ES2274502T3 - Estructura de entrada de aire para motor de aeronave. - Google Patents
Estructura de entrada de aire para motor de aeronave. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2274502T3 ES2274502T3 ES05102354T ES05102354T ES2274502T3 ES 2274502 T3 ES2274502 T3 ES 2274502T3 ES 05102354 T ES05102354 T ES 05102354T ES 05102354 T ES05102354 T ES 05102354T ES 2274502 T3 ES2274502 T3 ES 2274502T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- structure according
- stiffening
- envelope
- level
- solidarity
- 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.)
- Active
Links
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims abstract description 19
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims abstract description 19
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 claims description 34
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims description 3
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 claims 1
- 235000012431 wafers Nutrition 0.000 description 7
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 210000003660 reticulum Anatomy 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000012217 deletion Methods 0.000 description 1
- 230000037430 deletion Effects 0.000 description 1
- 239000012895 dilution Substances 0.000 description 1
- 238000010790 dilution Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 244000045947 parasite Species 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
- 238000004513 sizing Methods 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
-
- 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
- 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
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
- F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
- Characterised By The Charging Evacuation (AREA)
Abstract
Estructura (14) de entrada de aire para un motor de aeronave, que comprende una parte anular que define un canal (3) de inyección de aire que incluye un extremo de entrada, una envolvente (17) exterior y una envolvente (16) interior, presentando la envolvente (16) interior una zona (30) de colgamiento del motor distante del extremo de entrada, y medios (20) de rigidización que comprenden un primer extremo (24) solidarizado a la envolvente (16) interior y un segundo extremo (22) solidarizado a la envolvente (17) exterior, que se caracteriza porque uno de los dos extremos (22) de los medios (20) de rigidización está solidarizado a nivel del extremo de entrada de la parte anular, y el otro extremo (24) está solidarizado a nivel de la zona (30) de colgamiento.
Description
Estructura de entrada de aire para motor de
aeronave.
La invención se refiere a barquillas
susceptibles de ser utilizadas con cualquier tipo de motor o de
turbo-reactor.
De manera más precisa, la invención se refiere a
la estructura de entrada de aire de la barquilla, y a su
rigidez.
Según se ha representado muy esquemáticamente en
perspectiva en la Figura 1 de los dibujos anexos, un motor de
aeronave comprende una parte 1 central, en la que se encuentra
alojado el motor propiamente dicho, así como una parte 2 anular,
denominada barquilla, que rodea de forma coaxial a la parte central
del motor, y que delimita con éste un canal 3 anular denominado
canal de inyección de aire. Un inyector de aire, arrastrado por la
parte 1 central del motor, se encuentra situado en este canal 3 a
nivel de los capós de inyección de aire.
La parte delantera de la barquilla 2 constituye
una estructura 4 de entrada de aire. Esta estructura tiene
principalmente como misión la de asegurar el flujo aerodinámico de
aire, por una parte hacia el canal, y por otra parte hacia el
exterior de la barquilla 2. Una estructura de ese tipo comprende
habitualmente un labio 5 de entrada de aire (véase la Figura 2) que
está conectado a las envolventes interior 6 y exterior 7 de la
barquilla 2. Por conveniencia, en ausencia de cualquier precisión en
contra, los términos "interior" y "exterior" se
utilizarán para designar la posición o la orientación de las piezas
con relación al canal 3 de inyección del aire de la estructura 4 de
entrada de aire.
De manera habitual, la envolvente 6 interior, es
decir, por el lado del canal 3 de inyección de aire, por detrás del
labio 5 de entrada de aire, está constituida por un panel acústico.
Este panel presenta una estructura apropiada para atenuar los
ruidos producidos por la parte central del motor, y en particular
por el inyector de aire. En la práctica, esta estructura es
habitualmente de tipo compuesto en sandwich, es decir que el panel
6 integra un alma en nido de abeja.
El labio 5 de entrada de aire presenta, en
sección, forma de "U" abierta hacia atrás. Este forma la
envolvente exterior de la parte delantera de la estructura 4 de
entrada de aire. Esto es lo que asegura la división del aire entre
la parte que penetra en el canal 3 de inyección de aire, y la parte
que circula alrededor de la barquilla 2.
