DE4419807A1 - Triebwerksgondel eines Flugzeugs - Google Patents
Triebwerksgondel eines FlugzeugsInfo
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Description
Die Erfindung betrifft eine Triebwerksgondel für ein Flug
zeug der Bauart mit Strahltriebwerken, welche unter einem
Flügel (im folgenden auch "Hauptflügel" genannt) angebracht
sind, insbesondere eine Triebwerksgondel, die bezüglich des
Auftriebs-/Widerstandsverhältnisses dadurch verbessert ist,
daß der Luftwiderstand aufgrund aerodynamischer, durch die
Triebwerksgondel verursachter Störungen am Flügel bei Hoch
geschwindigkeits-Flug des Flugzeuges vermindert wird.
Um das Verständnis der Erfindung zu erleichtern, sei im fol
genden eine typische herkömmliche Triebwerksgondel für ein
Flugzeug anhand der Fig. 6 beschrieben.
Wie in den Zeichnungen dargestellt, hat ein Flugzeug der
Bauart mit Strahltriebwerken, welche unter den Flügeln 1
angebracht sind, Triebwerksgondeln 3, die am Flügel 1 mit
tels Pylonen 2 aufgehängt sind. Es ist bereits bekannt, daß
das Auftriebs-/Luftwiderstandsverhältnis eines Strahltrieb
werks unter dem Einfluß von aerodynamischen Störungen, wel
che am Flügel 1 durch die Triebwerksgondeln 3 erzeugt wer
den, dadurch vermindert wird, daß jede Triebwerksgondel 3
sehr nahe am Hauptflügel 1 angeordnet wird.
Bei einer derartigen Anordnung der ein großen Bypass-Ver
hältnis aufweisenden, am Flügel angebrachten Strahltriebwer
ke ist allerdings erforderlich, daß die Landeklappen und
Pylonen verlängert werden. Eine solche Verlängerung sollte
aufgrund des dann unvermeidlich erhöhten Gewichts des Flug
zeugs vermieden werden. Wenn andererseits die Länge der Py
lone verkürzt wird, werden Störturbulenzen verstärkt, welche
durch die aerodynamischen Strömungsverhältnisse zwischen dem
Flügel und der Haube erzeugt werden. Ferner ist eine Verkür
zung der Länge jeder Landeklappe aus Sicherheitsgesichts
punkten strikt durch die Notwendigkeit begrenzt, ein erfor
derliches Spiel zwischen der Unterseite jeder Haube und dem
Untergrund einzuhalten. In Verbindung mit der herkömmlichen
Haubenkonstruktion wie oben beschrieben wurde die technische
Maßnahme ergriffen, die Haube unter dem Flügel mit einem
hinreichend großen Längsabstand davon anzuordnen, wobei das
Auftreten von aerodynamischen Störungen am Flügel aufgrund
der Haube nicht berücksichtigt wurde. Ferner wurde eine an
dere technische Maßnahme zum Verringern der Größe des aero
dynamischen Luftwiderstandes aufgrund der Störung der Flü
gelanströmung im Bereich der Haube getroffen, indem die Kon
tur der Triebwerkshaube korrigierend modifiziert wurde, wie
dies in praktischer Anwendung bei einer Haubenkonstruktion
gemäß US-PS 4 799 633 beschrieben ist.
Da die vorbeschriebenen technischen Maßnahmen zum Anbringen
der Hauben unter den Flügeln mit einem hinreichend großen
Abstand eine beträchtliche Erhöhung des Flugzeuggewichtes
aufgrund der Verlängerung der Landeklappen und Pylone mit
sich bringt, ist es jedoch unerwünscht, die vorbeschriebenen
technischen Maßnahmen in der Praxis anzuwenden.
Mit der zuletzt beschriebenen technischen Maßnahme der Kor
rektur der Haubenkontur entsteht die Notwendigkeit, die Kon
tur der gesamten Haube aus einer einfachen zylindrischen
Kontur in eine komplizierte, davon abweichende Kontur zu
verändern. Aufgrund dieser Notwendigkeit ist es schwierig,
eine optimierte Haube herzustellen, was zu einer uner
wünschten Erhöhung der Herstellkosten der Haube führt.
