CN101910000A - 用于涡轮喷气发动机的机舱 - Google Patents

用于涡轮喷气发动机的机舱 Download PDF

Info

Publication number
CN101910000A
CN101910000A CN2008801247818A CN200880124781A CN101910000A CN 101910000 A CN101910000 A CN 101910000A CN 2008801247818 A CN2008801247818 A CN 2008801247818A CN 200880124781 A CN200880124781 A CN 200880124781A CN 101910000 A CN101910000 A CN 101910000A
Authority
CN
China
Prior art keywords
flange
fan
inlet structure
wainscot
propulsion component
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
CN2008801247818A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101910000B (zh
Inventor
居·沃琪尔
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.)
Safran Nacelles SAS
Safran Nacelles Ltd
Original Assignee
Hurel Hispano SA
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 Hurel Hispano SA filed Critical Hurel Hispano SA
Publication of CN101910000A publication Critical patent/CN101910000A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101910000B publication Critical patent/CN101910000B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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
    • 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
    • F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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; ARRANGEMENTS 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
    • B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
    • 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

Abstract

本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机的机舱，该机舱包括进气口结构和中央结构，所述进气口结构能够将气流朝所述涡轮喷气发动机的风扇引导，所述中央结构包括用来围绕所述风扇的壳体(9)，所述进气口结构附接至所述中央结构，所述进气口结构具有至少一个外周内面板(41)，其特征在于，所述壳体围绕所述风扇或多或少延伸直至风扇叶片(8)，所述进气口结构利用至少一个结构外周凸缘(15)通过所述内面板连接至所述壳体，所述结构外周凸缘(15)能够在至少一个叶片损坏的情况下对其进行保存。

