。
安装装置17和导轨系统16可以具有能够允许安装装置17相对于导轨系统16纵向运动的任何形式。
图2所示的实施例示出能够相对于本发明机舱1的轴线沿着导轨32纵向滑动的两个滑动件30和31。滑动件30和31在其端部处与外面板40连接，以便承载后者一起平移运动。根据一替代形式，安装装置17包括一个或多个滑动件，而不是必须包括两个滑动件。
为了减小卡住的效果，滑动件30和31可局部围绕导轨32。
根据图6和7所示的有利替代形式，导轨系统16包括能够与引导系统36配合的通道形状的导轨34。
根据一个实施例，通道形状的导轨34具有不同形状的截面，特别是圆形、三角形或某些其它形状。引导系统36具有互补形状的端部(图7)或使得摩擦最小化的形状的端部(图6)。因此，例如如图6所示，引导系统36包括与三角形截面导轨的表面38接触的圆形端部37。
根据图8所示的实施例，安装装置17包括至少一个线性滚子轴承系统45，所述线性滚子轴承系统能够与相应导轨47配合。线性滚子轴承系统45的滚子能够减小与导轨47的摩擦，同时确保外面板40的有效运动。
根据另一有利的替代形式，安装装置1 7包括能够滑动穿过相应开口的至少一个纵向销。作为示例，开口可以通过将外面板40附接到中央结构5或附接到中央结构5所附接的支承引导件的方式而形成。
根据图2和3所示的优选实施例，引导装置1 5包括基本上与本发明的机舱1的轴线52横向的凹部(évidement)50，所述凹部50位于内面板41的下游。因此，凹部50例如使得管道和连线类型的发动机部件可以更加容易地配置，同时允许进气结构4运动。
优选地，中央结构5包括对中和定位装置(未示出)，使得能够优化引导装置15在本发明机舱1内的定位。因此，如果需要去除引导装置15，由于这些对中和定位装置，可以快速和准确地进行引导装置15的随后重新定位。
根据图2所示的实施例，内面板41包括隔音壳体环53。
更换内面板41，特别是更换隔音壳体环53，不需要去除引导装置15。因此，有利地，不需要重新安装引导装置15的附加步骤，使得在内面板41每次更换时可以准确定位。
根据所示的实施例，进气结构4的关闭状态意味着隔音壳体环53必须在其上游端部54通过例如螺栓的紧固件(未示出)固定到进气唇4a。在飞行器运行时，特别是在飞行时，所述附接以内面板41与进气唇4a永久接触的方式实现。
有利地，被结合到外面板40内的进气唇4a确保与隔音壳体环53的空气动力连续性。图9-11中以实例的方式示出了多种对准系统。
结合到外面板40的进气唇4a和内面板的隔音壳体环53之间的界面本身可以是外部界面(图9和10)或内部界面(图11)，但是必须确保最佳可能的空气动力连续性。诸如能够与相应孔口58配合的对中杆56(图11)的刚性对中装置，或者诸如弹性片60(图9)的柔性对中装置提供这种结构连续性。
密封件62可以在该界面处同样地安装到内面板1或外面板40上。
根据图9和10中所示的实施例，唇4a和内面板41具有在处于关闭状态时所述唇4a和所述内面板41部分重叠的界面。有利地，该界面具有形成端部止挡的上游点，因此为附接区域提供一些强度。
这些系统需要能够确保隔音壳体环53和进气唇4a之间的最小间隙，使得此结合部形成尽可能小的空气动力干扰量。
如图12所示，内面板41在其下游端部70处与壳体9的上游端部72相附接，与其一起形成本发明的机舱1的固定部分。
