CN106715267A - 将进气口紧固在飞机涡轮喷气发动机机舱的风扇外壳上的装置 - Google Patents

将进气口紧固在飞机涡轮喷气发动机机舱的风扇外壳上的装置 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于将进气口的下游端紧固在飞机涡轮喷气发动机舱的风扇外壳(30)上的装置(36)。所述进气口包括由内层(32)和包围吸音板(70)的外层(34)径向限定的吸音护罩(28)。所述装置(36)包括：第一凸缘(38)、第二L形凸缘(40)和套圈(50)，所述第一凸缘(38)刚性地固定到所述外壳(30)；第二L形凸缘(40)包括设置为连接到所述护罩(28)的基部(48)；套圈(50)设置为连接到所述第一凸缘(38)。所述装置特征在于包括突出部(56)，其从刚性连接至所述护罩(28)的外层(34)的上游段(58)纵向延伸到扩口下游段(60)，所述扩口下游段(60)与所述护罩(28)限定径向空间(62)，并且适于在不损坏所述护罩(28)的外层(34)的情况下，通过附接装置(61)附接在所述第二L形凸缘(40)的基部48上。

Description

将进气口紧固在飞机涡轮喷气发动机机舱的风扇外壳上的 装置
技术领域
本发明涉及一种飞机涡轮喷气发动机机舱的进气口。
更具体地，本发明涉及使进气口沿径向交界面表面紧固在发动机机舱的风扇外壳上的进气口结构的特定形状。
背景技术
飞机由若干个涡轮喷气发动机驱动，每个涡轮喷气发动机容纳在机舱内，机舱还容纳与其操作相关并在涡轮喷气发动机运行或停止时确保各种功能的附加致动装置的组件。
涡轮喷气发动机机舱通常具有基本上管状的结构，其沿空气流的流动方向从上游向下游沿纵向轴线延伸。
机舱包括在涡轮喷气发动机上游的进气口、用于包围涡轮喷气发动机的风扇的中间段、围绕涡轮喷气发动机的燃烧室用于引导二次空气流并可选地集成推力反向装置的下游段，并且通常结束于喷射喷嘴，喷射喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。
特别地，进气口包括形成前缘的环形入口唇缘，环形入口唇缘适于允许最佳地收集供给涡轮喷气发动机的风扇和内部压缩机所需的空气。在唇缘的下游，吸音下游结构将空气适当地引向风扇的叶片。
特别地，进气口的这种下游结构包括环形导管(也称为吸音进气口护罩)，环形导管的结构特别适于消除涡轮喷气发动机发出的噪声。
为此，护罩主要由吸音夹层结构构成，该吸音夹层结构包括同样形成空气导管的内层的可透声层、密封外层以及连接这两个层的预定高度的蜂窝芯，该芯通常是蜂窝状的，该组件构成消声器。
护罩在其下游部分通过包括紧固件的装置沿凸缘平面与风扇外壳组装在一起，该紧固件将进气口护罩和风扇外壳的凸缘彼此相对连接。
出于安全的目的，在风扇叶片损坏的情况下，凸缘平面必须位于风扇平面的叶片的上游。
此外，希望消除在凸缘平面上游和下游的发动机发出的噪声并且尽可能提高流动路径内表面的吸音效率，特别是进气口护罩的吸音表面的吸音效率。
为此，文献FR-A-2767560描述并阐述了一种装置，其包括第一L形凸缘和第二L形凸缘，第一L形凸缘固定到风扇外壳，第二L形凸缘的轴向基部铆接在护罩的外层上，并且第二L形凸缘的径向套圈紧固在第一凸缘上。
特别地，这种类型的装置具有以下缺点：护罩的内层和外层必须连接，以将它们在单个层中与第二L形凸缘的紧固区域相关联。
此外，将护罩中的外壳上游部分联锁实施起来是困难的，会引起悬垂的外壳上游部分振动不稳定。这也增加了联锁过程中零部件端部损坏的风险。
