CN114248907A - 航空发动机短舱的入口部和航空发动机短舱 - Google Patents

航空发动机短舱的入口部和航空发动机短舱 Download PDF

Info

Publication number
CN114248907A
CN114248907A CN202011004715.6A CN202011004715A CN114248907A CN 114248907 A CN114248907 A CN 114248907A CN 202011004715 A CN202011004715 A CN 202011004715A CN 114248907 A CN114248907 A CN 114248907A
Authority
CN
China
Prior art keywords
ring
inner ring
aircraft engine
engine nacelle
inlet portion
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
CN202011004715.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114248907B (zh
Inventor
白杰
余天竑
何玉军
李雪
打玉宝
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.)
AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Original Assignee
AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
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 AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd filed Critical AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority to CN202011004715.6A priority Critical patent/CN114248907B/zh
Publication of CN114248907A publication Critical patent/CN114248907A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114248907B publication Critical patent/CN114248907B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • 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
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种航空发动机短舱的入口部和航空发动机短舱。航空发动机短舱的入口部包括至少两个内壁分板和主体框架，主体框架包括第一框架、第二框架和轴向连接梁，第一框架包括第一内环和位于第一内环的径向外侧且与第一内环连接的第一外环，第二框架包括第二内环和位于第二内环的径向外侧且与第二内环连接的第二外环，第一框架和第二框架同轴设置且轴向连接梁连接于第一内环和第二内环之间，至少两个内壁分板沿周向依次围绕设置于第一内环和第二内环上。本发明的入口部将主体框架设置为整体式结构，且将内壁板设置为至少两个内壁分板的形式，当内壁板局部损坏时可以对损坏区域的内壁分板局部换装，因此便于维护。