Para reforzar la estructura 4, un marco 8 de
refuerzo delantero y un marco 9 de refuerzo trasero, pueden
atravesar la estructura entre las envolventes interior y exterior.
Por conveniencia, los términos "delantero" y "trasero"
serán utilizados en el conjunto del texto tomando como referencia la
parte delantera y la parte trasera del motor.
El marco 8 de refuerzo delantero está situado en
el interior y en la parte trasera del labio 5 de entrada de aire, a
nivel del extremo de entrada de la parte anular formada por las
envolventes 6 y 7. El marco 9 de refuerzo trasero está situado en
el interior de la barquilla 2, en las proximidades de los capós de
inyección de aire, en la parte delantera de la zona de colgamiento
del motor 1; la zona de colgamiento del motor se sitúa a nivel de
una zona de fijación entre la entrada de aire y los capós de
inyección de aire, pero de hecho, exteriormente al panel acústico
de la envolvente 6 interior donde destruiría las características.
Los marcos 8 y 9 de refuerzo tienen como misión la de asegurar la
resistencia mecánica de la parte delantera de la barquilla, y
ayudar a conservar la forma y las dimensiones. A este efecto, éstos
pueden ser fijados por medio de remaches o de tornillos, por
ejemplo a la barquilla 2 o, para el marco 8 de refuerzo delantero,
directamente al labio 5 de entrada de aire.
Algunos ejemplos de una estructura de ese tipo
para entrada de aire, han sido ilustrados en la patente americana
US 6 328 258.
En vuelo, cuando el motor se detiene y gira
"en molinete" gracias a la velocidad de la aeronave, se produce
un fenómeno de aspiración a nivel de la entrada 4 de aire que
aspira por el labio 5 de entrada hacia el interior del canal 3 de
inyección de aire. Como las partes constitutivas de la barquilla son
solidarias unas con otras, la aspiración del labio 5 de entrada
produce una desviación de cada una de ellas con relación a su
posición normal. Esto genera dos juegos importantes que perjudican
la aerodinámica de la barquilla en su totalidad, y un arrastre
parásito. Por otra parte, esta desviación solicita los componentes
de la estructura, lo que obliga a tomar en consideración los
esfuerzos generados por este caso de funcionamiento marginal.
Con la llegada de motores de aeronave de mayor
grado de dilución y/o con un diámetro de inyección de aire más
importante (por ejemplo, para la motorización de aeronaves más
pesadas del tipo de los grandes transportadores), las desviaciones
ocasionadas en la estructura de entrada de aire son más importantes
que en el pasado. Se comprueba que los marcos de refuerzo delantero
8 y trasero 9 no permiten contrarrestar las desviaciones infligidas
con posterioridad, y que las técnicas actuales no aportan ninguna
solución que permita evitar este inconveniente.
La invención tiene por objeto una estructura de
entrada de aire en la que la unión entre el labio y la barquilla se
ha realizado de tal forma que se han reducido, en gran medida, los
inconvenientes citados en lo que antecede. En particular, dentro
del alcance de la invención, la puesta en molinete del motor, que
tiende a deformar la estructura de entrada de aire hacia el
interior del canal de inyección de aire, no conlleva ya la
aspiración del labio de entrada de aire.
De acuerdo con la invención, este resultado se
obtiene merced a medios adicionales para rigidizar la estructura de
entrada de aire de una barquilla de aeronave, los cuales están
posicionados de modo que se oponen a la desviación generada por la
aspiración a nivel de la entrada de aire, entre otros del labio de
entrada de aire. De manera más particular, la estructura de entrada
de aire según uno de los aspectos de la invención, comprende una
parte anular compuesta por una envolvente exterior y una envolvente
interior, y medios para rigidizarla solidarizados por sus extremos
a las envolventes interior y exterior, efectuándose la
solidarización para un extremo a nivel de la entrada de aire, y
para el otro a nivel de los capós de inyección de aire.