也已知文献FR-A-2869360提出了第二附加L形凸缘，其紧固到护罩的外层，这种类型的装置的缺点是外层穿孔。紧固件设置的质量很难检查，外层与内层之间的吸音腔的劣化使该区域的吸音效率降低。该文献还提出了直接粘合或制造在护罩外层的背面上的L形凸缘，然而，该装置存在以下风险：涡轮喷气发动机的操作导致连接内层和外层的蜂窝材料在机械变形过程中受到冲压。
文献FR-A-2959726所述和所示的装置也是已知的，其包括固定到外壳的第一凸缘和固定到护罩的第二凸缘。
通过提供连接到护罩的L形凸缘，凸缘移动到护罩外层的背面，以避免影响所述护罩的吸音处理，该装置具有优点，但这很难实施，而且价格昂贵。
发明内容
特别地，本发明旨在克服这些缺点，为此，涉及一种将进气口的下游端紧固在飞机涡轮喷气发动机机舱的风扇外壳上的装置，进气口包括具有环形形状的吸音护罩，吸音护罩沿纵向轴线从上游轴向地延伸到下游，并且由内层和包围吸音板的外层径向地限定，该装置包括第一凸缘、第二L形凸缘和套圈，第一凸缘固定到外壳，第二L形凸缘包括设置为连接到护罩的基部，套圈设置为连接到第二凸缘，其特征在于，该装置包括突出部，突出部从固定到护罩外层的上游段纵向延伸到扩口下游段，扩口下游段与护罩限定径向空间，并且适于在不损坏护罩外层的情况下，通过紧固装置紧固在第二L形凸缘的基部上。
根据本发明的装置设计简单，提供了将护罩紧固在风扇外壳上的便宜可靠的解决方案。
此外，本发明防止由护罩的外层、内层和吸音板构成的护罩吸音结构的完整性损坏，从而保持其完整性。
优选地，突出部具有围绕护罩的轴线延伸的圆环形状。
此外，护罩的吸音板从上游连续纵向延伸到下游，至少延伸至突出部的下游段。
环和第二凸缘各自可以由不同材料制成，材料选择为能最好地响应机械应力并满足强制的重量要求。
优选地，第二凸缘由金属材料制成。
这种类型的材料所提供的弹性强度大于复合材料的弹性强度，因此可以吸收重大的力而不断裂。
根据优选实施例，第二凸缘由多个独立部分制成，这些独立部分设置为以环形形状围绕护罩轴线。
此外，环由复合材料制成。
这种类型的材料提供适应于环所承受的机械应力的重量/阻抗折衷。
有利地，环具有波浪形状，其由围绕护罩轴线分布的凹部和凸起交替而成，所述凸起各自形成过宽的径向厚度，以促进第二L形凸缘的紧固。
另外，吸音板纵向地向下游延伸，超过第二L形凸缘的平面。
根据本发明装置的设计不允许通过紧固装置对吸音板进行穿孔，从而保持面板的所有吸音性能。
此外，该装置还包括径向地插入护罩的外层与环的扩口下游段之间的拐角部。
根据另一个特征，紧固装置包括多个金属连接件，金属连接件将环的扩口下游段连接在第二L形凸缘的基部上。
本发明还涉及一种前述的将进气口的下游端紧固在飞机涡轮喷气发动机机舱的风扇外壳上的装置的制造方法，其特征在于，突出部与护罩的外层一体形成。
附图说明
通过阅读以下详细说明，本发明的其他特征和优点将显而易见，为了理解，将参照附图，其中：
图1是纵向截面示意图，示出了飞机涡轮喷气发动机机舱；
图2是纵向截面示意图，示出了根据本发明将进气口护罩紧固在图1的机舱的风扇外壳上的装置；
图3是具有透视剖面图的细节图，示出了图2装置的第一凸缘和第二凸缘；
图4是具有透视剖面图的细节图，示出了根据一种变型的图2装置的第一凸缘和第二凸缘；
图5是具有透视剖面图的细节图，示出了用于将第二凸缘连接在图2装置的护罩上的环；
图6是横截面细节图，示出了用于将第二凸缘连接在图2装置的护罩上的环；
为了使说明书和权利要求书更清楚，将以非限制性的方式使用术语“纵向”、“垂直”和“横向”，其相对于附图所示的三面体L、V、T，三面体的轴线L平行于机舱的轴线A。