Description

航空发动机短舱的入口部和航空发动机短舱
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机短舱的入口部和航空发动机短舱。
背景技术
如图1所示，民用航空发动机短舱包括入口部1、风扇罩2、反推3、内涵喷管4以及风扇机匣5。入口部2位于风扇机匣5的前端并起到整流、降噪、防冰和传递载荷的作用。
如图2所示，在发明人了解的相关技术中，入口部1包括前隔框11a、后隔框12a、一体式内壁板13a、对接环14a、前缘部15a和一体式外壁板16a。由于以上内壁板和外壁板均为一体式设计，因此产品的维护性和装配性均较差。而且为了满足防鸟撞的要求，前隔框11a和后隔框12a一般会做加强设计而导致结构重量增加。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机短舱的入口部和航空发动机短舱，以便于维护。
本发明第一方面提供一种航空发动机短舱的入口部，包括
至少两个内壁分板；和
主体框架，包括第一框架、第二框架和轴向连接梁，第一框架包括第一内环和位于第一内环的径向外侧且与第一内环连接的第一外环，第二框架包括第二内环和位于第二内环的径向外侧且与第二内环连接的第二外环，第一框架和第二框架同轴设置且轴向连接梁连接于第一内环和第二内环之间，至少两个内壁分板沿周向依次围绕设置于第一内环和第二内环上。
在一些实施例中，轴向连接梁为T形梁，T形梁的竖直延伸部沿轴向延伸且位于相邻的两个内壁分板之间，T形梁的水平延伸部的两端分别与两个内壁分板对应连接。
在一些实施例中，入口部还包括至少两个外壁分板，至少两个外壁分板沿周向依次围绕于第一外环和第二外环上。
在一些实施例中，入口部还包括用于与风扇机匣连接的对接环，对接环与内壁分板的后端连接且内壁分板的后端设置有凹入的缺口。
在一些实施例中，内壁分板包括蜂窝夹芯和包裹于蜂窝夹芯后端的蒙皮，缺口位于蒙皮的端部且向内侧凹入。
在一些实施例中，入口部还包括用于连接对接环与蒙皮的第一连接件和第二连接件，第一连接件穿过对接环、蒙皮和蜂窝夹芯，第二连接件穿过对接环和缺口的侧壁，第二连接件的端部位于缺口内。
在一些实施例中，主体框架包括在周向上对称设置的两个轴向连接梁。
在一些实施例中，主体框架还包括在径向上连接第一内环和第一外环的径向连接梁。
在一些实施例中，入口部还包括连接第一内环和第一外环以覆盖第一内环和第一外环之间的空隙的前面板和连接第二内环和第二外环以覆盖第二内环和第二外环之间的空隙的后面板。
在一些实施例中，入口部还包括设置于前面板前侧的前缘部，前缘部为弧面，弧面的两端与前面板对接。
在一些实施例中，入口部还包括设置于前面板和后面板之间的鸟撞防护层。
在一些实施例中，鸟撞防护层上设置有对夹环。
本发明第二方面提供一种航空发动机短舱，包括本发明第一方面任一实施例提供的入口部。
基于本发明提供的技术方案，入口部将主体框架设置为整体式结构，且将内壁板设置为至少两个内壁分板的形式，当内壁板局部损坏时可以对损坏区域的内壁分板局部换装，因此便于维护。而且内壁分板的面积小，因此成型工艺灵活度更高，可以采用模压、热压罐等工艺来成型。在安装时，由于主体框架为整体式结构，因此只需要将内壁分板依次围绕连接在主体框架上即可，装配简单。
通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为航空发动机短舱的结构示意图；
图2为相关技术中的入口部的结构示意图；
图3为本发明实施例的航空发动机短舱的入口部的结构示意图；
图4为图3中的主体框架的结构示意图；
图5为图3中的主体框架的立体结构示意图；
图6为图5中A部分的局部放大结构示意图；
图7为图3中相邻的两个内壁分板之间的连接示意图；
图8为图3中内壁板与对接环的连接结构示意图；
图9为图3中鸟撞防护层的局部结构示意图；
图10为图9中的鸟撞防护层的横截面示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
如图3至图7所示，本发明实施例的航空发动机短舱的入口部包括：
至少两个内壁分板13；和
主体框架11，包括第一框架、第二框架和轴向连接梁115，第一框架包括第一内环111和位于第一内环111的径向外侧且与第一内环111连接的第一外环112，第二框架包括第二内环117和位于第二内环117的径向外侧且与第二内环117连接的第二外环116，第一框架和第二框架同轴设置且轴向连接梁115连接于第一内环111和第二内环117之间，至少两个内壁分板13沿周向依次围绕设置于第一内环111和第二内环117上。
本实施例的入口部将主体框架11设置为整体式结构，且将内壁板设置为至少两个内壁分板13的形式，当内壁板局部损坏时可以对损坏区域的内壁分板13局部换装，因此便于维护。而且内壁分板13的面积小，因此成型工艺灵活度更高，可以采用模压、热压罐等工艺来成型。在安装时，由于主体框架11为整体式结构，因此只需要将内壁分板13依次围绕连接在主体框架11上即可，装配简单。
本实施例的主体框架11包括在轴向上间隔设置的第一框架和第二框架，并且采用轴向连接梁115将第一框架和第二框架连接为整体结构，从而方便装配。
具体在本实施例中，如图6和图7所示，本实施例的轴向连接梁115为T形梁，T形梁的竖直延伸部沿轴向延伸且位于相邻的两个内壁分板13之间，T形梁的水平延伸部的两端分别与两个内壁分板13对应连接。在安装时，T形梁的竖直延伸部与内壁分板13之间的对接缝需要进行灌装处理。
如图6所示，T形梁的竖直延伸部的自由端通过角片118与第一内环111连接，T形梁的水平延伸部与第二内环117连接。如图7所示，T形梁的水平延伸部的两端分别通过紧固件135与内壁分板13连接。