为此，壳体9在其上游端部72处包括凸缘74，且内面板41的下游端部70和引导装置15的固定装置75(特别是导轨系统16)附接附接至凸缘74。内面板41的下游端部70可以通过简单系统或双重紧固件附接在壳体9的凸缘74的一侧或另一侧上。根据一个实施例，下游端部70和紧固件75不在相同点处附接到壳体9。因此，优选地，壳体9在其上游端部72处具有多个孔口，使得导轨系统16的附接能够适应这些导轨的定位。
下游端部70和紧固件75例如通过一个或多个螺栓76附接到壳体9上，如图12所示。
还可能使用适配器装置来提供导轨系统16之间的界面，以及提供孔在壳体凸缘74内的最佳定位。
此外，根据图2中所示的实施例，导轨系统16在其下游端部处通过紧固件80安装至壳体9的下游端部82。紧固件80例如是配件。壳体9的下游端部82特别附接到凸缘84。根据一替代形式，导轨系统16在上游端部72和下游端部82之间固定到壳体9，例如固定在已经添加的凸缘或配件上。
根据图13所示的实施例，外面板40还具有前框架90，前框架90能够附接到隔板92(隔板92固定到上游部分，特别是附接到壳体9的上游凸缘94)。因此，外面板40被牢固地附接到中央结构5上，而无需为了附接外面板40在隔音壳体环53的表面上钻孔。因此，与专利申请FR06/08599不同的是，内面板41的几乎所有隔音表面面积能够用来减小由于涡轮喷气发动机运转而造成的不希望的噪音。
前框架90大致是周向的，类似于隔板92。前框架90能够使用例如螺母/螺栓系统的紧固件96紧靠着隔板92附接。外面板40由此可拆卸地附接到隔板92上。因此根据本发明，结合有进气唇4a的外面板40形成能够附接到固定部分或特别是附接到隔板92的可拆卸部分。
根据优选的实施例，隔板92包括开口，所述开口被构造成使得引导装置15穿过所述开口。由此增加了进气结构4能够移动返回的长度。
隔板92的任一侧上的下游和上游区域之间的气密性例如可通过隔板92和安装装置17之间的防火密封件来实现。根据图14和15所示的优选实施例，隔板92具有凹部100，凹部100的形状与安装装置17的至少一部分102互补，使得在关闭状态下安装装置17为隔板92提供气密性。本领域普通技术人员公知的任何密封件可置于安装装置17和隔板92之间。根据图15所示的实施例，安装装置17的至少一部分110包括向下游延伸并与隔板92和相遇区域18重叠的区段。
同样，外面板40的前框架90和隔板92之间的结合部例如使用周向密封件来密封。
隔板92可以承载与所述隔板92呈直角且沿着本发明的机舱1的上游方向延伸的对中元件(未示出)。这些对中元件还具有确定这些对中元件长度的引导作用。
前框架90另外具有开口(未示出)，紧固件96穿过所述开口，并且在外面板40正确定位并处于关闭状态时任何可能存在的对中元件能够穿过所述开口。
内面板41和外面板40还可具有为所述面板提供更大刚性的内部加强件(未示出)。这些内部加强件由本领域的普通技术人员选择，使其具有所需刚度。
还将注意到进气结构4可经由外面板40轴向延伸超出用来将内面板41附接到本发明机舱1固定结构的凸缘，以到达属于机舱1的下游区段6的推力反向器系统的外部结构附近，并可能覆盖机罩13。然后可设置闩锁系统来将进气结构4保持在隔板92(其固定至壳体9的结构或下游区段6的上游结构)上。
根据未示出的优选实施例，进气结构4包括为进气结构4除冰的除冰设备，所述除冰设备基本上定位在唇4a上或被结合到唇4a内。同样，内面板41和外面板40可以具有电除冰元件(未示出)。如果这样，有利的是，例如在外面板的前框架90或凸缘的隔板92上，提供用于连接电源的接口。

