CN106555704B - 用于航空器发动机的后缘型芯舱排气口 - Google Patents

用于航空器发动机的后缘型芯舱排气口 Download PDF

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Abstract

本发明涉及用于航空器发动机的后缘型芯舱排气口。一种涡轮发动机喷嘴能够包括从发动机型芯区延伸至包围发动机尾椎的环形壁末端的主外壁，以形成型芯喷嘴。所述涡轮发动机喷嘴也包括从发动机型芯区延伸至环形罩末端的单一发动机型芯罩，以形成型芯舱排气口喷嘴。所述型芯舱排气口喷嘴从单一发动机型芯罩和主外壁之间的后缘中的型芯舱排出空气。

Description

用于航空器发动机的后缘型芯舱排气口
背景技术
目前，航空器发动机喷嘴通过尾部环形排气口排出型芯舱空气。典型地，所述型芯舱排气口将发动机型芯罩分离为前部和尾部。在传统的布置中，主喷嘴外壁可经受高声波疲劳载荷并可需要为更厚，以补偿高声波疲劳载荷。此外，可需要设计尾部整流罩隔热板，以允许其与主喷嘴外壁之间的间隙。由于更长的喷嘴，可需要更长的尾部整流罩和其隔热板。
发明内容
本公开的方面涉及涡轮发动机喷嘴。所述涡轮发动机喷嘴包括从发动机型芯区延伸至包围发动机尾椎的环形壁末端的主外壁，以形成型芯喷嘴。所述涡轮发动机喷嘴还包括从发动机型芯区延伸至环形罩末端的单一发动机型芯罩，以形成型芯舱排气口喷嘴。所述型芯舱排气口喷嘴从单一发动机型芯罩和主外壁之间的后缘中的型芯舱排放空气。
本公开的方面涉及航空器发动机。所述航空器发动机包括导管风扇和涡轮发动机型芯，所述导管风扇包括用于排出风扇空气流的风扇空气流出口。所述涡轮发动机型芯包括用于从涡轮发动机型芯排出型芯空气流的型芯喷嘴。所述涡轮发动机型芯也包括用于从型芯舱排出型芯舱排气口空气流的型芯舱排气口喷嘴。所述型芯舱排气口喷嘴从风扇空气流和型芯空气流之间的后缘排出型芯排气口空气。
本公开的方面涉及航空器。所述航空器包括航空器主体，该航空器主体包括机身和至少一个机翼以及至少一个航空器发动机。至少一个航空器发动机包括导管风扇和涡轮发动机型芯，所述导管风扇包括用于排出风扇空气流的风扇空气流出口。所述涡轮发动机型芯包括用于从涡轮发动机型芯排出型芯空气流的型芯喷嘴。所述涡轮发动机型芯也包括用于从型芯舱排气口排出型芯舱排气口空气流的型芯舱排气口喷嘴。所述型芯舱排气口喷嘴从风扇空气流和型芯空气流之间的后缘排出型芯舱排气口空气。
附图说明
图1示出根据本公开的各方面的航空器的示例。
图2A和图2B示出根据本公开的各方面的用于航空器的发动机的三维(3D)局部视图。
图3示出根据本公开的各方面的用于航空器的发动机的二维(2D)截面视图。
图4示出传统型芯舱排气口装置的示例。
图5A和图5B示出传统发动机和本公开的方面之间的比较。
具体实施方式
为了简化和说明的目的，本教导的原理主要通过参考其各种实施方式的示例来描述。然而，本领域普通技术人员将容易认识到，这些相同的原理也可应用于所有类型的信息和系统并能够在其中实施，且任何这种变化不脱离本教导的真实精神和范围。此外，在以下详细描述中，参考示出各种实施方式的特定示例的附图。在不脱离本教导的精神和范围的情况下，能够对各种实施方式的示例进行逻辑和结构的改变。因此，以下详细描述不被理解为限制意义，并且本教导的范围由所附权利要求及其等价形式来限定。
图1示出航空器100的示例，其中根据本公开的方面，发动机102能够包括通过组合带有型芯舱尾部环形排气口的型芯罩的后缘来封装成更小或更轻配置的部件，从而降低重量并改善性能。尽管图1示出包含在航空器100中的各种部件，但图1示出航空器的一个示例，并能够增添附加部件以及能够移除现有部件。
如图1所示，航空器100能够包括发动机102。所述发动机102能够提供用于航空器100的推动力和用于航空器100的电源系统的电力。所述发动机102能够是任意类型的发动机，例如是涡轮风扇(或风扇喷射)发动机。虽然图1示出一个发动机，但航空器100能够包括由航空器100所需的任何数目的发动机。如图1所示，发动机102能够被联接到航空器100的机翼。虽然图1示出发动机102被联接到机翼，但发动机102能够根据需要被定位在航空器100上的任意位置。