如图5所示，本实施例的第一框架包括第一内环111和位于第一内环111的径向外侧的第一外环112，第一内环111通过径向连接梁119与第一外环112连接。且具体在本实施例中，第一内环111通过在周向上对称设置的两个径向连接梁与第一外环112连接。
同样地，第二框架包括第二内环117和第二外环116。第二内环117和第二外环116之间也通过径向连接梁连接。具体地，径向连接梁119为带板。
如图4和图5所示，本实施例的入口部还包括用于与风扇机匣连接的对接环14。如图8所示，对接环14与内壁分板13的后端连接且内壁分板13的后端设置有凹入的缺口。在内壁分板13的后端设置缺口利于减轻整个入口部的重量。
具体地，如图8所示，内壁分板13包括蜂窝夹芯132和包裹于蜂窝夹芯132后端的蒙皮131。缺口位于蒙皮131的端部且向内侧凹入。本实施例的内壁分板13采用复合材料夹层结构。
如图8所示，在连接对接环14与内壁分板13时，对接环14的一部分位于内壁分板13的具有蜂窝夹层的部分，对接环14的另一部分位于内壁分板13的蒙皮131的具有缺口的部分。本实施例的缺口包括上侧壁135和下侧壁136。
本实施例的入口部还包括用于连接对接环14与内壁分板13的第一连接件133和第二连接件134，第一连接件133穿过对接环14、蒙皮和蜂窝夹芯132，第二连接件134穿过对接环14和缺口的上侧壁135，第二连接件134的端部位于缺口内。下侧壁136没有和第二连接件134连接，在此处起到整流的作用。
如图3所示，本实施例的入口部还包括至少两个外壁分板16，至少两个外壁分板16沿周向依次围绕于第一外环112和第二外环116上。本实施例的入口部将外壁板也设置为分块式结构，从而便于外壁板的维护。
如图4所示，本实施例的入口部还包括连接第一内环111和第一外环112以覆盖第一内环111和第一外环112之间的空隙的前面板113和连接第二内环117和第二外环116以覆盖第二内环117和第二外环116之间的空隙的后面板118。前面板113的前侧还设置有隔热层114。
本实施例的入口部还包括设置于前面板113前侧的前缘部15，前缘部15为弧面，弧面的两端与前面板113对接。
本实施例的入口部还包括设置于前面板113和后面板118之间的鸟撞防护层17。鸟撞防护层17的设置使得本实施例的入口部对前面板113和后面板118的抗鸟撞性能要求大幅降低，可进一步减轻入口部的重量。
如图9所示，本实施例的鸟撞防护层17上设置有对夹环178。该对夹环178便于鸟撞防护层17挂扣或紧固件安装。如图10所示，对夹环178包括第一对夹环分体173和第二对夹环分体174。第一对夹环分体173和第二对夹环分体174采用公头和母头对夹的形式将鸟撞防护层夹紧到两者之间。
本实施例的鸟撞防护层17包括纤维织物171和防护膜172。其中，纤维织物171采用芳纶纤维、超高分子量聚乙烯纤维中的一种或多种编织而成。防护膜172用于保护纤维织物171不受溶剂、紫外线等外界因素的损伤。
下面根据图3至图10对本发明具体实施例的航空发动机短舱的入口部的结构进行详细说明。
如图3所示，本实施例的入口部包括主体框架11、内壁分板13、对接环14、前缘部15、外壁分板16和鸟撞防护层17。
如图4、图5和图6所示，主体框架11包括第一内环111、第一外环112、第二内环117、第二外环116、轴向连接梁115和径向连接梁119。第一内环111和第一外环112通过两个径向连接梁119连接形成第一框架。第二内环117和第二外环116通过两个径向连接梁119连接形成第二框架。第一内环111和第二内环117通过轴向连接梁115连接以使得第一框架和第二框架连接并形成主体框架。
具体在本实施例中，入口部包括两个轴向连接梁115以及两个内壁分板13。如图7所示，轴向连接梁115的轴向延伸部位于两个内壁分板13之间，轴向连接梁115的水平延伸部的两侧分别与两个内壁分板13通过紧固件135连接。在连接后，需要对内壁分板13与轴向连接梁115之间的对接缝进行灌封处理。
本实施例的至少两个外壁分板16也依次沿周向连接在主体框架11上。本实施例的前缘部15为弧面，该弧面的端部与主体框架11连接，而且在连接后，也需要对该前缘部15与主体框架11之间的对接缝进行灌封处理。
如图8所示，本实施例的内壁分板13整体采用复合材料夹层结构，包括蒙皮131和蜂窝夹芯132。内壁分板13与对接环14连接的区域为倒凹型结构，对接环14的前段采用第一连接件133贯穿整个夹层结构连接，对接环14的后段采用第二连接件134与上侧壁135连接。下侧壁136起到整流的作用。
如图6所示，本实施例的第一内环111、第一外环112以及第二外环116的的截面形状均为T形，以第一内环111为例来说明，第一内环111包括底板和与底板垂直的立板。第二内环117为槽型板结构。
如图4所示，本实施例的主体框架11还包括前面板113、后面板118以及设置于前面板113前侧的隔热层114。前面板113和后面板118的材料为复合材料。该复合材料为热固性复合材料或热塑性复合材料，但是并不限于以上两种复合材料。隔热层114的材料包括但不限于气凝胶、隔热涂料、隔热棉等。
主体框架11的以上部件之间的连接包括但不限于紧固件连接、化学胶接或两种方式混用。
如图9和图10所示，鸟撞防护层17包括纤维织物171、防护膜172和对夹环178。纤维织物171采用芳纶纤维、超高分子量聚乙烯纤维中的一种或多种编织而成，防护膜172用于保护纤维织物171不受溶剂、紫外光等外界因素的损伤。鸟撞防护层17上分布有对夹环178，便于鸟撞防护层的挂扣或紧固件安装。
最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (13)