Description

用于涡轮喷气发动机的机舱
本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机的机舱，该机舱包括进气口结构和中央结构，所述进气口结构能够将气流朝向涡轮喷气发动机的风扇引导，所述中央结构包括用来围绕所述风扇的壳体，且所述进气口结构附接至所述中央结构，所述进气口结构具有至少一个外周内面板。
飞机被一个或多个推进器组件推动，所述推进器组件包括置于管状机舱内的涡轮喷气发动机。每个推进器组件通过通常位于机翼下方或位于机身处的挂架附接至飞机。
机舱的结构通常包括：位于发动机上游的进气口、设计用来围绕涡轮喷气发动机的风扇的中间区段、以及容纳推力反向器装置并设计用来围绕涡轮喷气发动机的燃烧室的下游区段，机舱通常终止于喷射管，喷射管的出口位于涡轮喷气发动机的下游。
进气口一方面包括进气唇，另一方面包括与唇相附接的下游结构。该进气唇适于允许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。所述下游结构设计用来将空气适当地朝着风扇叶片引导。该组件附接在风扇壳体(其属于机舱的中央结构)的上游。
风扇壳体用来围绕涡轮喷气发动机的风扇区域，并在上游方向上基本终止于风扇叶片处。
但是，应当考虑到风扇叶片损坏的意外情况。为此，壳体通常经由所谓的“叶片保存(rétention)延伸部”延伸，直至其相对于所述叶片的附接脚部形成约15°(通常情况下)的碎片夹角。
该延伸部限定了位于风扇壳体和进气口结构的内面板之间的附接凸缘的位置。因此在所述分界面的上游，不需要把表面的进气口结构看作是必须能够保存叶片碎片的，这使得可能具有重量减轻的结构。
出于吸音的原因，如文献FR2847304所揭示的，有时需要避免吸音面板在附接凸缘处的断裂；如文献FR2869360所揭示的，在叶片保存延伸部的上方朝叶片顶的上游延伸进气口的吸音套罩的吸音表面，其中进气口结构的吸音面板延伸直至其覆盖了所述叶片保存延伸部。
文献FR2898870也描述了此种几何结构。
但是，在这种情况下，在附接凸缘下游的吸音面板的结构是突出的，并能够产生很强的气动干扰(振动效应，非包容几何公差)，这种风险所造成的结果是：与由于附接吸音表面的获益相比，引起气动干扰的风险更大。
此外，还必须考虑到为了应力收集(reprises d’efforts)和结构维护原因而安装在吸音面板的外表层上的吸音面板的附接凸缘的规定：为了应力的过渡其需要具有延伸的分界面和足够的结构厚度。这对组件的体积有影响。这些附接凸缘还能够要求通过铆钉的增强结构加固，由于容纳所述铆钉的球状部分而对孔格的声响应质量的影响，铆钉会对该声响应质量造成减损。
本发明的目的在于解决上述的缺陷和问题，为此，推进器组件包括容纳涡轮喷气发动机的机舱，所述推进器组件包括进气口结构和中央结构，所述进气口结构能够将气流朝向涡轮喷气发动机的风扇引导，所述中央结构包括围绕所述风扇的壳体，并且所述进气口结构经由所述进气口结构的至少一个外周内面板附接至所述中央结构，其特征在于，所述壳体围绕所述风扇基本延伸至其叶片，所述进气口结构通过至少一个结构外周凸缘经由所述内面板连接至所述壳体，所述凸缘属于进气口结构，并设计用来确保在至少一个叶片损坏的情况下对其进行保存。
因此，通过采用属于进气口结构的紧固凸缘型式的叶片保存元件，介于所述壳体和所述进气口结构之间的附接面板基本处于所述风扇叶片处，并且不再向上游偏移。因此避免在内面板上出现吸音破裂以及避免任何产生振动的突出部。
此外，该连接凸缘被拉长，在凸缘和内面板之间具有更大的附接表面，并因此具有更好的应力收集。
还应当注意，一方面，在进气口结构和风扇壳体之间的附接是在吸音区域之外实施的，另一方面，所述凸缘是独立于所述风扇壳体的，因此在其损坏的情况下，可以方便地单独更换。
优选地，结构凸缘朝着进气口结构的上游纵向延伸，从而延伸到与风扇叶片的紧固脚部形成至少15°角的扇区。该角度通常被限定在15°，这是为了避免不必要的凸缘体积以及因此的组件体积的增加，但是显然，所述扇区能够根据涡轮喷气发动机的特征形成小于或大于15°的角度。
有利地，所述结构凸缘为整个外周的。
同样有利地，所述结构凸缘是连续的。
优选地，所述内面板以至少一个吸音面板实现。
根据第一替代性示例，所述进气口结构的内面板完全覆盖结构凸缘。
根据第二替代性示例，所述进气口结构的内面板部分覆盖结构凸缘。