在各方面中，所述发动机102能够是任何类型的航空器发动机，例如，涡轮风扇发动机。例如，对于涡轮风扇，发动机102能够包括涡轮发动机(也被称为型芯)和导管风扇。所述涡轮能够从燃烧获得机械能并将能量转换为推进力。导管风扇能够使用来自涡轮的机械能以向后加速空气。在该示例中，穿过发动机102的空气的风扇部分能够绕开型芯。风扇空气和型芯空气两者能够有助于推力。发动机102能够通过这两部分协调工作的组合产生推力。发动机102也能够经由型芯舱排气口通过发动机102的部件传送一部分空气。需要排气口流的该舱能够被称为型芯舱，因为其包围发动机型芯并且其包含发动机操作所需的许多部件。这些部件中的许多会需要冷却空气流，以便维持低于其各自的温度限制。根据本公开的方面，所述部件能够通过组合带有型芯舱尾部环形排气口的型芯罩的后缘而被封装成更小或更轻的配置，从而降低重量并改善性能。所述型芯舱排气口能够为发动机102部件提供冷却。
图2A和图2B示出根据本公开的方面的发动机102的三维(3D)局部视图。虽然图2A和图2B示出包含在发动机102中的各种部件，但图2A和图2B示出航空器发动机的一个示例，并可添加附加部件且可移除现有部件。此外，尽管图2A和图2B仅示出发动机102的一半，但应当理解，所述发动机102包括能够对称地形成为所示出一半的附加一半。如在图2A所示，发动机102能够包括通常被称为引擎舱的发动机盖104。所述引擎舱104能够被配置为圆柱形状。所述引擎舱104能够覆盖发动机102的部件。所述引擎舱104能够由任何材料构成，以提供发动机102的结构覆盖。
发动机102能够包括型芯或型芯舱。所述型芯能够包括涡轮和相关系统，该相关系统控制涡轮并向涡轮提供动力。所述型芯可由任何材料构成，以提供型芯的功能。所述型芯能够位于引擎舱104的内部。引擎舱104和型芯之间的环形区域能够形成用于来自发动机102的风扇的空气流的旁路路径。引擎舱104和型芯能够在引擎舱104的末端部处形成风扇出口112。
发动机102能够包括单一型芯罩106。所述单一型芯罩106能够联接到型芯的末端。所述单一型芯罩106能够形成发动机102的设计所需的任何形状。例如，所述单一型芯罩106能够形成圆柱或圆锥形状。所述单一型芯罩106能够由任何材料构成，以提供所述单一型芯罩106的功能。
发动机102也能够包括主外壁108。所述主外壁108能够形成发动机102的设计所需的任何形状。例如，所述主外壁108能够形成圆柱或圆锥形状。所述主外壁108能够限定用于主要或型芯空气的空气流路径。所述主外壁108能够由任何材料构成，以提供主外壁108的功能。发动机102同样可包括插塞(或尾椎)110。所述插塞110能够由任何材料构成，以提供所述插塞110的功能。所述主外壁108和所述插塞110能够形成型芯喷嘴114。所述型芯喷嘴114能够将来自涡轮的型芯空气流引导到发动机102的后部外。
在各方面中，所述单一型芯罩106和主外壁108之间的环形区域能够形成型芯舱排气口喷嘴116。所述型芯舱排气口喷嘴116能够经配置以通过如图2B所示的风扇流和所述型芯空气流之间的大的后缘区域从型芯舱排出型芯舱排气口流。如图2B所示，所述型芯舱排气口喷嘴116在发动机102后部的整个圆周周围形成圆环形区域。所述型芯舱排气口流能够在发动机的整个圆周周围被排出进入风扇空气流和型芯空气流之间的后缘。
图3示出根据本公开的方面的发动机102的二维(2D)截面视图。虽然图3示出包含在发动机102中的各种部件，但图3示出航空器发动机的一个示例，并能够添加附加部件以及能够移除现有部件。
如图3所示，所示单一型芯罩106和主外壁108之间的环形区域能够形成型芯舱排气口喷嘴116。所述型芯舱排气口喷嘴116能够经配置以通过在风扇流和型芯流之间的大的后缘从所述型芯舱排出空气流。在一些方面，所述单一型芯罩106的末端和主外壁108的末端能够被形成为大致平面对齐(planar alignment)。在一些方面，所述单一型芯罩106的末端能够被形成为从所述主外壁108的末端凹进。