Ventajosamente, la estructura incluye un labio
de entrada de aire para asegurar el perfil aerodinámico. Ésta puede
comprender también medios de refuerzo delantero y/o trasero. Según
una posibilidad, los medios suplementarios para rigidizar la
estructura están solidarizados conjuntamente a los medios de
refuerzo delantero y/o trasero.
Con preferencia, los medios suplementarios para
la rigidización adoptan forma de bielas, ventajosamente compuestas,
y su fijación se efectúa por medio de remaches, lo que simplifica el
dimensionamiento y la colocación de los diferentes elementos
adicionales.
Las Figuras anexas permitirán comprender mejor
la invención, si bien solamente se proporcionan a título indicativo
y en ningún caso limitativo.
La Figura 1, ya descrita, muestra un motor de
aeronave;
La Figura 2, ya descrita, es una vista en corte
longitudinal que representa una primera técnica de realización
conocida de una estructura de entrada de aire que ilustra los
refuerzos existentes, y
La Figura 3 presenta un ejemplo de realización
de una estructura de entrada de aire de acuerdo con la
invención.
Con la consideración de la estructura que se
presenta en la Figura 2 descrita con anterioridad, se aprecia que
la rigidez aportada por los marcos 8 y 9 de refuerzo puede ser
insuficiente, en especial si un esfuerzo mecánico actúa sobre la
estructura 4 de entrada de aire en una dirección no protegida por
los marcos 8 y 9 de refuerzo, por ejemplo en sentido longitudinal.
En particular, una aspiración intensa, ocasionada por ejemplo por
la detención del motor y el molinete de la inyección de aire, tiende
a llevar el labio 5 de entrada de aire hacia el interior del canal
3 de inyección de aire, tal y como se ha ilustrado mediante la
flecha de la Figura 2: como resultado puede sobrevenir un daño en
la estructura, especialmente por compresión del panel 6 acústico,
así como por las solicitaciones en tracción de la envolvente 7
exterior.
Con el fin de evitar la aspiración del labio de
entrada de aire durante el molinete de la inyección de aire, entre
otros efectos perjudiciales para la estructura de la barquilla,
según la invención, se han dispuesto medios adicionales para
rigidizar la estructura de modo que se oponen a la desviación del
labio 5 de entrada de aire bajo la influencia de la citada
aspiración, lo que se traduce en la fijación de los citados medios
adicionales en "diagonal" con relación a los marcos de refuerzo
existentes.
Un modo de realización ha sido representado en
la Figura 3. Se observa que la estructura 14 de entrada de aire
conforme a la invención, comprende una envolvente 16 interior,
ventajosamente de panel acústico, y una envolvente 17 exterior. De
igual modo, un labio 15 de entrada de aire forma, con preferencia,
el extremo de la estructura 14. En el modo de realización
representado, se encuentran presentes un marco 18 de refuerzo
delantero y un marco 19 de refuerzo trasero, pero no son
indispensables.
Los medios adicionales para rigidizar la
estructura comprenden, en el ejemplo ilustrado, la barra 20 así como
sus medios de fijación. Estos medios de rigidización podrán
consistir en una biela de recuperación de esfuerzos, realizada con
material compuesto por ejemplo, y concebida para resistir los
esfuerzos de aspiración generados por la puesta en molinete del
motor. Los medios de rigidización podrán consistir en varias bielas
o barras, pudiéndose tratar asimismo de una envolvente
troncocónica. De igual modo, las fijaciones asociadas, por ejemplo
remaches, están concebidas para resistir los esfuerzos de tracción
que siguen a la aspiración.
El primer extremo 22 de los medios 20 de
rigidización, ha sido fijado por el lado de la envolvente 17
exterior y en las proximidades del marco 18 de refuerzo delantero;
su segundo extremo 24 se ha fijado por el lado de la envolvente 16
interior y en las proximidades del marco 19 de refuerzo trasero. De
ese modo, cuando se producen las condiciones de aspiración del
labio 15 de entrada de aire, los medios 20 adicionales de
rigidización se oponen al movimiento de entrada del labio 15 hacia
el interior del canal 3 de inyección de aire: la desviación de las
partes constitutivas de la barquilla 2 ya no se produce.