Claims (17)

1.一种用于涡轮喷气发动机的机舱(1)，其包括：
进气结构(4)，能够将空气流朝着所述涡轮喷气发动机的风扇引导，并且包括结合有进气唇(4a)的至少一个纵向外面板(40)；
中央结构(5)，用于围绕所述风扇，并且以确保空气动力连续性的方式附接所述进气结构(4)；
至少一个内面板(41)，包括隔音壳体环(53)，所述内面板在其下游端部(70)处附接至所述中央结构(5)的上游端部(72)，并与之一起形成所述机舱(1)的固定结构；以及
引导装置(15)，用于引导所述外面板(40)，并能够允许所述外面板(40)的朝着所述机舱(1)的所述上游端部的基本为直线的运动，使得所述进气结构(4)能够打开；
其特征在于，所述引导装置(15)完全附接到所述中央结构(5)。
2.如权利要求1所述的机舱(1)，其特征在于，所述引导装置(15)附接到所述中央结构(5)的壳体(9)，所述壳体(9)用来围绕所述风扇，并与所述内面板(41)一起提供空气动力连续性。
3.如前一权利要求所述的机舱(1)，其特征在于，所述壳体(9)的所述上游端部(72)包括用于调整所述引导装置(15)的附接以适应所述引导装置(15)定位的多个孔口。
4.如上述权利要求中任一项所述的机舱(1)，其特征在于，所述引导装置(15)包括至少一个导轨系统(16、32、34、47)和用于将所述外面板(40)安装在所述导轨系统(16、32、34、47)上的安装装置(17、20、30、31、36、45)。
5.如前一项权利要求所述的机舱(1)，其特征在于，所述安装装置(20)的至少一部分处于所述中央结构(5)和一个或多个内面板(41)在关闭状态下相遇处的区域(18)的下游。
6.如权利要求4或5所述的机舱(1)，其特征在于，所述安装装置包括能够与至少一个相应导轨(32)配合的至少一个滑动件(30、31)。
7.如权利要求4和5中任一项所述的机舱(1)，其特征在于，所述安装装置包括能够与相应的导轨(47)配合的至少一个线性滚子轴承(45)系统。
8.如权利要求4和5中任一项所述的机舱(1)，其特征在于，所述安装装置包括能够与至少一个相应的通道形状的导轨(34)配合的引导系统(36)。
9.如权利要求4和5中任一项所述的机舱(1)，其特征在于，所述引导装置(15)包括能够滑动穿过相应开口的至少一个纵向销。
10.如上述权利要求中任一项所述的机舱(1)，其特征在于，所述引导装置(15)包括大致与所述机舱(1)的轴线(52)横向的凹部(50)，所述凹部(50)位于所述内面板(41)的下游。
11.如上述权利要求中任一项所述的机舱(1)，其特征在于，至少一个外面板(40)具有前框架(90)，所述前框架能够附接到与固定到所述中央结构(5)的部件(94)形成整体的隔板(92)上。
12.如前一项权利要求所述的机舱(1)，其特征在于，所述隔板(92)具有开口，所述开口构造成使得所述引导装置(15)穿过所述开口。
13.如权利要求11和12中任一项所述的机舱(1)，其特征在于，所述隔板(92)具有凹部(100)，所述凹部(100)的形状与所述安装装置(17)的至少一部分(102)互补，从而，在关闭状态下，所述安装装置(17)使得所述隔板(92)气密。
14.如上述权利要求中任一项所述的机舱(1)，其特征在于，所述进气结构(4)包括沿着所述引导装置(15)伴随至少一个外面板(40)的机械或手动装置。
15.如前一项权利要求所述的机舱(1)，其特征在于，所述引导装置(15)包括用于止挡至少一个所述外面板(40)的至少一个止挡装置，所述止挡装置能够允许所述外面板(40)部分地打开。
16.如上述权利要求中任一项所述的机舱(1)，其特征在于，所述中央结构(5)包括用于对所述引导装置(15)进行对中和定位的装置。
17.如上述权利要求中任一项所述的机舱(1)，其特征在于，所述进气结构(4)包括用于对所述进气结构(4)进行除冰的设备。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103314206A (zh) * 2011-01-19 2013-09-18 埃尔塞乐公司 用于飞行器旁通涡轮喷气发动机的发动机舱
CN109113797A (zh) * 2017-06-26 2019-01-01 波音公司 用于短舱进气道的平移导流叶片
CN111071462A (zh) * 2018-10-18 2020-04-28 空中客车运营简化股份公司 飞行器推进装置舱的前部、飞行器推进装置以及飞行器
CN113646233A (zh) * 2019-04-02 2021-11-12 赛峰飞机发动机公司 用于飞行器推进组件的机舱的空气入口管道