图4示出传统发动机200的传统型芯舱排气口装置的示例。如图4所示，传统的发动机200的传统型芯舱排气口装置包括前型芯罩(forward core cowl)202和尾部型芯罩204。所述前型芯罩202和尾部型芯罩204形成型芯舱排气口喷嘴206。此外，传统的发动机200的传统的型芯舱排气口包括蝙蝠翼斜面208。传统的发动机200还包括形成隔热板间隙210的隔热板209。传统的发动机200同样包括尾部整流罩212。在传统的排气口装置中，所述型芯喷嘴外壁可经受声波疲劳问题，并可需要更大的厚度以补偿高热载荷。此外，可需要设计尾部整流罩隔热板以允许其与型芯喷嘴外壁之间的间隙，以适应发动机和尾部整流罩(未编号)和隔热板(未编号)之间的相对运动。由于更长的喷嘴，可需要更长的尾部整流罩和其隔热板。
如以上在图2A和图2B以及图3所讨论的方面中，所述型芯舱空气将在所述单一型芯罩106和所述主外壁108之间的后缘中排出。图5A和图5B示出在图5A所示的发动机102中的空气流和在图5B所示的传统发动机200中的空气流之间差异的示例。如图5B所示，所述传统发动机能够包括前型芯罩202、尾部型芯罩204和插塞205。如图5A(并且以上参考图3所讨论的)所示，发动机102能够包括单一型芯罩106、主外壁108和插塞110。在发动机102中，当与传统的发动机200比较时，则能够移除尾部型芯罩204，并且能够通过风扇流和型芯流之间的大的后缘排出所述型芯舱排气口空气。此外，由于缺少单一型芯罩106和尾部整流罩(未编号)之间的相对运动，能够消除尾部整流罩隔热板和型芯喷嘴之间的典型间隙。将风扇空气从前型芯罩202过渡至尾部型芯罩204的蝙蝠翼斜面208能够被移除。
同样地，发动机102能够允许更短的型芯喷嘴、尾部型芯罩的消除、型芯喷嘴至隔热板间隙的消除以及型芯喷嘴的简化。例如，如图5A所示，与尾部型芯罩204相比，尾部型芯罩204的移除(removal)允许主外壁108的长度差异。即，发动机102的主外壁108可比传统发动机200中的尾部型芯罩204短。在发动机102中，型芯喷嘴114可被暴露以降低热应力，并可更短和更轻。此外，插塞110可更短和更轻。由于所期望的长度上的降低，喷嘴将更轻。由于长度降低，尾部整流器同样可更短和更轻。因此，发动机102可使能够降低重量，以及通过降低摩擦表面损失而使更高的喷嘴性能成为可能。
条款1.一种涡轮发动机喷嘴，其包括：
主外壁，其从发动机型芯区延伸至包围发动机尾锥的环形壁末端，以形成型芯喷嘴；以及
单一发动机型芯，其从所述发动机型芯区延伸至环形罩末端，以形成型芯舱排气口喷嘴，其中所述型芯舱排气口喷嘴从所述单一发动机型芯罩和所述主外壁之间的后缘中的型芯舱排出空气。
条款2.根据条款1所述的涡轮发动机喷嘴，其中所述单一发动机型芯罩从所述发动机型芯区延伸至与所述环形壁末端大致平面对齐的环形罩末端。
条款3.根据条款1所述的涡轮发动机喷嘴，其中所述型芯舱排气口喷嘴在所述单一发动机型芯罩和所述主外壁之间形成环形区域。
条款4.根据条款1所述的涡轮发动机喷嘴，其中所述单一发动机型芯罩从所述发动机型芯区延伸至从所述环形壁末端凹进的环形罩末端。
条款5.一种航空器发动机，其包括：
导管风扇，其包括用于排出风扇空气流的风扇空气流出口；以及
涡轮发动机型芯，其包括：
型芯喷嘴，其用于排出从所述涡轮发动机型芯排出型芯空气流，以及
型芯舱排气口喷嘴，其用于从型芯舱排出型芯舱排气口空气流，其中所述型芯舱排气口喷嘴在所述风扇空气流和所述型芯空气流之间的后缘处排出型芯舱排气口空气流。
条款6.根据条款5所述的航空器发动机，其中所述涡轮发动机型芯包括：
主外壁，其从发动机型芯区延伸至包围发动机尾锥的环形壁末端，以形成所述型芯喷嘴；以及
单一发动机型芯罩，其从所述发动机型芯区延伸至环形罩末端，以形成所述型芯舱排气口喷嘴。
条款7.根据条款6所述的航空器发动机，其中所述单一发动机型芯罩从所述发动机型芯区延伸至与所述环形壁末端大致平面对齐的环形罩末端。
条款8.根据条款6所述的航空器发动机，其中所述型芯舱排气口喷嘴在所述单一发动机型芯罩和所述主外壁之间形成环形区域。