此外，将以非限制性方式使用术语“上”，“下”(其分别相对于图2的上部和下部)，以及术语“内”和“外”(相对于机舱的内部和机舱的外部)。
还应当注意的是，在本专利申请中，术语“上游”和“下游”必须被理解为相对于由机舱和涡轮喷气发动机形成的推进单元内的空气流的循环，也就是，从图1的左侧向右侧。
对于各种变型，为了简化说明，相同的附图标记可以用于相同的元件或确保相同的功能。
具体实施方式
图1示出了涡轮喷气发动机12的机舱10，其具有管状结构并且沿纵向轴线A沿根据图1从左到右的空气流的流动方向从上游向下游延伸。
机舱10包括：设置在涡轮喷气发动机12上游的进气口14，用于包围涡轮喷气发动机12的风扇18的中间段16，用于包围涡轮喷气发动机12的燃烧室并可选地集成推力反向装置(未示出)的下游段20，以及喷射喷嘴22。
特别地，进气口14包括形成前缘的环形入口唇缘24，以及形成吸音护罩28的下游管状结构，唇缘24附加在吸音护罩28上以将空气引向风扇18的叶片。
吸音护罩28通过风扇外壳30纵向延伸，以便引导空气流。
从图2可以看出，护罩28具有带轴线A的环形形状，护罩28沿着机舱10的纵向轴线A从上游向下游轴向延伸，并且由内层32和外层34径向限定，外层34包围蜂窝吸音板70。
内层32是透声的，例如由允许声波穿透它的穿孔层构成。
相反，外层是密封的，不透声的。
此外，吸音板70优选地是使内层32和外层34分隔开的蜂窝材料，吸音板70形成被设计为吸收和消除声波的空腔。
机舱10配备有将进气口14紧固在风扇外壳30上的装置36，更具体地将吸音护罩28紧固在外壳30上的装置36。
为此，紧固装置36包括第一金属凸缘38和第二L形金属凸缘40，第一金属凸缘38紧固在外壳30的上游端上，第二L形金属凸缘40紧固在护罩28的下游端上。
第一凸缘38具有环形基部42，环形基部42沿着机舱10的纵向轴线A大致轴向地延伸，并且通过机械连接装置(未示出)紧固在外壳30上，例如螺钉螺母组件，或例如通过任何其他紧固装置。
此外，第一凸缘38具有环形套圈44，环形套圈44从基部42径向向外突出并且限定与第二凸缘40相对设置的第一径向凸缘面46。
类似地，第二凸缘40具有环形基部48和环形套圈50，环形基部48沿着机舱10的纵向轴线A大致轴向地延伸。
第二凸缘40的套圈50从相关的基部48径向向外突出，套圈50限定第二径向凸缘面52，第二径向凸缘面52设置为与第一凸缘38的第一互补凸缘面46配合。
为此，第二凸缘面52和第一凸缘面46沿着径向凸缘平面P连接在一起，每个凸缘面限定一系列供紧固装置(例如螺钉螺母54组件)或例如任何其他紧固装置通过的孔。
优选地，第二凸缘40由金属合金制成，并且优选地由铝或钛合金制成。
这些合金在断裂之前具有高的阻抗和伸长率，特别适于制造在风扇叶片断裂的极端情况下必须承受由外壳30强加的严重变形的这种类型的凸缘。
根据一种变型，第二凸缘40可以由复合材料通过不连续和连续纤维的热压技术或纤维质地的RTM模压制成。
纤维优选地选自碳纤维和玻璃纤维，基质选自热固性环氧聚合物和聚芳醚酮族热塑性塑料。
此外，为了减小凸缘平面P右侧的平整度缺陷，可以加工第二凸缘40的套圈50和第一凸缘38的套圈44。
根据图3所示的优选实施例，第二凸缘40由多个扇形部分55制成，这些扇形部分55各自独立且相同，设置为围绕护罩28轴线的环形形状。
根据图3所示的示例，每个部分55限定三个孔，这些孔围绕轴线A均匀地分布，并且被设置为供第一凸缘38上的紧固装置通过。