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2906568B1 (fr) * 2006-10-02 2012-01-06 Aircelle Sa Structure d'entree d'air deposable pour nacelle de turboreacteur.
FR2914363B1 (fr) * 2007-03-26 2012-07-27 Aircelle Sa Systeme de guidage verrouillable pour partie mobile d'une nacelle
FR2938237B1 (fr) * 2008-11-13 2011-05-20 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur a capot amont translatable
WO2010086560A2 (fr) * 2009-02-02 2010-08-05 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise
FR2965859B1 (fr) * 2010-10-07 2012-11-02 Snecma Dispositif de traitement acoustique du bruit emis par un turboreacteur
FR2966433B1 (fr) * 2010-10-26 2012-12-07 Airbus Operations Sas Capot d'aeronef incorporant des moyens pour limiter les phenomenes d'ecope de type pneumatique
FR2970513B1 (fr) * 2011-01-14 2015-07-31 Aircelle Sa Dispositif de liaison d'un cadre avant a un carter de soufflante
GB201117079D0 (en) * 2011-10-05 2011-11-16 Rolls Royce Plc A propulsive unit for an aircraft
US9783315B2 (en) * 2012-02-24 2017-10-10 Rohr, Inc. Nacelle with longitudinal translating cowling and rotatable sleeves
FR2987601A1 (fr) * 2012-09-20 2013-09-06 Aircelle Sa Nacelle laminaire
FR2998545B1 (fr) * 2012-11-23 2016-10-28 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant une liaison renforcee entre une entree d'air et une motorisation
FR3005100B1 (fr) * 2013-04-26 2015-05-01 Snecma Carter de turbomachine
US9604438B2 (en) 2014-04-30 2017-03-28 The Boeing Company Methods and apparatus for noise attenuation in an engine nacelle
US9938852B2 (en) 2014-04-30 2018-04-10 The Boeing Company Noise attenuating lipskin assembly and methods of assembling the same
US9656761B2 (en) * 2014-04-30 2017-05-23 The Boeing Company Lipskin for a nacelle and methods of making the same
US9708072B2 (en) 2014-04-30 2017-07-18 The Boeing Company Aircraft engine nacelle bulkheads and methods of assembling the same
US9874228B2 (en) * 2015-05-15 2018-01-23 Rohr, Inc. Nacelle inlet with extended outer barrel
FR3045570B1 (fr) * 2015-12-16 2017-12-22 Airbus Operations Sas Ensemble moteur pour aeronef, comprenant un dispositif d'accrochage du moteur equipe d'une enveloppe structurale fixee sur un caisson central
US11125157B2 (en) * 2017-09-22 2021-09-21 The Boeing Company Advanced inlet design
FR3075761A1 (fr) * 2017-12-21 2019-06-28 Airbus Operations Partie anterieure de nacelle d'un ensemble propulsif comportant un cadre de rigidification incline
FR3086338B1 (fr) * 2018-09-20 2020-12-25 Safran Aircraft Engines Procede de preparation d'un support et de gestion acoustique, sur une turbomachine ou une nacelle
US11390393B2 (en) * 2019-06-04 2022-07-19 Rohr, Inc. Nacelle with a translatable inlet for an aircraft propulsion system
US11441482B2 (en) * 2019-06-04 2022-09-13 Rohr, Inc. Single track translating inlet
FR3114849A1 (fr) * 2020-10-02 2022-04-08 Airbus Operations Turboreacteur double flux d’un aeronef comportant un capot articule en rotation et un systeme de deploiement dudit capot
US11852022B2 (en) * 2021-06-10 2023-12-26 William Maxwell Retaining ejected gas turbine blades
US11346242B1 (en) * 2021-06-10 2022-05-31 William Maxwell Retaining ejected gas turbine blades
FR3128444A1 (fr) * 2021-10-26 2023-04-28 Airbus Operations (S.A.S.) Nacelle d’aéronef comprenant une liaison entre des conduits comportant des collerettes orientées vers l’intérieur et aéronef comprenant au moins une telle nacelle
US11878808B2 (en) * 2022-04-05 2024-01-23 Rohr, Inc. Nacelle inlet structure fitting with locator clip and hoist bracket