条款9.根据条款6所述的航空器发动机，其中所述单一发动机型芯罩从所述发动机型芯区延伸至从所述环形壁末端凹进的环形罩末端。
条款10.根据条款5所述的航空器发动机，其进一步包括：
发动机盖，其至少部分地封闭所述导管风扇和所述涡轮发动机型芯。
条款11.一种航空器，其包括：
航空器主体，其包括机身和至少一个机翼；以及
至少一个航空器发动机，所述至少一个航空器发动机包括：
导管风扇，其包括用于排出风扇空气流的风扇空气流出口，以及
涡轮发动机型芯，其包括：
型芯喷嘴，其用于从所述涡轮发动机型芯排出型芯空气流，以及
型芯舱排气口喷嘴，其用于从型芯舱排出型芯舱排气口空气流，其中所述型芯舱排气口喷嘴通过所述风扇空气流和所述型芯空气流之间的后缘排出型芯舱排气口空气流。
条款12.根据条款11所述的航空器，其中所述涡轮发动机型芯包括：
主外壁，其从发动机型芯区延伸至包围发动机尾锥的环形壁末端，以形成所述型芯喷嘴；以及
单一发动机型芯罩，其从所述发动机型芯区延伸至环形罩末端，以形成所述型芯舱排气口喷嘴。
条款13.根据条款12所述的航空器，其中所述单一发动机型芯罩从所述发动机型芯区延伸至与所述环形壁末端大致平面对齐的环形罩末端。
条款14.根据条款12所述的航空器，其中所述型芯舱排气口喷嘴在所述单一发动机型芯罩和所述主外壁之间形成环形区域。
条款15.根据条款12所述的航空器，其中所述单一发动机型芯罩从所述发动机型芯区延伸至从所述环形壁末端凹进的环形罩末端。
条款16.根据条款11所述的航空器，其进一步包括：
发动机盖，其至少部分地封闭所述导管风扇和所述涡轮发动机型芯。
条款17.根据条款11所述的航空器，其中所述至少一个航空器发动机联接到所述至少一个机翼。
尽管已经参考其实施方式的示例描述所述教导，但在不脱离真实精神和范围的情况下，本领域的技术人员将能够对所描述的实施方式进行各种修改。本文使用的术语和描述仅以说明的形式给出，并非意味着限制。具体地，尽管已经通过实例描述所述过程，但能够以与所示不同的顺序或同时执行所述过程的阶段。此外，关于在具体实施方式中使用的术语“包括”、“包含”、“具有”、“带有”或其变化的程度，这些术语旨在以与术语“包括”相似的方式包括在内。如本文所使用，术语“一个或多个”和“至少一个”相对于项目列表，诸如，例如，A和B表示单独的A、单独的B，或A和B。进一步地，除非另外指定，否则术语“组”应该被理解为“一个或多个”。同样，术语“联接”旨在表示间接或直接地连接。因此，如果第一设备联接到第二设备，则连接可通过直接连接，或经由其他设备、部件和连接件间接地连接。

Claims (18)

1.一种涡轮发动机喷嘴，其包括：
主外壁，其直接联接到发动机型芯的后端并从发动机型芯区延伸至包围发动机尾锥的环形壁末端，所述主外壁形成型芯喷嘴；以及
单一发动机型芯罩，其从所述发动机型芯区延伸至环形罩末端，以形成型芯舱排气口喷嘴，
其中：
所述型芯舱排气口喷嘴经配置从所述单一发动机型芯罩和所述主外壁之间的后缘中的型芯舱排出空气，并且
在所述单一发动机型芯罩和所述主外壁之间的所述后缘处，所述主外壁平行于所述单一发动机型芯罩。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机喷嘴，其中所述单一发动机型芯罩从所述发动机型芯区延伸至与所述环形壁末端平面对齐的环形罩末端。
3.根据权利要求1所述的涡轮发动机喷嘴，其中所述型芯舱排气口喷嘴包括在所述单一发动机型芯罩的所述环形罩末端和所述主外壁的所述环形壁末端之间的环形区域。
4.根据权利要求1所述的涡轮发动机喷嘴，其中所述型芯舱排气口喷嘴包括围绕所述发动机尾椎的整个圆周的环形区域。
5.根据权利要求4所述的涡轮发动机喷嘴，其中所述型芯舱排气口喷嘴经配置将所述发动机尾椎的整个圆周周围的空气排出到在所述单一发动机型芯罩的外侧流动的风扇空气流和在所述主外壁和所述发动机尾椎之间流动的型芯空气流之间的后缘中。
6.根据权利要求1所述的涡轮发动机喷嘴，其中所述单一发动机型芯罩包括仅一个型芯罩并且所述涡轮发动机喷嘴没有任何其他的型芯罩。
7.根据权利要求1所述的涡轮发动机喷嘴，其中所述涡轮发动机喷嘴没有经配置从所述单一发动机型芯罩过渡所述空气的任何蝙蝠翼斜面。