En este ejemplo de realización, los extremos 22
y 24 de los medios 20 adicionales de rigidización están fijados en
lugares muy próximos a los lugares de fijación de los marcos de
refuerzo delantero 18 y trasero 19. Una cierta latitud del
emplazamiento de las fijaciones de los citados extremos resulta, no
obstante, aceptable.
De este modo, en la primera variante de
realización, el extremo 22 de la barra 20 de rigidización puede ser
fijado directamente al marco 18 de refuerzo delantero, en particular
en la mitad superior de los medios de refuerzo, simbolizados en la
zona A de la Figura 3. También resulta posible fijar la barra 20 de
rigidización con los mismos medios 26 de fijación que los
utilizados para los medios 18 de refuerzo delantero, tal y como se
ha ilustrado en la Figura.
En otra variante de realización, el extremo 22
de la barra 20 puede ser fijado directamente a la envolvente 17
exterior, en las proximidades del extremo delantero de la parte
anular formada por las dos envolventes, es decir, en cualquier
emplazamiento de la zona B.
En lo que concierne a la fijación del segundo
extremo en torno a los medios 19 de refuerzo trasero, están
abiertas opciones similares, con fijación en la posición más por
delante del marco 19, directamente sobre el marco 19, con los mismos
medios 28 de fijación según se ha ilustrado en la Figura.
Está claro que también sería previsible fijar el
extremo 22 en las proximidades del marco 18 de refuerzo delantero,
y por el lado de la envolvente 16 interior, mientras que el segundo
extremo 24 se fija por el lado exterior del marco 19 de refuerzo
trasero. El movimiento de entrada del labio 15 de entrada de aire
hacia el interior del canal 3 de inyección de aire, será detenido
de la misma manera que en los ejemplos que anteceden, merced a los
medios 20 adicionales para rigidización.
Según lo representado, se puede prever suprimir
el marco 18 de refuerzo delantero: en este caso, los medios 20
adicionales para rigidización se disponen en la parte trasera del
extremo trasero del labio 15 de entrada de aire (por oposición al
extremo delantero del citado labio en contacto con el fluido
aerodinámico). La misma alternativa se presentaría con la supresión
de los medios 19 de refuerzo trasero, y una localización de los
medios adicionales de rigidización en torno a los capós de inyección
de aire, por la parte delantera de la zona de colgamiento del motor
30.
A este respecto, es posible utilizar los medios
presentes para la fijación del motor, por ejemplo una placa de
colgamiento del motor presente en la envolvente 16 interior, y
solidarizar la barra 20 directamente sobre una extensión de los
citados medios de fijación. Esto permite conservar el panel 16
acústico tan íntegro como sea posible.
Por otra parte, las formas de los diferentes
elementos de los marcos de refuerzo, por ejemplo, han sido
proporcionadas únicamente a título indicativo: los medios de
refuerzo delantero y trasero pueden ser según todos los modos de
realización habituales, o pueden ser fabricados en función de la
presencia de medios suplementarios de rigidización con el fin de
integrarlos, por ejemplo mediante la presencia de un reforzamiento
para posicionarlos.
Claims (15)
1. Estructura (14) de entrada de aire para un
motor de aeronave, que comprende una parte anular que define un
canal (3) de inyección de aire que incluye un extremo de entrada,
una envolvente (17) exterior y una envolvente (16) interior,
presentando la envolvente (16) interior una zona (30) de colgamiento
del motor distante del extremo de entrada, y medios (20) de
rigidización que comprenden un primer extremo (24) solidarizado a la
envolvente (16) interior y un segundo extremo (22) solidarizado a
la envolvente (17) exterior, que se caracteriza porque uno
de los dos extremos (22) de los medios (20) de rigidización está
solidarizado a nivel del extremo de entrada de la parte anular, y
el otro extremo (24) está solidarizado a nivel de la zona (30) de
colgamiento.
2. Estructura según la reivindicación 1, que
comprende además medios (18) de refuerzo delantero, en los que un
primer extremo se ha solidarizado con la envolvente (16) interior y
un segundo extremo se ha solidarizado con la envolvente (17)
exterior, estando los dos extremos solidarizados a nivel del extremo
de entrada.