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4688757A (en) * 1986-08-11 1987-08-25 Dresser Industries, Inc. Soft seat Y pattern globe valve
GB2274490A (en) * 1993-01-26 1994-07-27 Short Brothers Plc Nacelle for an aircraft propulsive power unit
CN1174932A (zh) * 1996-08-22 1998-03-04 波音公司 燃气涡轮发动机装置释压门的气流调节装置
CN1211955A (zh) * 1996-12-26 1999-03-24 国家航空工业公司 涡轮喷气发动机机舱
US6340135B1 (en) * 2000-05-30 2002-01-22 Rohr, Inc. Translating independently mounted air inlet system for aircraft turbofan jet engine
CN1648000A (zh) * 2003-11-12 2005-08-03 斯内克马发动机公司 安装在飞机机身尾部上方位置处的涡轮喷气发动机

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR608599A (fr) 1925-03-31 1926-07-29 Perfectionnements aux machines automatiques à fabriquer les bouteilles et autres objets creux en verre
SU1320997A1 (ru) * 1985-04-01 2004-12-20 В.Ф. Гордеев Створка гондолы летательного аппарата
US7588212B2 (en) 2003-07-08 2009-09-15 Rohr Inc. Method and apparatus for noise abatement and ice protection of an aircraft engine nacelle inlet lip

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4688757A (en) * 1986-08-11 1987-08-25 Dresser Industries, Inc. Soft seat Y pattern globe valve
GB2274490A (en) * 1993-01-26 1994-07-27 Short Brothers Plc Nacelle for an aircraft propulsive power unit
CN1174932A (zh) * 1996-08-22 1998-03-04 波音公司 燃气涡轮发动机装置释压门的气流调节装置
CN1211955A (zh) * 1996-12-26 1999-03-24 国家航空工业公司 涡轮喷气发动机机舱
US6340135B1 (en) * 2000-05-30 2002-01-22 Rohr, Inc. Translating independently mounted air inlet system for aircraft turbofan jet engine
CN1648000A (zh) * 2003-11-12 2005-08-03 斯内克马发动机公司 安装在飞机机身尾部上方位置处的涡轮喷气发动机

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103314206A (zh) * 2011-01-19 2013-09-18 埃尔塞乐公司 用于飞行器旁通涡轮喷气发动机的发动机舱
CN109113797A (zh) * 2017-06-26 2019-01-01 波音公司 用于短舱进气道的平移导流叶片
CN111071462A (zh) * 2018-10-18 2020-04-28 空中客车运营简化股份公司 飞行器推进装置舱的前部、飞行器推进装置以及飞行器
CN113646233A (zh) * 2019-04-02 2021-11-12 赛峰飞机发动机公司 用于飞行器推进组件的机舱的空气入口管道
CN113646233B (zh) * 2019-04-02 2024-04-19 赛峰飞机发动机公司 用于飞行器推进组件的机舱的空气入口管道

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ATE535444T1 (de) 2011-12-15

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