Die Erfindung ist ausgehend von den oben angestellten Über
legungen zum beschriebenen technischen Hintergrund ge
schaffen worden.
Es ist Aufgabe der Erfindung, eine Triebwerksgondel eines
Flugzeuges der Bauart mit unter den Flügeln aufgehängten
Strahltriebwerken zu schaffen, wobei die Triebwerksgondeln
ein verbessertes Auftriebs-/Luftwiderstandsverhalten ohne
die Notwendigkeit gewährleisten, daß die Kontur jeder Trieb
werksgondel verändert werden muß, indem die Größe des aero
dynamischen Luftwiderstandes vermindert wird, welcher durch
Störungen der Strömung zwischen dem Flügel und der Trieb
werksgondel erzeugt wird, wenn die letztere im Vergleich zu
einer konventionellen Triebwerksgondel näher am Flügel auf
gehängt ist.
Diese Aufgabe ist durch Patentanspruch 1 gelöst.
Die Erfindung schafft eine Triebwerksgondel eines Flugzeuges
der Bauart mit über Pylone unter den Flügeln aufgehängten
Strahltriebwerken, wobei jede Triebwerksgondel mit einem
lippenförmigen kleinen Flügel ausgerüstet ist derart, daß
dieser kleine Flügel sich von der oberen abstromseitigen
Kante der Triebwerksgondel zu den entgegengesetzten Seiten
jedes Pylons erstreckt.
Bei einer in der oben beschriebenen Weise ausgebildeten
Triebwerksgondel wird die Länge des lippenförmigen kleinen
Flügels, gemessen von dem abstromseitigen Kante der Haube
des Triebwerks nach rückwärts, so bestimmt, daß er dem Pro
dukt aus der Profilsehnenlänge des Hauptflügels, gemessen an
der Stelle der Anbringung der Gondel multipliziert mit einem
Faktor zwischen 0,12 und 0,25 entspricht, während die Spann
weite des lippenförmigen kleinen Flügels, gemessen an der
abstromseitigen Kante der Haube, so bestimmt wird, daß er
dem Produkt aus dem Durchmesser der Haube multipliziert mit
einem Faktor zwischen 0,5 und 1,0, gemessen am abstromsei
tigen Ende der Triebwerksgondel, wo sich eine Heckauspuff
öffnung des Strahltriebwerkes befindet, entspricht.
Gewöhnlich hat der lippenförmige kleine Flügel eine gekrümm
te Querschnittskontur, welche sich bogenförmig und koaxial
bezüglich der Triebwerksgondel erstreckt.
Alternativ kann der lippenförmige kleine Flügel eine im we
sentlichen ebene Kontur haben, welche sich parallel zum
Hauptflügel erstreckt.
Die Triebwerksgondel gemäß der Erfindung gewährleistet, daß
ein Gasgemisch aus längs der Unterseite des Hauptflügels
strömender Luft und aus Abgas jedes Triebwerkes zu einer
günstigen Strömung veranlaßt wird, was die Größe des aerody
namischen Widerstandes gegen eine durch die Triebwerksgondel
gestörte Anströmung des Flügels vermöge des kleinen Flügel
vermindert, der von der oberen abstromseitigen Kante der
Triebwerksgondel nach rückwärts und zu den entgegengesetzten
Seiten jedes Pylons wegragt.
Die Erfindung ist im folgenden anhand schematischer Zeich
nungen an Ausführungsbeispielen mit weiteren Einzelheiten
näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1 eine perspektivische Ansicht einer Triebwerksgon
del für ein Flugzeug gemäß einer Ausführung der
Erfindung;
Fig. 2 eine Seitenansicht der Triebwerksgondel nach
Fig. 1;
Fig. 3 eine Rückansicht der Triebwerksgondel nach Fig. 1;
Fig. 4 eine schematische Seitenansicht eines Strahltrieb
werks einschließlich einer Triebwerksgondel gemäß
der Erfindung, wobei insbesondere die Abmessungen
der Triebwerksgondel dargestellt und bezeichnet
sind;
Fig. 5 ein Diagramm, welches die Wirkung der Triebwerks
gondel auf die Auftriebs-/Luftwiderstands-Charak
teristik aufzeigt, und
Fig. 6 eine Seitenansicht einer herkömmlichen Triebwerks
gondel für ein Flugzeug.