8.一种航空器发动机，其包括：
导管风扇，其包括用于排出风扇空气流的风扇空气流出口；
涡轮发动机型芯，其包括：
型芯喷嘴，其用于从所述涡轮发动机型芯排出型芯空气流，
型芯舱排气口喷嘴，其用于从型芯舱排出型芯舱排气口空气流，以及
发动机尾椎，
其中所述型芯舱排气口喷嘴经配置在所述风扇空气流和所述型芯空气流之间的后缘处排出型芯舱排气口空气流；并且
其中所述涡轮发动机型芯进一步包括：
主外壁，其直接联接到发动机型芯的后端并从发动机型芯区延伸至包围所述发动机尾锥的环形壁末端，所述主外壁形成型芯喷嘴；以及
单一发动机型芯罩，其从所述发动机型芯区延伸至环形罩末端，所述单一发动机型芯罩形成所述型芯舱排气口喷嘴；以及
在所述单一发动机型芯罩和所述主外壁之间的所述后缘处，所述主外壁平行于所述单一发动机型芯罩。
9.根据权利要求8所述的航空器发动机，其中所述型芯舱排气口喷嘴包括围绕所述发动机尾椎的整个圆周的环形区域。
10.根据权利要求8所述的航空器发动机，其中所述单一发动机型芯罩从所述发动机型芯区延伸至与所述环形壁末端平面对齐的环形罩末端。
11.根据权利要求8所述航空器发动机，其中所述型芯舱排气口喷嘴包括在所述单一发动机型芯罩和所述主外壁之间的环形间隙。
12.根据权利要求8所述的航空器发动机，其中所述单一发动机型芯罩从所述发动机型芯区延伸至从所述环形壁末端凹进的环形罩末端。
13.根据权利要求8所述航空器发动机，其进一步包括：
发动机盖，其至少部分地封闭所述导管风扇和所述涡轮发动机型芯。
14.一种航空器，其包括：
航空器主体，其包括机身和至少一个机翼；以及
至少一个航空器发动机，所述至少一个航空器发动机包括：
导管风扇，其包括用于排出风扇空气流的风扇空气流出口，以及
涡轮发动机型芯，其包括：
型芯喷嘴，其用于从所述涡轮发动机型芯排出型芯空气流，
型芯舱排气口喷嘴，其用于从型芯舱排出型芯舱排气口空气流，以及
发动机尾椎，
其中所述型芯舱排气口喷嘴通过所述风扇空气流和所述型芯空气流之间的后缘排出型芯舱排气口空气流，并且
其中所述涡轮发动机型芯包括：
主外壁，其直接联接到发动机型芯的后端并从发动机型芯区延伸至包围所述发动机尾锥的环形壁末端，所述主外壁形成型芯喷嘴；以及
单一发动机型芯罩，其从所述发动机型芯区延伸至环形罩末端，所述单一发动机型芯罩形成所述型芯舱排气口喷嘴；以及
在所述单一发动机型芯罩和所述主外壁之间的所述后缘处，所述主外壁平行于所述单一发动机型芯罩。
15.根据权利要求14所述的航空器，其中所述型芯舱排气口喷嘴包括围绕所述发动机尾椎的整个圆周的环形区域。
16.根据权利要求14所述的航空器，其中所述单一发动机型芯罩从所述发动机型芯区延伸至与所述环形壁末端平面对齐的环形罩末端。
17.根据权利要求14所述的航空器，其中所述型芯舱排气口喷嘴包括在所述单一发动机型芯罩和所述主外壁之间的环形间隙；以及
其中所述单一发动机型芯罩从所述发动机型芯区延伸至从所述环形壁末端凹进的环形罩末端。
18.根据权利要求14所述的航空器，其进一步包括：
发动机盖，其至少部分地封闭所述导管风扇和所述涡轮发动机型芯。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10989114B2 (en) 2018-03-07 2021-04-27 The Boeing Company Systems and methods for cooling bleed air from an aircraft engine
FR3082551B1 (fr) * 2018-06-13 2021-01-08 Airbus Operations Sas Systeme de propulsion d'un aeronef comportant une structure interieure fixe presentant une fente d'evacuation
US11746726B2 (en) 2020-05-05 2023-09-05 Rohr, Inc. Aircraft propulsion system nozzle with internal flow passage