“覆盖”意味着内面板在凸缘上方或下方在凸缘整个长度或整个长度的至少一部分上延伸，而无需在整个覆盖长度上与凸缘接触。
有利地，所述壳体具有至少部分地在结构凸缘下延伸的内壁。
同样有利地，所述壳体还具有延伸部，所述延伸部至少部分地在所述结构凸缘下方延伸，从而覆盖介于所述凸缘和所述进气口结构的所述内面板之间的连接装置。
根据以下给出的具体描述结合附图，将更好的理解本发明的实施。
图1为根据现有技术的机舱的纵向剖面示意图。
图2为图1中的机舱的壳体的局部放大图。
图3为根据现有技术的壳体和进气口结构的内面板之间的接合部的放大示意图。
图4为根据本发明的壳体和内面板之间的接合部的放大示意图。
图5为图4的放大示意图。
图6为本发明第一替代性示例的示意图。
图7为本发明第二替代性示例的示意图。
图8为本发明第三替代性示例的示意图。
图9为本发明第四替代性示例的示意图。
图1非常概略地示出构成用于传统设计的双流涡轮喷气发动机2的管状外壳的机舱1，该机舱通过限定获得最佳性能所需的内部和外部空气动力线来引导涡轮喷气发动机产生的气流。机舱还容纳涡轮喷气发动机2操作所需的不同部件以及例如推进反向器的相关系统。
已知涡轮喷气发动机2从其上游端开始依次包括：驱动位于涡轮喷气发动机2前部的风扇6的压缩机、燃烧室以及低压涡轮机。
风扇6支承一组叶片8，所述叶片8进入到涡轮喷气发动机的外部护套和机舱1的内部护套之间的称为“风扇通道”的环形通道中。
机舱1的结构包括形成进气口4的前部区段、围绕风扇6及其叶片8的中间区段5、以及围绕涡轮喷气发动机2并容纳推力反向系统(未图示)的后部区段7。
进气口4具有形成进气唇4a的前部4a，该进气唇用于朝着涡轮喷气发动机2最佳地收集需要供应到涡轮喷气发动机2的风扇和内部压缩机的空气，另一方面具有进气唇4a所附接的下游结构，所述下游结构包括外面板40和内吸音面板41，并设计用来将空气朝向风扇6的叶片8适当引导。
该组件经由内面板41附接到风扇6的壳体9的上游，其中，风扇6的壳体9属于机舱1的中间区段5。
根据图1-3中所示的现有技术，在风扇叶片中的一个损坏的情况下，壳体9具有叶片保存功能，为此具有向上游延伸超出风扇6的叶片8的延伸部10，使得由叶片的紧固脚部8a在一个叶片8的端部8b和所述延伸部10的端部10a之间形成的角度约为15°。
进气口4和风扇壳体9之间的连接是通过在所述延伸部10和内面板41之间安置一个或多个连接凸缘12实现的。
为了优化声音衰减性能，壳体9的叶片保存延伸部10能够具有小凹槽，使得可能将进气口结构4的吸音面板41延伸至风扇6的叶片8，同时覆盖所述延伸部10。但是，这种方案具有上述的缺陷。
根据本发明，如图4至9所示，风扇6的壳体9不再与叶片保存延伸部连成一体，并且在机舱的上游方向上限定在基本位于风扇叶片处。
由此，壳体9基本上不再向机舱1的上游延伸，而是位于风扇6的叶片8的端部8b，并且所述壳体9经由凸缘15通过一个端部9a连接到内面板41，所述凸缘15能够在叶片8损坏的情况下确保对风扇6的叶片8进行保存。
这种设置在图5-9中被概略地示出。
有利地，凸缘15朝向进气口结构的上游纵向延伸，从而其两端与风扇6的叶片8的紧固脚部8a形成约为15°的角。
如图7所示，内吸音面板41能够仅部分地覆盖凸缘15。内面板41于是具有整体端(extrémitémonolithique)。这对于在内面板41自身需要结构加固的情况是有利的。在所述内面板41上的凸缘15的余下的覆盖足以不需要附加额外的接触表面，这就保持了组件的体积。
如图8所示，凸缘15能够部分地被内面板41覆盖并由面板90完成覆盖，所述面板90能够是耐磨的并配备壳体9，，所述面板90在凸缘15的下方朝向所述壳体端部9a的上游部分地延伸。在凸缘15下方的壳体9的延伸部91能够作为面板90和凸缘15之间的分界面。
如图9所示，凸缘15的长度使得可能确保对内面板41的足够覆盖，并且使得位于所述内面板41上的凸缘15安装到位于内面板41的整个下游区域的紧固装置42。壳体9的上游端部9a也具有非结构性的延伸部92，该延伸部92能够覆盖凸缘15的下游，并能够确保与内面板41的空气动力连续性。
当然，能够考虑其他结构。尤其是紧固装置42能够设置在凸缘15与壳体9的接合平面的上游(图9)或下游(未图示)，或者可以遵循内面板41的特定形状，而不需要沿着机舱的轴向呈直线排列。
尽管本发明已经结合特定的实施例予以描述，但是显然本发明并不局限于此，其包括了落入本发明保护范围内的所有技术上等同的手段及其结合。