Die Erfindung wird nun im einzelnen anhand der Zeichnungen
beschrieben, wobei gleiche Bauteile in den Fig. 1 und 2
einerseits und in der Fig. 6 andererseits mit gleichen Be
zugszeichen belegt sind.
Bezugszahl 10 in Fig. 1 bezeichnet einen lippenförmigen klei
nen Flügel. Dieser lippenförmige kleine Flügel 10 erstreckt
sich von einer abstromseitigen Kante 11 einer Haube 3a für
eine Triebwerksgondel 3 zu entgegengesetzten Seiten eines
Pylons 2. Der lippenförmige kleine Flügel 10 ist so kontu
riert, daß seine Oberseite sanft ansteigt, um in die Ober
fläche der Haube 3a überzugehen, und seine Unterseite in
gleicher Weise sanft ansteigt, um in die Innenfläche 12 der
Haube 3a überzugehen.
Wie in Fig. 3 dargestellt ist, erstreckt sich der lippenför
mige kleine Flügel 10 von der abstromseitigen Kante 11 der
Haube 3a mit dieser über einen Teil des Umfanges koaxial.
Unter der Voraussetzung, daß sich die Kontur des lippenför
migen kleinen Flügels 10 geringfügig verändert, kann der
rückwärtige Randabschnitt des lippenförmigen kleinen Flügels
10 eine abgeflachte bzw. eingeebnete Kontur aufweisen, die
nicht mehr koaxial mit der Haube ist.
Fig. 4 zeigt eine schematische Seitenansicht der Triebwerks
gondel 3, insbesondere mit einer Darstellung der Abmessungen
des lippenförmigen kleinen Flügels 10. Sind die Breite oder
Spannweite des lippenförmigen Flügels 10 mit dem Buchstaben
W und der Durchmesser der abstromseitigen Kante der Haube 3a
an der Stelle, an welcher eine ringförmige Auspufföffnung
vorgesehen ist, mit dem Buchstaben D bezeichnet, so ist die
Spannweite des lippenförmigen Flügels 10 im wesentlichen
innerhalb der Grenzen der folgenden Ungleichung zu wählen:
1,0 D W 0,5 D. Der Grund dafür, daß die Spannweite W des
lippenförmigen kleinen Flügels 10 in dieser Weise bemessen
wird, liegt darin, daß die Erfinder in einer Versuchsserie
herausgefunden haben, daß bei einer Bemessung von W größer
als der Durchmesser D der abstromseitigen Kante der Haube 3a
mit dem kleinen Flügel 10 nicht mehr eine merkliche Erhöhung
der gewünschten Wirkung sondern vielmehr ein Verlust erzeugt
wird, der aus der Erhöhung des Reibungs-Luftwiderstandes
aufgrund der Vergrößerung der Fläche des kleinen Flügels 10
resultiert, und daß bei einer Dimensionierung von W kleiner
als der Hälfte des Durchmessers D keine merkliche Verbesse
rung der Auftriebs-Luftwiderstands-Charakteristik der Trieb
werksgondel erkennbar ist.
Wenn die Länge des lippenförmigen kleinen Flügels 10 mit L
und die Länge einer Hauptflügel-Profilsehne gemessen vom An
satzpunkt der Triebwerksgondel 3 am Hauptflügel 1 mit C be
zeichnet sind (Fig. 6), wird der Minimalwert der Länge L
durch das Produkt aus C multipliziert mit etwa 0,25 und der
Maximalwert der Länge L durch das Produkt aus C multipli
ziert mit etwa 0,12 bestimmt. Die angegebenen Grenzen für
die Länge L des lippenförmigen kleinen Flügels 10 wurden aus
Versuchsergebnissen in Windkanal-Versuchen gewonnen, welche
die Erfinder durchgeführt haben. Wenn die Länge L eine Größe
von mehr als 0,25 C oder weniger als 0,12 C annimmt, läßt sich
eine merkliche Verbesserung des Auftriebs-/Luftwiderstands-
Charakteristik der Triebwerksgondel nicht erkennen.