3. Estructura según la reivindicación 2, en la
que los medios (20) de rigidización se han solidarizados por un
extremo (22) en los medios (18) de refuerzo delantero.
4. Estructura según la reivindicación 2, en la
que medios (26) de fijación solidarizan los medios (20) de
rigidización y los medios (18) de refuerzo delantero sobre una (17)
de las envolventes.
5. Estructura según la reivindicación 2, en la
que los medios (18) de refuerzo delantero están solidarizados entre
el extremo delantero y el lugar en el que los medios (20) de
rigidización se encuentran solidarizados a nivel del extremo de
entrada.
6. Estructura según una de las reivindicaciones
1 a 5, que comprende medios (19) de refuerzo trasero de los que un
primer extremo se ha solidarizado a la envolvente (16) interior a
nivel de la zona (30) de colgamiento, y un segundo extremo se ha
solidarizado a la envolvente (17) exterior, definiendo los medios
(19) de refuerzo trasero una casi normal a las envolventes (16,
17).
7. Estructura según la reivindicación 6, en la
que los medios (20) de rigidización se han solidarizado por un
extremo en los medios (19) de refuerzo
\hbox{trasero.} 8. Estructura según la reivindicación 6, en la
que medios (28) de fijación solidarizan los medios (20) de
rigidización y los medios (19) de refuerzo trasero sobre una (16) de
las envolventes.
9. Estructura según la reivindicación 8, que
comprende una placa de colgamiento del motor sobre la envolvente
(16) interior, en la que se han solidarizado los medios (20) de
rigidización y los medios (19) de refuerzo trasero.
10. Estructura según una de las reivindicaciones
1 a 9, en la que el segundo extremo (24) de los medios (20) de
rigidización se encuentra solidarizado a nivel del extremo de
entrada.
11. Estructura según una de las reivindicaciones
anteriores, en la que los medios (20) de rigidización están
compuestos por una biela compuesta.
12. Estructura según la reivindicación anterior,
que comprende una pluralidad de bielas.
13. Estructura según una de las reivindicaciones
anteriores, en la que los medios (20) de rigidización se han
solidarizado a las envolventes (16, 17) por medio de remaches.
14. Estructura según una de las reivindicaciones
anteriores, que comprende un labio (15) de entrada de aire a nivel
del extremo de entrada.
15. Estructura según una de las reivindicaciones
anteriores, en la que la envolvente (16) interior
comprende un panel acústico.
comprende un panel acústico.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0450613 | 2004-03-29 | ||
| FR0450613A FR2868124B1 (fr) | 2004-03-29 | 2004-03-29 | Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2274502T3 true ES2274502T3 (es) | 2007-05-16 |
Family
ID=34878495
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES05102354T Active ES2274502T3 (es) | 2004-03-29 | 2005-03-23 | Estructura de entrada de aire para motor de aeronave. |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7383679B2 (es) |
| EP (1) | EP1582702B1 (es) |
| AT (1) | ATE342430T1 (es) |
| CA (1) | CA2500963C (es) |
| DE (1) | DE602005000167T2 (es) |
| ES (1) | ES2274502T3 (es) |
| FR (1) | FR2868124B1 (es) |
Families Citing this family (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2903732B1 (fr) * | 2006-07-12 | 2008-09-12 | Airbus France Sas | Entree d'air pour turbomoteur d'aeronef. |
| US7721525B2 (en) * | 2006-07-19 | 2010-05-25 | Rohr, Inc. | Aircraft engine inlet having zone of deformation |
| US7503425B2 (en) * | 2006-10-02 | 2009-03-17 | Spirit Aerosystems, Inc. | Integrated inlet attachment |