根据图4所示的另一个实施例，第二凸缘40被制成环形整体件。
此外，但不限于，第二凸缘40可以由多个部分制成，这些部分通过附加连接装置彼此机械连接。
根据本发明的另一方面，装置36包括形成圆环56的突出部，圆环56围绕机舱10的轴线A延伸，从固定到护罩28外层34的上游段58纵向延伸到下游段60，下游段60适于通过紧固装置61紧固在第二L形凸缘40的基部48上。
应当注意的是，环56独立于第二凸缘40。
环56的下游段60具有大致截锥形扩口形状，该下游段60的径向截面沿着轴向方向从上游向下游逐渐增加，该扩口形状使得下游段60与护罩28的外层34限定径向空间62或空腔。
此外，环56由复合材料制成。
根据优选实施例，环56由连续的织物层制成，织物层预先用粘合剂(例如树脂)浸渍。
根据优选实施例，环56通过织物和/或纤维层的堆叠与护罩28的外层34同时制成，织物和/或纤维层可以部分地是外层34组成结构的一部分。
织物和/或纤维层用树脂浸渍并通过聚合反应增强。
此外，环56的层可以通过放置粘合剂预浸渍纤维或覆盖粘合剂预浸渍层的方法来实现。
环56还可以通过注射成型来实现，例如通过将树脂注射到设置在模具中的纤维预制件中的方法来实现，这类方法就是已知的“树脂传递成型”(英语缩写RTM)。
在其制成后，环56可以与护罩28的外层34的纤维层粘合或共烧。
在没有限制的情况下，环可以通过制造复合材料零部件的任何其他类型的方法制成。
为了构建在环56的下游段60与护罩28的外层34之间形成的径向空间62，可以插入可抽出的加工元件(未示出)，以便组件覆盖和聚合。
环56的下游段60从吸音护罩28径向移位，具有不会损坏由护罩28的外层34、内层32和吸音板70形成的吸音组件的几何形状的优点，因此，护罩28轴向地向下游连续延伸超出环56，并且可以延伸直至凸缘平面P，甚至可能延伸超出风扇外壳30的内部。
根据本发明的一个变型，装置36包括如图4所示的三角形截面拐角部64，拐角部64径向地插入护罩28的外层34与环56的下游段60之间。
拐角部64由例如复合材料制成，特别地避免或限制环56的下游段60发生变形，拐角部64可以具有闭环或开环的形状或由若干个角扇形构成。
参照图2，用于将环56的下游段60紧固在第二凸缘40的基部48上的装置61，包括多个金属连接件，例如螺钉螺母组件和/或铆钉组件。
这些紧固装置未在图3-5中示出。
第二凸缘40的基部48限定一系列供紧固装置61通过的孔65。
为了确保环56牢牢地紧固在第二凸缘40上，孔65分成两排，如图4所示交错分布或如图3所示彼此相对分布。
此外，必要时环56的下游段60可以经过加工，以促使环56的下游段60与相关联的第二凸缘40的基部48之间相互配合。
根据图5和图6所示的本发明的优选实施例，环56的下游段60具有波浪形状，下游段60由围绕护罩28轴线A分布的凹部66和凸起68交替而成。
从图6可以看出，凸起68各自形成过宽的径向厚度，以促进环56通过紧固装置61紧固在第二凸缘40上。
最后，参照图1，吸音板70纵向延伸超过第二L形凸缘40的平面P。
在没有限制的情况下，吸音板70可以仅延伸至凸缘平面P，由此外壳30包括设置在延伸部中的附加吸音板。
有利地，根据本发明的紧固装置36轻量的，设计简单、耐用可靠，并且允许将护罩28连接在外壳30上，而不对吸音板70进行穿孔，从而保持其所有的吸噪性能。
本发明还涉及一种上述装置36的制造方法。
根据该方法，突出部56与护罩28的外层34一体形成。
术语“与...一体形成”是指突出部56与护罩28的外层34一起实现，如上所述。