Fig. 5 zeigt in einem Diagramm die Beziehung zwischen einem
Luftwiderstands-Beiwert und einem Auftriebsbeiwert entspre
chend den Auftriebs-/Luftwiderstands-Charakteristiken basie
rend auf Vergleichsversuchen an einer Triebwerksgondel gemäß
der Erfindung und der vorbeschriebenen herkömmlichen Trieb
werksgondel, wobei die Ergebnisse in einer Testserie im
Windkanal gewonnen wurden, bei welcher das Ausströmen von
Auspuffgas aus jeder Triebwerksgondel simuliert wurde. Wie
das Diagramm zeigt, wird bei einem Auftriebsbeiwert CL der
mit CD bezeichnete Luftwiderstandsbeiwert der Triebwerksgon
del mit einem kleinen Flügel gemäß der Erfindung im Ver
gleich zum Luftwiderstandsbeiwert bei einer herkömmlichen
Triebwerksgondel um 0,001 vermindert. Das Diagramm zeigt die
aus einer Testserie im Windkanal unter Versuchsbedingungen
gewonnenen Ergebnisse, gemäß denen das Flugzeug mit einer
Geschwindigkeit von Mach 0,8 flog. Eine weitere Testserie im
Windkanal, welche ebenfalls von den Erfindern durchgeführt
wurde, hat bestätigt, daß die gleichen vorteilhaften Wirkun
gen wie oben beschrieben erzielt werden, wenn die Trieb
werksgondel gemäß der Erfindung unter Versuchsbedingungen
getestet wird, gemäß denen das Flugzeug mit Mach 0,6 flog.
Mit anderen Worten gewährleistet die Triebwerksgondel nach
der Erfindung, daß eine wesentliche Verringerung des Wider
standes im Vergleich zu den derzeit bekannten Flugzeugen bei
hoher Geschwindigkeit in einem großen Mach-Zahlbereich er
zielt wird.
Folglich wurde bestätigt, daß die Größe des durch die aero
dynamischen Störungen oder Turbulenzen erzeugten Inter
ferenzwiderstandes am Flügel im Bereich der Triebwerksgondel
3 dadurch reduziert werden kann, daß die Triebwerksgondel 3
mit dem lippenförmigen kleinen Flügel 10 ausgerüstet ist.
Wie oben beschrieben schafft die Erfindung eine Triebwerks
gondel 3 für ein Flugzeug, die mittels Pylonen 2 unter einem
Hauptflügel 1 aufgehängt sind, wobei jede Triebwerksgondel
einen lippenförmigen kleinen Flügel 10 aufweist, der sich
von der oberen abstromseitigen Kante jeder Triebwerksgondel
zu entgegengesetzten Seiten jedes Pylons 2 erstreckt, um die
Auftriebs/Luftwiderstands-Charakteristik der Triebwerksgon
del durch Verringern des Luftwiderstandes zu verbessern,
welcher durch aerodynamische Störung durch die Triebwerks
gondel der Anströmung des Hauptflügels insbesondere bei
Hochgeschwindigkeitsflug erzeugt wird.
Folglich kann gemäß der Erfindung jede Triebwerksgondel am
Hauptflügel in einer näher dem Flügel angeordneten Position
aufgehängt werden, so daß sich die Längen der Landeklappen
und Pylone verkürzen und das Gewicht des Flugzeuges insge
samt reduzieren läßt.
Claims (4)
1. Triebwerksgondel für ein an einem Flügel (1) eines Flug
zeuges mittels eines Pylons (2) aufgehängtes Triebwerk
mit einer mit dem Pylon (2) verbundenen Haube (3a) zum
Abdecken des Mantelstrom-Triebwerkes und einer Innenhaube
(3b) zwischen der Haube (3a) und dem Triebwerk zur inne
ren Begrenzung eines Heck-Auspuffes der Maschine, ge
k e n n zeichnet durch einen kleinen Flügel
(10), der an der oberen abstromseitigen Kante (11) der
Haube (3a) angeschlossen ist und sich zu beiden Seiten
des Pylons (2) erstreckt, um eine Störung der aerodynami
schen Luftströmung zwischen der Triebwerksgondel (3) und
dem Flügel (1) zu vermindern, derart daß die aerodynami
sche Charakteristik des Auftriebs/-Luftwiderstandsver
hältnisses verbessert wird und eine kompakte und leicht
gewichtige Konfiguration des Flugzeuges erhalten wird.