| FR2927609B1 (fr) * | 2008-02-18 | 2010-06-25 | Aircelle Sa | Entree d'air pour nacelle d'aeronef, et nacelle equipee d'une telle entree d'air |
| US8757540B2 (en) * | 2008-06-30 | 2014-06-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Nacelle inlet lip |
| WO2010012899A2 (fr) * | 2008-07-30 | 2010-02-04 | Aircelle | Ensemble de pièces reliées entre elles par un dispositif permettant de conserver l'intégrité de la surface de l'une des pièces |
| US8092169B2 (en) * | 2008-09-16 | 2012-01-10 | United Technologies Corporation | Integrated inlet fan case |
| FR2936492B1 (fr) * | 2008-10-01 | 2011-04-01 | Aircelle Sa | Nacelle pour turboreacteur. |
| US7798285B2 (en) * | 2008-11-14 | 2010-09-21 | Rohr, Inc. | Acoustic barrel for aircraft engine nacelle including crack and delamination stoppers |
| FR2942457B1 (fr) * | 2009-02-24 | 2011-04-22 | Snecma | Nacelle de turboreacteur a structure d'entree d'air amovible |
| FR2943624B1 (fr) * | 2009-03-27 | 2011-04-15 | Airbus France | Nacelle d'aeronef comportant une paroi exterieure renforcee |
| US8197191B2 (en) | 2009-04-14 | 2012-06-12 | Rohr, Inc. | Inlet section of an aircraft engine nacelle |
| FR2960856B1 (fr) * | 2010-06-07 | 2012-06-22 | Airbus Operations Sas | Cadre arriere d'une nacelle d'aeronef |
| FR2966128B1 (fr) * | 2010-10-15 | 2013-06-14 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef incorporant une zone de jonction continue entre une paroi exterieure et un cadre avant et/ou un cadre arriere |
| DE102011008920A1 (de) * | 2011-01-19 | 2012-07-19 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Schallabsorber, insbesondere für einen Gasturbinenabgaskonus und Verfahren zu dessen Herstellung |
| FR2971232B1 (fr) * | 2011-02-04 | 2013-01-18 | Aircelle Sa | Procede de fabrication d'une structure d'entree d'air de nacelle de turboreacteur |
| US9016042B2 (en) | 2011-05-20 | 2015-04-28 | Rohr, Inc. | Reinforcement members for aircraft propulsion system components configured to address delamination of the inner fixed structure |
| US9534505B2 (en) | 2012-07-23 | 2017-01-03 | United Technologies Corporation | Integrated nacelle inlet and metallic fan containment case |
| FR2998545B1 (fr) | 2012-11-23 | 2016-10-28 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant une liaison renforcee entre une entree d'air et une motorisation |
| US9664113B2 (en) * | 2014-03-15 | 2017-05-30 | The Boeing Company | One piece inlet lip skin design |
| US9725190B2 (en) * | 2015-02-13 | 2017-08-08 | The Boeing Company | Aircraft engine inlet assembly apparatus |
| US9874228B2 (en) * | 2015-05-15 | 2018-01-23 | Rohr, Inc. | Nacelle inlet with extended outer barrel |
| US10556701B2 (en) * | 2017-04-14 | 2020-02-11 | Rohr, Inc. | Bird-strike energy absorbing net |
| FR3075761A1 (fr) | 2017-12-21 | 2019-06-28 | Airbus Operations | Partie anterieure de nacelle d'un ensemble propulsif comportant un cadre de rigidification incline |
| FR3092871B1 (fr) * | 2019-02-15 | 2022-02-25 | Airbus Operations Sas | Procede d’assemblage d’une entree d’air d’un turboreacteur d’aeronef |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4749150A (en) * | 1985-12-24 | 1988-06-07 | Rohr Industries, Inc. | Turbofan duct with noise suppression and boundary layer control |
| DE4340951A1 (de) * | 1992-12-04 | 1994-06-09 | Grumman Aerospace Corp | Einstückiges Triebwerkeinlaß-Schallrohr |
| GB9424495D0 (en) * | 1994-12-05 | 1995-01-25 | Short Brothers Plc | Aerodynamic low drag structure |
| US6027078A (en) * | 1998-02-27 | 2000-02-22 | The Boeing Company | Method and apparatus using localized heating for laminar flow |