1.一种航空发动机短舱的入口部，其特征在于，包括
至少两个内壁分板(13)；和
主体框架(11)，包括第一框架、第二框架和轴向连接梁(115)，所述第一框架包括第一内环(111)和位于所述第一内环(111)的径向外侧且与所述第一内环(111)连接的第一外环(112)，所述第二框架包括第二内环(117)和位于所述第二内环(117)的径向外侧且与所述第二内环(117)连接的第二外环(116)，所述第一框架和所述第二框架同轴设置且所述轴向连接梁(115)连接于所述第一内环(111)和所述第二内环(117)之间，所述至少两个内壁分板(13)沿周向依次围绕设置于所述第一内环(111)和所述第二内环(117)上。
2.根据权利要求1所述的航空发动机短舱的入口部，其特征在于，所述轴向连接梁(115)为T形梁，所述T形梁的竖直延伸部沿轴向延伸且位于相邻的两个内壁分板(13)之间，所述T形梁的水平延伸部的两端分别与所述两个内壁分板(13)对应连接。
3.根据权利要求1所述的航空发动机短舱的入口部，其特征在于，所述入口部还包括至少两个外壁分板(16)，所述至少两个外壁分板(16)沿周向依次围绕于所述第一外环(112)和所述第二外环(116)上。
4.根据权利要求1所述的航空发动机短舱的入口部，其特征在于，所述入口部还包括用于与风扇机匣连接的对接环(14)，所述对接环(14)与所述内壁分板(13)的后端连接且所述内壁分板(13)的后端设置有凹入的缺口。
5.根据权利要求4所述的航空发动机短舱的入口部，其特征在于，所述内壁分板(13)包括蜂窝夹芯(132)和包裹于所述蜂窝夹芯(132)后端的蒙皮，所述缺口位于所述蒙皮的端部且向内侧凹入。
6.根据权利要求5所述的航空发动机短舱的入口部，其特征在于，所述入口部还包括用于连接所述对接环(14)与所述蒙皮的第一连接件和第二连接件，所述第一连接件穿过所述对接环(14)、所述蒙皮和所述蜂窝夹芯(132)，所述第二连接件穿过所述对接环(14)和所述缺口的侧壁，所述第二连接件的端部位于所述缺口内。
7.根据权利要求1所述的航空发动机短舱的入口部，其特征在于，所述主体框架(11)包括在周向上对称设置的两个所述轴向连接梁(115)。
8.根据权利要求1所述的航空发动机短舱的入口部，其特征在于，所述主体框架(11)还包括在径向上连接所述第一内环(111)和所述第一外环(112)的径向连接梁(119)。
9.根据权利要求1所述的航空发动机短舱的入口部，其特征在于，所述入口部还包括连接所述第一内环(111)和所述第一外环(112)以覆盖所述第一内环(111)和所述第一外环(112)之间的空隙的前面板(113)和连接所述第二内环(117)和所述第二外环(116)以覆盖所述第二内环(117)和所述第二外环(116)之间的空隙的后面板(118)。
10.根据权利要求9所述的航空发动机短舱的入口部，其特征在于，所述入口部还包括设置于所述前面板(113)前侧的前缘部，所述前缘部为弧面，所述弧面的两端与所述前面板(113)对接。
11.根据权利要求9所述的航空发动机短舱的入口部，其特征在于，所述入口部还包括设置于所述前面板(113)和所述后面板(118)之间的鸟撞防护层(17)。
12.根据权利要求11所述的航空发动机短舱的入口部，其特征在于，所述鸟撞防护层(17)上设置有对夹环(178)。
13.一种航空发动机短舱，其特征在于，包括如权利要求1至12中任一项所述的入口部。
CN202011004715.6A 2020-09-22 2020-09-22 航空发动机短舱的入口部和航空发动机短舱 Active CN114248907B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011004715.6A CN114248907B (zh) 2020-09-22 2020-09-22 航空发动机短舱的入口部和航空发动机短舱