2. Triebwerksgondel nach Anspruch 1, bei welcher der kleine
Flügel (10)
- - eine Profilsehnenlänge (L) gemäß der folgenden For
mel aufweist:
L = A × C, worin bedeuten:
L die Profilsehnenlänge des kleinen Flügels (10),
A ein Faktor zwischen 0,12 und 0,25,
C die Profilsehnenlänge des Hauptflügels (1) ge messen vom vorderen Anbringpunkt am Pylon (2), und - - eine Spannweite (W) gemäß der folgenden Formel auf
weist:
W = B × D
worin bedeuten:
W die Spannweite des kleinen Flügels,
B ein Faktor zwischen 0,5 und 1,0
D der Durchmesser der Haube (3a) an deren ab stromseitigen Ende.
3. Triebwerksgondel nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekenn
zeichnet, daß der kleine Flügel (10) eine ebene, von der
abstromseitigen Kante (11) der Haube (3a) nach hinten
ragende Platte ist.
4. Triebwerksgondel nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekenn
zeichnet, daß der kleine Flügel (10) eine gekrümmte, von
der abstromseitigen Kante (11) der Haube (3a) nach hinten
ragende Platte ist.
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---|---|---|---|
JP1993030341U JP2606289Y2 (ja) | 1993-06-07 | 1993-06-07 | 航空機のナセル装置 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4419807A1 true DE4419807A1 (de) | 1994-12-08 |
DE4419807C2 DE4419807C2 (de) | 1998-02-12 |
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---|---|---|---|
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Families Citing this family (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5798042A (en) * | 1994-03-07 | 1998-08-25 | Regents Of The University Of California | Microfabricated filter with specially constructed channel walls, and containment well and capsule constructed with such filters |
US5906097A (en) * | 1997-03-28 | 1999-05-25 | The Boeing Company | Engine flow control device |
DE19910551C2 (de) * | 1999-03-10 | 2001-04-05 | Eads Airbus Gmbh | Flugzeugtragfläche mit mindestens einem kurzgekoppelten Triebwerk |
US6824092B1 (en) * | 2003-10-30 | 2004-11-30 | Supersonic Aerospace International, Llc | Aircraft tail configuration for sonic boom reduction |
GB0604026D0 (en) * | 2006-02-28 | 2006-04-12 | Airbus Uk Ltd | Aircraft wing |
FR2899201B1 (fr) * | 2006-03-31 | 2009-02-13 | Airbus France Sas | Agencement d'aile d'aeronef comportant un mat d'accrochage de moteur definissant en zone avant un canal lateral d'ecoulement d'air |
US7669785B2 (en) * | 2006-04-24 | 2010-03-02 | The Boeing Company | Integrated engine exhaust systems and methods for drag and thermal stress reduction |
FR2901538B1 (fr) * | 2006-05-23 | 2008-07-18 | Airbus France Sas | Aeronef comportant un dispositif de reduction de la trainee induite |
US8720815B2 (en) | 2010-04-27 | 2014-05-13 | Rolls-Royce Corporation | Aircraft propulsion system |
CA147876S (en) | 2012-04-11 | 2013-09-27 | Wobben Properties Gmbh | Wind turbine rotor blade |
FR2993921B1 (fr) | 2012-07-26 | 2014-07-18 | Snecma | Procede pour ameliorer les performances du systeme d'ejection d'un turbomoteur d'aeronef a double flux separes, systeme d'ejection et turbomoteur correspondants. |
US10240561B2 (en) * | 2013-03-15 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Aerodynamic track fairing for a gas turbine engine fan nacelle |
USD750560S1 (en) | 2013-04-11 | 2016-03-01 | Wobben Properties Gmbh | Wind turbine blade |
US20150330254A1 (en) * | 2014-05-15 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Compact Nacelle With Contoured Fan Nozzle |
US9937998B2 (en) | 2015-02-19 | 2018-04-10 | Rohr, Inc. | Method for manufacturing a nacelle strake |