| FR2787509B1 (fr) * | 1998-12-21 | 2001-03-30 | Aerospatiale | Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef |
| FR2802573B1 (fr) * | 1999-12-21 | 2002-02-15 | Aerospatiale Matra Airbus | Dispositif d'evacuation d'air chaud pour capot d'entree d'air de moteur a reaction, a circuit de degivrage |
| GB2365078B (en) * | 2000-07-27 | 2004-04-21 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine blade |
| FR2856379B1 (fr) * | 2003-06-18 | 2006-11-24 | Airbus France | Moteur d'avion dont les capots de soufflante et d'inverseurs de poussee sont separes par un jeu reduit |
| FR2868123B1 (fr) * | 2004-03-29 | 2006-06-23 | Airbus France Sas | Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef |
-
2004
- 2004-03-29 FR FR0450613A patent/FR2868124B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-03-22 US US11/085,572 patent/US7383679B2/en active Active
- 2005-03-23 ES ES05102354T patent/ES2274502T3/es active Active
- 2005-03-23 AT AT05102354T patent/ATE342430T1/de not_active IP Right Cessation
- 2005-03-23 EP EP05102354A patent/EP1582702B1/fr not_active Not-in-force
- 2005-03-23 DE DE602005000167T patent/DE602005000167T2/de active Active
- 2005-03-24 CA CA2500963A patent/CA2500963C/fr not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2868124A1 (fr) | 2005-09-30 |
| US20050218261A1 (en) | 2005-10-06 |
| US7383679B2 (en) | 2008-06-10 |
| FR2868124B1 (fr) | 2006-06-23 |
| EP1582702B1 (fr) | 2006-10-11 |
| DE602005000167D1 (de) | 2006-11-23 |
| CA2500963C (fr) | 2013-01-22 |
| DE602005000167T2 (de) | 2007-08-16 |
| ATE342430T1 (de) | 2006-11-15 |
| EP1582702A1 (fr) | 2005-10-05 |
| CA2500963A1 (fr) | 2005-09-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2274502T3 (es) | Estructura de entrada de aire para motor de aeronave. | |
| ES2244163T3 (es) | Estructura de entrada de aire para motor de aereonave. | |
| ES2338385T3 (es) | Gondola estructurante. | |
| US10017267B2 (en) | Engine assembly for an aircraft comprising a primary structure of a mounting pylon equipped with a box extension comprising two parts in the overall shape of an arch | |
| ES2316257A1 (es) | Cono de cola para aeronave con carena movil y estructura de soporte de unidad auxiliar de energia y de sus elementos anexos. | |
| ES2638141T3 (es) | Puerta de acero ligero para vehículo y método para la fabricación de la misma | |
| ES2372220T3 (es) | Conjunto de ventana de avión. | |
| BRPI0714033A2 (pt) | conjunto motor para aeronave, e, aeronave | |
| ES2651355T3 (es) | Vehículo automotor | |
| ES2433368T3 (es) | Disposición de sujeción para un avión | |
| ES2351823A1 (es) | Estructura sustentadora para aeronaves. | |
| CN102348600B (zh) | 具有增强外壁的飞行器发动机舱 | |
| ES2535411T3 (es) | Góndola de turborreactor | |
| ES2439841T3 (es) | Panel de aeronave que comprende una abertura equipada con un cerco | |
| JP2009539690A (ja) | 航空機又は宇宙船の尾部構造体 | |
| ES2680443T3 (es) | Sección trasera de una aeronave | |
| JP2008509319A (ja) | 航空機用エンジンアセンブリ | |
| US11541989B2 (en) | Ducted fan of an aircraft and aircraft | |
| CN108216558A (zh) | 包括用于支承两个发动机的机身框架的飞行器后部部分 | |
| FR3060651B1 (fr) | Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef | |
| EP2995552A1 (en) | Chamber in an airfoil | |
| ES2672528T3 (es) | Sección de fuselaje de aeronave | |
| ES2308518T3 (es) | Aleta de aumento de sustentacion movil, de borde de ataque, de un ala principal del grupo sustentador de una aeronave. | |
| ES2434021T3 (es) | Estructura de borde de ataque, en particular para la entrada de aire de una góndola de motor de aeronave | |
| ES2870018T3 (es) | Elemento de revestimiento para una carcasa intermedia de turbina |