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3527317A (en) * 1969-04-18 1970-09-08 Gen Electric Sound control of turbofan engines
US3780827A (en) * 1972-12-19 1973-12-25 Nasa Gas turbine exhaust nozzle
CA1020365A (en) * 1974-02-25 1977-11-08 James E. Johnson Modulating bypass variable cycle turbofan engine
US3946830A (en) * 1974-09-06 1976-03-30 General Electric Company Inlet noise deflector
US3964568A (en) * 1974-09-06 1976-06-22 General Electric Company Gas turbine engine noise shield
US3964569A (en) * 1974-09-06 1976-06-22 General Electric Company Gas turbine engine noise shield
US5056307A (en) * 1990-05-25 1991-10-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Exhaust nozzle cooling utilizing total engine flow
GB2312251B (en) * 1996-04-18 1999-10-27 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine mounting
US6227800B1 (en) * 1998-11-24 2001-05-08 General Electric Company Bay cooled turbine casing
BR0311164A (pt) * 2002-05-21 2005-08-16 Nordam Group Inc Bocal com turbo-ventilador bifurcado
FR2890696B1 (fr) * 2005-09-12 2010-09-17 Airbus France Turbomoteur a bruit de jet attenue
US8061145B2 (en) * 2005-09-27 2011-11-22 Volvo Aero Corporation Arrangement for propelling an aircraft, aircraft and outlet nozzle for a jet engine
FR2892152B1 (fr) * 2005-10-19 2007-11-23 Airbus France Sas Turbomoteur a bruit de jet attenue
FR2896276B1 (fr) * 2006-01-19 2008-02-15 Airbus France Sas Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur.
JP2007285245A (ja) * 2006-04-19 2007-11-01 Japan Aerospace Exploration Agency 騒音抑制装置
GB2437295B (en) * 2006-04-20 2008-06-25 Rolls Royce Plc Aeroengine ventilation system
FR2904663B1 (fr) * 2006-08-01 2012-02-03 Snecma Turbomachine a double flux a variation artificielle de sa section de col