Claims (11)

1.一种将进气口(14)的下游端紧固在飞机涡轮喷气发动机(12)机舱(10)的风扇(18)外壳(30)上的装置(36)，所述进气口(14)包括具有环形形状的吸音护罩(28)，吸音护罩(28)沿着纵向轴线(A)从上游向下游轴向延伸，并且由内层(32)和包围吸音板(70)的外层(34)径向限定，所述装置(36)包括第一凸缘(38)、第二L形凸缘(40)和套圈(50)，所述第一凸缘(38)固定到所述外壳(30)，第二L形凸缘(40)包括设置为连接到所述护罩(28)的基部(48)，所述套圈(50)设置为连接到所述第一凸缘(38)，其特征在于，所述装置包括突出部(56)，突出部(56)从固定到所述护罩(28)的外层(34)的上游段(58)纵向延伸到扩口下游段(60)，所述扩口下游段(60)与所述护罩(28)限定径向空间(62)，并且适于在不使所述护罩(28)的外层(34)劣化的情况下，通过紧固装置(61)紧固在所述第二L形凸缘(40)的基部(48)上。
2.根据权利要求1所述的装置(36)，其特征在于，所述突出部(56)具有围绕所述护罩(28)的轴线(A)延伸的圆环形状。
3.根据权利要求1或2所述的装置(36)，其特征在于，所述护罩(28)的吸音板(70)从上游到下游纵向连续延伸，至少延伸至所述突出部(56)的下游段(60)。
4.根据前述权利要求中任一项所述的装置(36)，其特征在于，所述第二凸缘(40)由金属材料制成。
5.根据前述权利要求中任一项所述的装置(36)，其特征在于，所述第二凸缘(40)由多个独立部分(55)制成，所述独立部分(55)以环形形状设置为围绕所述护罩(28)的轴线(A)。
6.根据前述权利要求中任一项所述的装置(36)，其特征在于，所述突出部(56)由复合材料制成。
7.根据前述权利要求中任一项所述的装置(36)，其特征在于，所述突出部(56)具有波浪形状，波浪形状由围绕所述护罩(28)的轴线(A)分布的凹部(66)和凸起(68)交替而成，所述凸起(68)各自形成过宽的径向厚度，以促进所述第二L形凸缘(40)紧固在所述突出部(56)上。
8.根据前述权利要求中任一项所述的装置(36)，其特征在于，所述吸音板(70)纵向地向下游延伸超过所述第二L形凸缘(40)的平面。
9.根据前述权利要求中任一项所述的装置(36)，其特征在于，所述装置包括拐角部(64)，所述拐角部(64)径向地插入所述护罩(28)的外层(34)与所述突出部(56)的扩口下游段(60)之间。
10.根据前述权利要求中任一项所述的装置(36)，其特征在于，所述紧固装置(61)包括多个金属连接件，金属连接件将所述突出部(56)的扩口下游段(60)连接在所述第二L形凸缘(40)的基部(48)上。
11.一种根据前述权利要求中任一项所述的将进气口(14)的下游端紧固在飞机涡轮喷气发动机(12)机舱(10)的风扇(18)外壳(30)上的装置(36)的制造方法，其特征在于所述突出部(56)与所述护罩(28)的外层(34)一体形成。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109606708A (zh) * 2018-12-03 2019-04-12 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种小尺寸进气道结构制备方法
CN109693779A (zh) * 2017-10-24 2019-04-30 空中客车运营简化股份公司 带有集成有凸缘的玻璃和负荷传输与分布垫圈的飞行器风挡
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
CN114502832A (zh) * 2019-09-05 2022-05-13 赛峰航空陶瓷技术公司 具有柔性空气动力附接的喷射锥