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011004715.6A CN114248907B (zh) 2020-09-22 2020-09-22 航空发动机短舱的入口部和航空发动机短舱

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114248907A true CN114248907A (zh) 2022-03-29
CN114248907B CN114248907B (zh) 2024-05-28

Family

ID=80789651

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011004715.6A Active CN114248907B (zh) 2020-09-22 2020-09-22 航空发动机短舱的入口部和航空发动机短舱

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114248907B (zh)

Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080179448A1 (en) * 2006-02-24 2008-07-31 Rohr, Inc. Acoustic nacelle inlet lip having composite construction and an integral electric ice protection heater disposed therein
US20100260602A1 (en) * 2009-04-14 2010-10-14 Rohr, Inc. inlet section of an aircraft engine nacelle
US20120261521A1 (en) * 2009-12-22 2012-10-18 Airbus Operations Sas Nacelle incorporating an element for connecting a lip and an acoustic attenuation panel together
CN102834318A (zh) * 2010-03-31 2012-12-19 波音公司 整体的发动机短舱结构
US20150007896A1 (en) * 2012-03-29 2015-01-08 Aircelle Air inlet structure for a turbojet engine nacelle of laminar type
CN204250350U (zh) * 2014-10-11 2015-04-08 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种设置单斜板的飞机前缘抗鸟撞结构
CN105438447A (zh) * 2014-09-18 2016-03-30 波音公司 附连短舱结构以使疲劳加载最小化的方法
US20160375988A1 (en) * 2015-05-15 2016-12-29 Rohr, Inc. Multi-zone active laminar flow control system for an aircraft propulsion system
CN110435900A (zh) * 2018-05-02 2019-11-12 罗尔公司 包括一个或多个隔音面板的飞机推进系统组件
CN110697061A (zh) * 2018-07-10 2020-01-17 空中客车运营简化股份公司 具有整体式扇区的飞行器进气口、发动机舱及推进组件
CN110775246A (zh) * 2018-07-31 2020-02-11 空中客车西班牙运营有限责任公司 用于飞行器的机身外壳的框架和机身外壳
US20200102084A1 (en) * 2018-09-28 2020-04-02 Rohr, Inc. Active laminar flow control plenum panel arrangements and installation methods
US20200135160A1 (en) * 2017-06-23 2020-04-30 Safran Nacelles Acoustic treatment device for an aircraft turbojet engine nacelle
US20200189716A1 (en) * 2018-12-13 2020-06-18 Goodrich Aerospace Services Private Limited Aerodynamic nacelle strakes as axial locator