Claims (9)

1.一种推进器组件，包括容纳涡轮喷气发动机的机舱(1)，所述推进器组件包括进气口结构(4)和中央结构(5)，所述进气口结构(4)能够将气流朝所述涡轮喷气发动机的风扇(6)引导，所述中央结构包括围绕所述风扇的壳体(9)，且所述进气口结构通过所述进气口结构的至少一个外周内面板(41)附接至所述中央结构，其特征在于，所述壳体围绕所述风扇基本延伸至其叶片(8)，所述进气口结构通过至少一个结构外周凸缘(15)经由所述内面板连接至所述壳体，所述结构外周凸缘(15)属于所述进气口结构并设计用来确保在至少一个叶片损坏的情况下对其进行保存。
2.根据权利要求1所述的推进器组件，其特征在于，所述结构凸缘(15)朝着所述进气口结构(4)的上游纵向延伸，从而延伸到与所述风扇(6)的所述叶片(8)的紧固脚部(8a)形成至少为15°角的扇区。
3.根据权利要求1或2所述的推进器组件，其特征在于，所述结构凸缘(15)为整个外周的。
4.根据权利要求3所述的推进器组件，其特征在于，所述结构凸缘(15)是连续的。
5.根据权利要求1-4中任一项所述的推进器组件，其特征在于，所述内面板(41)以至少一个吸音面板实现。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的推进器组件，其特征在于，所述进气口结构(4)的所述内面板(41)完全覆盖所述结构凸缘(15)。
7.根据权利要求5所述的推进器组件，其特征在于，所述进气口结构(4)的吸音面板(41)部分地覆盖所述结构凸缘(15)。
8.根据权利要求7所述的推进器组件，其特征在于，所述壳体(9)具有至少部分地在所述结构凸缘(15)下方延伸的内壁(90)。
9.根据权利要求7所述的推进器组件，其特征在于，所述壳体(9)具有延伸部(92)，所述延伸部(92)至少部分地在所述结构凸缘(15)上方延伸，从而覆盖介于所述凸缘和所述进气口结构(4)的所述内面板(41)之间的连接装置(42)。
CN2008801247818A 2008-01-29 2008-10-17 用于涡轮喷气发动机的机舱 Expired - Fee Related CN101910000B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR08/00472 2008-01-29
FR0800472A FR2926789B1 (fr) 2008-01-29 2008-01-29 Nacelle pour turboreacteur
PCT/FR2008/001464 WO2010000953A1 (fr) 2008-01-29 2008-10-17 Nacelle pour turboreacteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101910000A true CN101910000A (zh) 2010-12-08
CN101910000B CN101910000B (zh) 2013-12-25

Family

ID=39713903

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2008801247818A Expired - Fee Related CN101910000B (zh) 2008-01-29 2008-10-17 用于涡轮喷气发动机的机舱

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9051054B2 (zh)
EP (1) EP2234886B1 (zh)
CN (1) CN101910000B (zh)
BR (1) BRPI0821930A2 (zh)
CA (1) CA2711604A1 (zh)
ES (1) ES2441401T3 (zh)
FR (1) FR2926789B1 (zh)
RU (1) RU2471681C2 (zh)
WO (1) WO2010000953A1 (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103582597A (zh) * 2011-05-30 2014-02-12 埃尔塞乐公司 用于飞机发动机机舱的组件
CN107985612A (zh) * 2016-10-13 2018-05-04 空中客车运营简化股份公司 包括空气入口的管道和机动装置的管道之间的联接件的飞机机舱

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2459646B (en) * 2008-04-28 2011-03-30 Rolls Royce Plc A fan assembly
GB0907582D0 (en) 2009-05-05 2009-06-10 Rolls Royce Plc A duct wall for a fan of a gas turbine engine
FR2958980B1 (fr) * 2010-04-14 2013-03-15 Snecma Dispositif redresseur pour turbomachine
US10907651B2 (en) 2016-01-12 2021-02-02 Rolls-Royce Corporation Fan track liner subassembly angled upturn joint
FR3054527B1 (fr) * 2016-07-29 2019-08-30 Airbus Operations Ensemble pour aeronef comprenant un bouclier de protection contre un eclatement moteur, monte sur le carter d'un module de turbomachine
US11325717B2 (en) 2016-10-13 2022-05-10 Airbus Operations Sas Aircraft nacelle including a link between a conduit of an air inlet and a conduit of an engine
FR3082238A1 (fr) * 2018-06-11 2019-12-13 Airbus Operations Tuyere primaire d'un conduit d'ejection primaire d'une turbomachine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
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
US20050252195A1 (en) * 2004-04-27 2005-11-17 Airbus France Noise reduction assembly for aircraft turbojet
FR2898870A1 (fr) * 2006-03-24 2007-09-28 Aircelle Sa Structure de virole d'entree d'air
FR2903733A1 (fr) * 2006-07-12 2008-01-18 Airbus France Sas Turbomoteur pour aeronef.

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5259724A (en) * 1992-05-01 1993-11-09 General Electric Company Inlet fan blade fragment containment shield
FR2767560B1 (fr) * 1997-08-19 1999-11-12 Aerospatiale Ensemble reducteur de bruit pour turboreacteur d'aeronef
FR2847304B1 (fr) 2002-11-18 2005-07-01 Airbus France Nacelle de reacteur d'aeronef a attenuation acoustique
FR2903734B1 (fr) * 2006-07-12 2008-09-12 Airbus France Sas Turbomoteur pour aeronef.

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
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
US20050252195A1 (en) * 2004-04-27 2005-11-17 Airbus France Noise reduction assembly for aircraft turbojet
FR2898870A1 (fr) * 2006-03-24 2007-09-28 Aircelle Sa Structure de virole d'entree d'air
FR2903733A1 (fr) * 2006-07-12 2008-01-18 Airbus France Sas Turbomoteur pour aeronef.

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103582597A (zh) * 2011-05-30 2014-02-12 埃尔塞乐公司 用于飞机发动机机舱的组件
CN107985612A (zh) * 2016-10-13 2018-05-04 空中客车运营简化股份公司 包括空气入口的管道和机动装置的管道之间的联接件的飞机机舱
CN107985612B (zh) * 2016-10-13 2022-10-18 空中客车运营简化股份公司 包括空气入口的管道和机动装置的管道之间的联接件的飞机机舱

Also Published As

Publication number Publication date
US20110033286A1 (en) 2011-02-10
BRPI0821930A2 (pt) 2015-06-16
EP2234886B1 (fr) 2013-10-09
FR2926789B1 (fr) 2010-05-28
CN101910000B (zh) 2013-12-25
WO2010000953A1 (fr) 2010-01-07
RU2010134974A (ru) 2012-03-10
EP2234886A1 (fr) 2010-10-06
ES2441401T3 (es) 2014-02-04
CA2711604A1 (fr) 2010-01-07
RU2471681C2 (ru) 2013-01-10
US9051054B2 (en) 2015-06-09
WO2010000953A8 (fr) 2010-06-24
FR2926789A1 (fr) 2009-07-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101910000B (zh) 用于涡轮喷气发动机的机舱
US8231332B2 (en) Air inlet shroud structure
US7681399B2 (en) Turbofan engine cowl assembly and method of operating the same
US8186942B2 (en) Nacelle assembly with turbulators
US20080112801A1 (en) Turbofan engine cowl assembly and method of operating the same
CA2800049C (en) Seal for a variable area fan nozzle
US20140239083A1 (en) Pivot thrust reverser surrounding inner surface of bypass duct
US11613373B2 (en) Nozzle for a thermal anti-icing system
EP3441601B1 (en) Turbine engine thrust reverser stop
EP3254953A1 (en) Thermal insulaton blanket
US9488106B2 (en) Assembly formed by a turbine engine and a system for attaching it to an aircraft structure
US11084600B2 (en) Nacelle inlet with reinforcement structure
US8753072B2 (en) Turbojet engine nacelle
CN106574572B (zh) 用于带有叶栅叶片的推力反向器结构的后框架
EP2921684A1 (en) Integrated primary nozzle
US20140130889A1 (en) Air inlet structure for turbojet engine nacelle
US20220177149A1 (en) Air inlet duct for a nacelle of an aircraft propulsion assembly
US10370113B2 (en) Flow drag mitigation device
US20110214405A1 (en) Nacelle air intake structure
EP3632791B1 (en) Nacelle inlet with reinforcement structure
RU2804492C2 (ru) Воздухозаборник гондолы и гондола, содержащая такой воздухозаборник

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

Granted publication date: 20131225

Termination date: 20151017

EXPY Termination of patent right or utility model