US7726116B2 (en) * 2006-11-14 2010-06-01 General Electric Company Turbofan engine nozzle assembly and method of operating same
US20080114656A1 (en) * 2006-11-15 2008-05-15 Airport Marketing Income, L.L.C. Airport radio
US7805924B2 (en) * 2006-11-30 2010-10-05 United Technologies Corporation Thermally decoupled mixer
FR2916808B1 (fr) * 2007-05-31 2013-02-22 Airbus France Turbomoteur a double flux a tuyere de flux chaud perfectionnee.
FR2916737B1 (fr) * 2007-06-01 2010-05-28 Airbus France Ensemble moteur pour aeronef a nacelle coulissante.
FR2934566B1 (fr) * 2008-08-04 2011-03-11 Aircelle Sa Procede de fabrication d'un ensemble de degivrage sur un panneau d'une nacelle.
FR2942457B1 (fr) * 2009-02-24 2011-04-22 Snecma Nacelle de turboreacteur a structure d'entree d'air amovible
US8181441B2 (en) * 2009-02-27 2012-05-22 United Technologies Corporation Controlled fan stream flow bypass
US9388740B2 (en) * 2012-02-15 2016-07-12 The Boeing Company Thermoelectric generator in turbine engine nozzles
US9347397B2 (en) * 2012-08-02 2016-05-24 United Technologies Corporation Reflex annular vent nozzle
FR2997681B1 (fr) * 2012-11-08 2015-05-15 Snecma Avion propulse par un turboreacteur a soufflantes contrarotatives
EP2959146B1 (en) * 2013-02-19 2018-04-04 United Technologies Corporation Turbofan engine including third flowpath exhaust nozzle
US9863366B2 (en) * 2013-03-13 2018-01-09 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Exhaust nozzle apparatus and method for multi stream aircraft engine
FR3028289B1 (fr) * 2014-11-06 2019-12-27 Airbus Operations (S.A.S.) Turbomachine d'aeronef comprenant un boitier d'admission d'air a profil aerodynamique variable

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