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9764849B2 (en) * 2014-09-18 2017-09-19 The Boeing Company Method of attaching nacelle structure to minimize fatigue loading
FR3033839B1 (fr) * 2015-03-16 2018-09-28 Safran Aircraft Engines Ensemble pour turbomachine d'aeronef comprenant un carter de soufflante equipe d'un revetement acoustique integrant un raidisseur de carter de soufflante
US20180283212A1 (en) * 2015-10-30 2018-10-04 Siemens Energy, Inc. System and method for attaching a non-metal component to a metal component
US10961950B2 (en) * 2016-11-03 2021-03-30 The Boeing Company Fan nacelle trailing edge
US10589869B2 (en) * 2018-07-25 2020-03-17 General Electric Company Nacelle inlet lip fuse structure
US11448161B2 (en) * 2018-09-10 2022-09-20 Rohr, Inc. Acoustic fairing
FR3087827B1 (fr) * 2018-10-25 2020-10-09 Safran Aircraft Engines Carter de soufflante en materiau composite comprenant des brides metalliques
US11313324B2 (en) * 2019-04-12 2022-04-26 Rolls-Royce Corporation Systems and methods of acoustic dampening in a gas turbine engine
FR3097902B1 (fr) * 2019-06-27 2023-03-17 Safran Aircraft Engines Turbomachine d’aeronef a enveloppe en materiau au moins partiellement composite

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2010434A (en) * 1977-12-16 1979-06-27 Rolls Royce Bolted, Flanged Joint
US6123170A (en) * 1997-08-19 2000-09-26 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Noise reducing connection assembly for aircraft turbine housings
CN101410300A (zh) * 2006-03-24 2009-04-15 埃尔塞乐公司 空气入口护罩结构
WO2012175850A1 (fr) * 2011-06-24 2012-12-27 Safran Panneaux acoustiques de carter de turbomachine munis de dispositifs d'accrochage ameliores
FR2988778B1 (fr) * 2012-03-29 2014-03-21 Aircelle Sa Structure d'entree d'air de nacelle de turboreacteur de type laminaire

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2840647B1 (fr) * 2002-06-05 2004-10-29 Airbus France Dispositif pour le raccordement de deux pieces tubulaires de turboreacteur d'aeronef
FR2869360B1 (fr) 2004-04-27 2006-07-14 Airbus France Sas Ensemble reducteur de bruit pour turboreacteur d'aeronef
FR2936223B1 (fr) * 2008-09-23 2010-09-17 Airbus France Dispositif de liaison entre une entree d'air et une motorisation d'une nacelle d'aeronef
FR2959726B1 (fr) 2010-05-07 2013-05-31 Aircelle Sa Ensemble pour systeme propulsif d'aeronef
FR2966127B1 (fr) * 2010-10-15 2013-06-14 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef incorporant au moins une cloison radiale entre deux conduits
US9151181B2 (en) * 2012-06-19 2015-10-06 United Technologies Corporation Metallic rails on composite fan case

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2010434A (en) * 1977-12-16 1979-06-27 Rolls Royce Bolted, Flanged Joint
US6123170A (en) * 1997-08-19 2000-09-26 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Noise reducing connection assembly for aircraft turbine housings
CN101410300A (zh) * 2006-03-24 2009-04-15 埃尔塞乐公司 空气入口护罩结构
WO2012175850A1 (fr) * 2011-06-24 2012-12-27 Safran Panneaux acoustiques de carter de turbomachine munis de dispositifs d'accrochage ameliores
FR2988778B1 (fr) * 2012-03-29 2014-03-21 Aircelle Sa Structure d'entree d'air de nacelle de turboreacteur de type laminaire

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109693779A (zh) * 2017-10-24 2019-04-30 空中客车运营简化股份公司 带有集成有凸缘的玻璃和负荷传输与分布垫圈的飞行器风挡
CN109693779B (zh) * 2017-10-24 2024-06-14 空中客车运营简化股份公司 带集成有凸缘的玻璃和负荷传输与分布垫圈的飞行器风挡
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
CN109606708A (zh) * 2018-12-03 2019-04-12 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种小尺寸进气道结构制备方法
CN114502832A (zh) * 2019-09-05 2022-05-13 赛峰航空陶瓷技术公司 具有柔性空气动力附接的喷射锥
CN114502832B (zh) * 2019-09-05 2023-11-21 赛峰航空陶瓷技术公司 具有柔性空气动力附接的喷射锥

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