FR3065944B1 (fr) * | 2017-05-05 | 2021-03-05 | Safran Aircraft Engines | Nacelle de turbomachine destinee a etre installee devant une voilure d'avion |
US20230182910A1 (en) * | 2021-12-13 | 2023-06-15 | Spirit Aerosystems, Inc. | Aircraft engine attachment assembly |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3246737A1 (de) * | 1981-12-21 | 1983-06-30 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Gondel-einbau |
US4540143A (en) * | 1983-08-04 | 1985-09-10 | The Boeing Company | Nacelle/wing assembly with wake control device |
US4799633A (en) * | 1982-10-29 | 1989-01-24 | General Electric Company | Laminar flow necelle |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB523357A (en) * | 1939-01-02 | 1940-07-12 | Jens Rude | Improved propulsion for aircraft |
GB1019857A (en) * | 1964-11-11 | 1966-02-09 | Rolls Royce | Jet propulsion nozzle assembly |
FR1436411A (fr) * | 1965-06-03 | 1966-04-22 | Power Jets Res & Dev Ltd | Dispositif pour réduire ou supprimer le bruit produit par un jet |
GB1110154A (en) * | 1966-04-05 | 1968-04-18 | Rolls Royce | Aircraft jet power plant |
US3442471A (en) * | 1966-12-27 | 1969-05-06 | Helen M Fischer | Nozzle structure |
US4043522A (en) * | 1975-12-22 | 1977-08-23 | The Boeing Company | Common pod for housing a plurality of different turbofan jet propulsion engines |
DE2641468C2 (de) * | 1976-09-15 | 1985-06-13 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Flugzeug mit oberhalb der Tragflügel angeordneten Triebwerken |
US4449683A (en) * | 1979-01-03 | 1984-05-22 | The Boeing Company | Aerodynamically contoured, low drag wing engine and engine nacelle combination |
US4410150A (en) * | 1980-03-03 | 1983-10-18 | General Electric Company | Drag-reducing nacelle |
DE3033101C2 (de) * | 1980-09-03 | 1984-11-22 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Anordnung zur Erhöhung der resultierenden Vortriebskraft bei Flugzeugen |
DE3149629C1 (de) * | 1981-12-15 | 1983-04-21 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Einrichtung zum Abdichten eines Luftspaltes an einer Flugzeugklappe |
US4437627A (en) * | 1982-03-12 | 1984-03-20 | The Boeing Company | Integrated power plant installation system |
US4712750A (en) * | 1986-05-02 | 1987-12-15 | The Boeing Company | Temperature control device for jet engine nacelle associated structure |
US4801058A (en) * | 1987-02-05 | 1989-01-31 | Rolls-Royce Plc | Aircraft and powerplant combinations |
FR2622507B1 (de) * | 1987-10-28 | 1990-01-26 | Snecma |
-
1993
- 1993-06-07 JP JP1993030341U patent/JP2606289Y2/ja not_active Expired - Fee Related
-
1994
- 1994-06-03 US US08/253,314 patent/US5653406A/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-06-06 FR FR9406875A patent/FR2706154B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1994-06-06 DE DE4419807A patent/DE4419807C2/de not_active Expired - Fee Related
- 1994-06-07 GB GB9411412A patent/GB2279920B/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3246737A1 (de) * | 1981-12-21 | 1983-06-30 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Gondel-einbau |
US4799633A (en) * | 1982-10-29 | 1989-01-24 | General Electric Company | Laminar flow necelle |
US4540143A (en) * | 1983-08-04 | 1985-09-10 | The Boeing Company | Nacelle/wing assembly with wake control device |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2706154B1 (fr) | 1996-03-01 |
GB2279920B (en) | 1997-08-20 |
GB9411412D0 (en) | 1994-07-27 |
FR2706154A1 (fr) | 1994-12-16 |
US5653406A (en) | 1997-08-05 |
JP2606289Y2 (ja) | 2000-10-10 |
GB2279920A (en) | 1995-01-18 |
JPH0687199U (ja) | 1994-12-20 |
DE4419807C2 (de) | 1998-02-12 |
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