Patent Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080179448A1 (en) * 2006-02-24 2008-07-31 Rohr, Inc. Acoustic nacelle inlet lip having composite construction and an integral electric ice protection heater disposed therein
US20100260602A1 (en) * 2009-04-14 2010-10-14 Rohr, Inc. inlet section of an aircraft engine nacelle
US20120261521A1 (en) * 2009-12-22 2012-10-18 Airbus Operations Sas Nacelle incorporating an element for connecting a lip and an acoustic attenuation panel together
CN102834318A (zh) * 2010-03-31 2012-12-19 波音公司 整体的发动机短舱结构
US20150007896A1 (en) * 2012-03-29 2015-01-08 Aircelle Air inlet structure for a turbojet engine nacelle of laminar type
CN105438447A (zh) * 2014-09-18 2016-03-30 波音公司 附连短舱结构以使疲劳加载最小化的方法
CN204250350U (zh) * 2014-10-11 2015-04-08 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种设置单斜板的飞机前缘抗鸟撞结构
US20160375988A1 (en) * 2015-05-15 2016-12-29 Rohr, Inc. Multi-zone active laminar flow control system for an aircraft propulsion system
US20200135160A1 (en) * 2017-06-23 2020-04-30 Safran Nacelles Acoustic treatment device for an aircraft turbojet engine nacelle
CN110435900A (zh) * 2018-05-02 2019-11-12 罗尔公司 包括一个或多个隔音面板的飞机推进系统组件
CN110697061A (zh) * 2018-07-10 2020-01-17 空中客车运营简化股份公司 具有整体式扇区的飞行器进气口、发动机舱及推进组件
CN110775246A (zh) * 2018-07-31 2020-02-11 空中客车西班牙运营有限责任公司 用于飞行器的机身外壳的框架和机身外壳
US20200102084A1 (en) * 2018-09-28 2020-04-02 Rohr, Inc. Active laminar flow control plenum panel arrangements and installation methods
US20200189716A1 (en) * 2018-12-13 2020-06-18 Goodrich Aerospace Services Private Limited Aerodynamic nacelle strakes as axial locator

Also Published As

Publication number Publication date
CN114248907B (zh) 2024-05-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9885253B2 (en) Hybrid inner fixed structure with metallic and composite construction
US7197852B2 (en) Internally stiffened composite panels and methods for their manufacture
US7967250B2 (en) Hybrid aircraft fuselage structural components and methods of making same
US8763253B2 (en) Vertical laminate noodle for high capacity pull-off for a composite stringer
US9382014B2 (en) Fluid dynamic vent dam
EP2439059B1 (en) Method and device for forming joints in composite structures
CN108584203B (zh) 一种保温运输箱
US9677409B2 (en) Monolithic fan cowl of an aircraft engine and a manufacturing method thereof
JP2016210401A (ja) 構造を製造するための装置又は方法
CN114248907A (zh) 航空发动机短舱的入口部和航空发动机短舱
EP3170740B1 (en) Corner tension fitting
CN108116650A (zh) 机身蒙皮面板连接系统和连接蒙皮面板的方法
EP2311732B1 (en) Blanket assembly
JP5628313B2 (ja) 積層複合ロッド、その製造方法と複合構造における使用
GB2179977A (en) Fire resistant structure
CN212890997U (zh) 一种固定翼飞机蒙布结构
CN207394234U (zh) 沥青管道保温装置
CN214190075U (zh) 用于传感器无人机的机翼前缘结构
US11724791B2 (en) Enhanced design for stringer runout terminations on composite panels
EP3054205B1 (en) A duct system comprising a shield and flange support for a duct
CN212298144U (zh) 一种高温管道阀门用的快拆装式保温套
CN207212465U (zh) 一种汽车排气系统柔性节隔热罩
US6083343A (en) Method of joining structural components of composite material
Nelson Optimization of materials and processes on co-cured composite honeycomb panels
CN109592049A (zh) 一种无人机发动机挂架

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant