ES2292685T3 - Entrada doble de aire de un reactor. - Google Patents
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Abstract
Un conjunto de admisión para un motor (18) de propulsión a chorro de una aeronave (10) cuyo fuselaje se funde con las alas, pudiendo montarse dicho conjunto de admisión del motor sobre un miembro de sustentación sustancialmente ininterrumpido de dicha aeronave (10) cuyo fuselaje se funde con las alas, que comprende: una primera entrada (48) de aire que está posicionada, en general, dentro de la capa límite que circula en torno a dicho miembro de sustentación de la aeronave; un primer paso (46) que interconecta en relación de circulación de fluido dicha primera entrada de aire y una sección de derivación (22) del motor de propulsión de chorro; una segunda entrada (56) de aire que está posicionada en general fuera de dicha capa límite; y un segundo paso (44) que interconecta en relación de circulación de fluido dicha segunda entrada de aire y una sección (24) de turbina del motor de propulsión a chorro, en el que dicha primera entrada es generalmente rectangular, pudiendo situarse dicha primera entrada de aire en posición generalmente al ras con dicha superficie exterior de la aeronave; y dicha segunda entrada de aire es generalmente semicircular, estando dicha segunda entrada de aire posicionada en general en relación de superposición con dicha primera entrada de aire.
Description
Entrada doble de aire de un reactor.
El presente invento se refiere, en general, a un
sistema de admisión para un motor de propulsión de turboventilador
o de doble flujo y, más particularmente, a un sistema de admisión de
un motor que es capaz de desviar por separado aire de la capa
límite y aire de la corriente libre a un motor de propulsión de
turboventilador.
En el diseño de las aeronaves convencionales,
sus alas proporcionan sustentación aerodinámica y, además, soportan
el peso del fuselaje. Los motores se acoplan, entonces, a las alas
y/o al fuselaje para proporcionar empuje para propulsar a la
aeronave.
Sin embargo, recientemente se han realizado
desarrollos significativos en el diseño de aeronaves cuyo fuselaje
se funde con las alas. En una aeronave cuyo fuselaje se funde con
las alas, el fuselaje y las alas se unen para formar una curva
suave a lo largo del exterior de la aeronave, sin que exista una
interconexión discreta entre el fuselaje y las alas. Con el fin de
mantener la eficacia aerodinámica y las características de
sustentación de una aeronave cuyo fuselaje se funde con las alas,
se ha determinado que una configuración en la que los motores estén
montados a popa proporciona menos perturbaciones del flujo de aire
sobre la superficie de fuselaje y alas, manteniendo por tanto la
eficacia aerodinámica y las ventajas del diseño de fuselaje fundido
con las alas.
La sustentación aerodinámica es el resultado del
movimiento de un fluido (por ejemplo, aire) sobre la superficie del
ala. De acuerdo con las leyes de la dinámica de fluidos, tal
movimiento del fluido genera una capa límite entre una región de
baja presión estática y una región de alta presión estática. De
acuerdo con la actual tecnología del diseño alar, es preferible
mantener esta capa límite unida a lo largo de la superficie de un
ala con el fin de retrasar o evitar por completo la separación de
flujo. Dicho retraso o la evitación de la separación del flujo
mejora las características aerodinámicas de la superficie del ala,
proporcionando por tanto un ala que ofrece menos resistencia en
comparación con un ala con el campo de flujo separado.
Durante el vuelo, el aire de la capa límite que,
típicamente, se forma a lo largo de las superficies de las alas y
del fuselaje, fluye a baja velocidad y con baja presión estática.
Dado que el aire con baja energía provoca un mal rendimiento del
motor, algunas aeronaves han empleado algún tipo de sistema
desviador de la capa límite para impedir que el aire de la capa
límite entre en la admisión del motor.
Los presentes desviadores de capa límite
requieren varios subsistemas o añaden tabiques para hacer que
funcionen apropiadamente. Tales subsistemas y/o tabiques pueden
incrementar el peso, el coste de producción, las complicaciones
mecánicas y el coste de mantenimiento de la aeronave. Asimismo, los
motores deberían montarse más arriba generando momentos de picado y
un área bañada incrementada.
Por otra parte, en el caso de una aeronave con
el fuselaje fundido con las alas, cuando los motores se montan,
generalmente, al ras con el borde de salida del ala efectiva, la
mezcla de aire de capa límite y de aire de corriente libre genera
distorsiones en una admisión combinada. Es decir, simplemente el
hecho de montar a popa los motores de una aeronave cuyo fuselaje se
funde con el ala, puede dar lugar a una mala eficacia aerodinámica
de la superficie efectiva del ala y puede originar un mal
rendimiento de los motores debido a la admisión de aire de capa
límite con baja energía.
El documento
US-A-3.237.891 describe un conjunto
de admisión para un motor de propulsión a chorro de una aeronave,
cuyo conjunto de admisión del motor comprende una primera entrada de
aire que está posicionada, en general, dentro de la circulación de
la capa límite en torno a la superficie exterior de la aeronave; un
primer paso que interconecta en relación de circulación de fluido
dicha primera entrada de aire y el motor de propulsión a chorro;
una segunda entrada de aire posicionada en general fuera de la
citada capa límite; y un segundo paso que interconecta, en relación
de circulación de fluido, dicha segunda entrada de aire y el motor
de propulsión a chorro.
En consecuencia, en la técnica relevante existe
la necesidad de proporcionar un sistema de admisión para un motor
de propulsión de turboventilador que sea capaz de desviar por
separado aire de la capa límite y aire de la corriente libre hacia
un motor de propulsión turborreactor. Además, en la técnica
relevante existe la necesidad de proporcionar un sistema de
admisión para un motor, que sea capaz de conseguir una eficacia
aerodinámica máxima de la superficie alar y, simultáneamente,
conseguir un rendimiento máximo del motor de propulsión a chorro.
Todavía, además, en la técnica relevante existe la necesidad de
proporcionar un sistema de admisión para un motor que supere las
desventajas de la técnica anterior.
El presente invento proporciona un conjunto de
admisión para un motor de propulsión a chorro de una aeronave cuyo
fuselaje se funde con las alas, cuyo conjunto de admisión del motor
puede montarse sobre un miembro de sustentación sustancialmente
ininterrumpido de dicha aeronave cuyo fuselaje se funde con las
alas, que comprende una primera entrada de aire que está
posicionada, en general, dentro de la capa límite que fluye en torno
a dicho miembro de sustentación de la aeronave; un primer paso que
interconecta, en relación de circulación de fluido, dicha primera
entrada de aire y una sección de derivación del motor de propulsión
a chorro; una segunda entrada de aire que está posicionada, en
general, fuera de la citada capa límite; y un segundo paso que
interconecta, en relación de circulación de fluido, dicha segunda
entrada de aire y una sección de turbina del motor de propulsión a
chorro, en el que dicha primera entrada de aire es generalmente
rectangular, pudiendo posicionarse dicha primera entrada de aire,
en general, al ras de dicha superficie exterior de la aeronave; y
dicha segunda entrada de aire es, generalmente, semicircular,
estando posicionada dicha segunda entrada de aire, en general, en
relación de superpuesta con dicha primera entrada de aire.
Se proporciona una admisión doble de capa límite
para un motor de propulsión de turboventilador de una aeronave que
tiene una construcción ventajosa. La admisión del motor incluye una
primera entrada de aire posicionada, en general, dentro de la capa
límite de fluye en torno a la superficie exterior de la aeronave. Un
primer paso interconecta, en relación de circulación de fluido, la
primera entrada de aire y el motor de propulsión a chorro a fin de
proporcionar aire de la capa límite a la derivación con el fin de
reducir la resistencia aerodinámica. Una segunda entrada de aire
está posicionada en general fuera de la capa límite. Este segundo
paso interconecta, en relación de circulación de fluido, la segunda
entrada de aire y el motor de propulsión de turboventilador para
proporcionar aire de la corriente libre fuera de la capa límite al
núcleo y al compresor del motor de turboventilador a fin de
mantener el rendimiento del motor.
Otras áreas de aplicación del presente invento
resultarán evidentes a partir de la descripción detallada que se
ofrece en lo que sigue. Debe entenderse que la descripción detallada
y los ejemplos específicos, si bien indican la realización
preferida del invento, tienen únicamente fines ilustrativos y no
están destinados a limitar el alcance del invento.
El presente invento se comprenderá más
completamente a partir de la descripción detallada y de los dibujos
adjuntos, en los que:
la Fig. 1 es una vista en perspectiva que
ilustra una aeronave cuyo fuselaje se funde con las alas, que emplea
un sistema doble de admisión de capa límite para el motor de
acuerdo con los principios del presente invento;
la Fig. 2 es una vista lateral agrandada, con
partes en sección, que ilustra el sistema doble de admisión de capa
límite para el motor; y
la Fig. 3 es una vista en perspectiva,
agrandada, de las entradas del sistema doble de admisión de capa
límite para el motor.
La siguiente descripción de la realización
preferida tiene, simplemente, naturaleza ilustrativa y de ningún
modo está destinada a limitar el invento, su aplicación ni sus usos.
Por ejemplo, el sistema doble de admisión de capa límite para el
motor del presente invento puede encontrar utilidad en una
diversidad de aplicaciones aeronáuticas diferentes, tales como
aeronaves subsónicas, supersónicas y aeronaves con fuselaje y alas
convencionales. La siguiente exposición simplemente se refiere a la
realización preferida como se ilustra en los dibujos; sin embargo,
tal descripción no debe interpretarse como una limitación del
alcance de la presente solicitud.
Haciendo referencia a la Fig. 1, en ella se
ilustra una aeronave 10 cuyo fuselaje se funde con las alas, que
tiene un fuselaje 12 y un par de alas 14. La aeronave 10 cuyo
fuselaje se funde con las alas de la realización preferida se
caracteriza por la suave curva somera formada por los paneles
estructurales exteriores entre el fuselaje 12 y las alas 14. A
diferencia de lo diseños de aeronaves convencionales, la aeronave 10
cuyo fuselaje se funde con las alas carece de una interconexión
discreta entre el fuselaje 12 y las alas 14. El revestimiento
exterior del fuselaje 12 y el de las alas 14 se unen para formar una
región de acuerdo 16. El fuselaje 12, las alas 14 y la región de
acuerdo 16 cooperan para definir un miembro de ala sustancialmente
ininterrumpido, capaz de proporcionar sustentación aerodinámica a la
aeronave 10 cuyo fuselaje se funde con las alas, de acuerdo con los
principios aerodinámicos conocidos.
La aeronave 10 cuyo fuselaje se funde con las
alas incluye, además, una pluralidad de motores de propulsión 18 de
turboventilador. Como se ilustra en las figuras, la realización
actualmente preferida incluye tres motores de propulsión 18 de
turboventilador montados, generalmente, en una región de popa 20 de
la aeronave 10 cuyo fuselaje se funde con las alas. Sin embargo,
debe apreciarse que los principios del presente invento pueden
emplearse en aeronaves dotadas de cualquier número de motores.
Como se ve mejor en la Fig. 2, un motor de
propulsión 18 de turboventilador servido por la realización
actualmente preferida, es un motor de chorro del tipo de
turboventilador. Por ejemplo, una disposición de "ventilador
trasero" era característica en el GENERAL ELECTRIC CF
700-1. Específicamente, un motor de propulsión 18 de
turboventilador incluye una sección 22 de ventilador en derivación
montada atrás y una sección de turbina 24. La sección de turbina 24
está dispuesta concéntricamente dentro de la sección 22 de
ventilador en derivación. La sección de turbina 24 incluye,
generalmente, un alojamiento de turbina 28 y una tobera de escape
30. Un rotor 31 de turbina está montado operativamente dentro del
alojamiento 28 de compresor y está conectado mecánicamente con un
compresor 32. El compresor 32 está dispuesto dentro de un
alojamiento 28 de compresor. Finalmente, un cono trasero 34 está
montado dentro de la tobera de escape 30 con el fin de proporcionar
un flujo de empuje apropiado a partir del motor de propulsión 18 de
turboventilador.
La sección 22 de ventilador en derivación
incluye una pluralidad de álabes 21 de ventilador en un alojamiento
38 de ventilador con el fin de proporcionar empuje de flujo
"frío" desde la salida 40 de la sección 22 de ventilador en
derivación.
En funcionamiento, se suministra aire frío al
motor de propulsión 18 de turboventilador a través de un sistema
doble 42 de admisión de capa límite para el motor. El sistema 42 de
admisión del motor incluye un conducto 44 de admisión de aire al
compresor y un conducto 46 de aire en derivación.
El conducto 46 de aire en derivación incluye un
extremo de admisión 48 y un extremo de salida 50. En la realización
actualmente preferida de las FIGS. 1 y 3, el extremo 48 del conducto
46 de aire en derivación es de forma generalmente rectangular, de
tal modo que esté posicionado en la curvatura de una superficie
superior 52 de la aeronave 10 cuyo fuselaje se funde con las alas y
siga sustancialmente dicha curvatura. Debe entenderse que la
superficie superior 52 de la aeronave cuyo fuselaje se funde con las
alas y, consiguientemente, el extremo de admisión 48 del conducto
46 de aire en derivación, puede incluir cualquier perfil del extremo
de entrada que se adapte a la forma de la curvatura de la aeronave
o que satisfaga otros requisitos aerodinámicos. El extremo de
salida 50 del conducto 46 de aire en derivación tiene una sección
transversal generalmente circular con el fin de proporcionar un
montaje apropiado con un extremo de entrada 54 de la sección 22 de
ventilador en derivación del motor de propulsión 18 de
turboventilador. Por tanto, el conducto 46 de aire en derivación
incluye una transición tridimensional generalmente compleja desde el
extremo 48 de entrada, generalmente rectangular, al extremo de
salida 50, generalmente circular.
El conducto 44 de entrada de aire al compresor
del sistema 42 de admisión del motor tiene, en general, forma de S,
con un extremo de entrada 56 y un extremo de salida 58. El extremo
de entrada 56 del conducto 44 de entrada de aire al compresor es de
forma generalmente semicircular (Fig. 3) y está posicionado encima
del conducto 46 de aire en derivación o en posición
"superpuesta" con relación a él. Es decir, una superficie 60
generalmente plana del extremo de entrada 56 del conducto 44 de
entrada de aire al compresor está posicionada sobre una superficie
superior 62 correspondiente del conducto 46 de aire de derivación.
El extremo de salida 58 del conducto 44 de entrada de aire es de
forma generalmente circular y tiene un tamaño suficiente para ser
acoplado a un extremo de entrada 64 del alojamiento 28 del
compresor. Una rejilla 61 sirve como trampa para la humedad y los
objetos extraños, antes de que el aire de la capa límite entre en el
conducto de entrada de aire al compresor.
De acuerdo con los principios del presente
invento, el conducto 44 de entrada de aire está posicionado dentro
de un flujo de aire de corriente libre, de alta energía. En
consecuencia, durante el vuelo, el aire de la capa límite, indicado
en general en 66 (Fig. 2) circula sobre la superficie superior 52 de
la aeronave 10 cuyo fuselaje se funde con las alas. El extremo de
entrada 48 del conducto 46 de aire en derivación está dispuesto
generalmente dentro de este aire 66 de la capa límite con el fin de
proporcionar comunicación de fluido del aire 66 de la capa límite a
la sección 22 de ventilador en derivación del motor de propulsión 18
de turboventilador.
Una ventaja de esta disposición es que el
funcionamiento del ventilador en derivación 21 en la sección 22 de
ventilador en derivación produce una presión reducida en el extremo
de entrada 54 de la sección 22 de ventilador en derivación. Esta
condición de presión reducida existe, además, dentro del conducto 46
de aire en derivación y sirve para barrer el flujo de aire 66 de
capa límite sobre la superficie superior 52 de la aeronave 10 cuyo
fuselaje se funde con las alas. Es decir, la condición de presión
reducida dentro del conducto 46 de aire en derivación ayuda a
mejorar o favorecer el flujo de aire 66 de capa límite sobre una
parte longitudinal mayor de la superficie superior 52 en
comparación con una aeronave de diseño convencional que no utilice
esta condición de presión reducida.
Con el fin de suministrar aire en corriente
libre con mayor energía a la sección 24 de turbina del motor de
propulsión 18 de turboventilador, el extremo de entrada 56 del
conducto 44 de aire para la turbina está posicionado
sustancialmente por encima del aire 66 de la capa límite (Fig. 2) y,
así, se abre al aire en corriente libre indicado generalmente en
68. Dicho aire 68 en corriente libre es suministrado al extremo de
entrada 56 de la entrada 58 al compresor. Como es bien sabido en la
técnica, el aire en corriente libre sirve para mejorar el
rendimiento energético de los motores de propulsión a chorro
conocidos.
Como se apreciará a partir de la descripción que
antecede, el sistema doble de admisión de capa límite para un motor
de acuerdo con los principios del presente invento proporciona
varias ventajas aerodinámicas y comerciales. Por ejemplo, el
sistema doble de admisión de capa límite para un motor del presente
invento proporciona un método de suministrar aire en corriente
libre con alta energía a la entrada del compresor del motor,
mientras que, simultáneamente, suministra aire de la capa límite a
una entrada del ventilador en derivación. El ventilador en
derivación produce una presión reducida que barre y favorece la
relación de unión de la capa límite a las superficies de
sustentación de la aeronave. Además, el sistema doble de admisión de
capa límite para un motor del presente invento permite el montaje a
popa de los motores de propulsión de turboventilador con el fin de
facilitar la reparación y/o el mantenimiento sencillos y
convenientes en un ambiente comercial. La reparación y/o el
mantenimiento sencillos y convenientes de los motores de chorro es
un requisito previo para la viabilidad comercial en los entornos
del transporte militar y de pasajeros.
La descripción del invento es, meramente, de
naturaleza ilustrativa y, así, se pretende que las variaciones que
no se aparten de la esencia del invento caigan dentro del alcance
del invento. No se considera que tales variaciones se desvíen del
alcance del invento.
Claims (10)
1. Un conjunto de admisión para un motor (18) de
propulsión a chorro de una aeronave (10) cuyo fuselaje se funde con
las alas, pudiendo montarse dicho conjunto de admisión del motor
sobre un miembro de sustentación sustancialmente ininterrumpido de
dicha aeronave (10) cuyo fuselaje se funde con las alas, que
comprende:
una primera entrada (48) de aire que está
posicionada, en general, dentro de la capa límite que circula en
torno a dicho miembro de sustentación de la aeronave;
un primer paso (46) que interconecta en relación
de circulación de fluido dicha primera entrada de aire y una
sección de derivación (22) del motor de propulsión de chorro;
una segunda entrada (56) de aire que está
posicionada en general fuera de dicha capa límite; y
un segundo paso (44) que interconecta en
relación de circulación de fluido dicha segunda entrada de aire y
una sección (24) de turbina del motor de propulsión a chorro, en el
que dicha primera entrada es generalmente rectangular, pudiendo
situarse dicha primera entrada de aire en posición generalmente al
ras con dicha superficie exterior de la aeronave; y dicha segunda
entrada de aire es generalmente semicircular, estando dicha segunda
entrada de aire posicionada en general en relación de superposición
con dicha primera entrada de aire.
2. El conjunto de admisión para un motor de
acuerdo con la reivindicación 1, en el que dicha primera entrada de
aire coopera con el motor de propulsión a chorro para generar una
presión reducida generalmente junto a dicho miembro de
sustentación, cuya presión reducida favorece, en general, la unión
de dicha capa límite a dicho miembro de sustentación con el fin de
reducir la resistencia aerodinámica de la aeronave.
3. El conjunto de admisión para un motor de
acuerdo con la reivindicación 1 o la reivindicación 2, en el que
dicha segunda entrada de aire proporciona, en general, un flujo de
aire sin obstrucciones al motor de propulsión a chorro.
4. El conjunto de admisión para un motor de
acuerdo con la reivindicación 1, la reivindicación 2 o la
reivindicación 3, en el que dicho segundo paso tiene, en general,
forma de S.
5. El conjunto de admisión para un motor de
acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-4,
en el que dicho primer paso incluye un extremo de salida que está
en comunicación de fluido con dicho motor de propulsión a chorro; y
dicho segundo paso incluye un extremo de salida que está en
comunicación de fluido con dicho motor de propulsión a chorro,
estando posicionado dicho extremo de salida del citado segundo paso,
en general, en relación concéntrica con dicho extremo de salida de
dicho primer paso.
6. El conjunto de admisión para un motor de
acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-5,
que comprende además:
un miembro de rejilla (61) montado en dicha
primera entrada de aire para reducir al mínimo la entrada de humedad
y de objetos extraños en dicho primer paso.
7. El conjunto de admisión para un motor de
acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-6,
en el que:
dicho motor de chorro es un motor de chorro del
tipo de turboventilador, que tiene un núcleo y un compresor y un
ventilador;
dicho primer paso de entrada de aire está
acoplado en comunicación de fluido entre dicha parte de dicha capa
límite y dicho ventilador; y
dicho segundo paso de entrada de aire está
acoplado en comunicación de fluido entre dicha corriente de aire
fuera de la citada capa límite y dicho núcleo y dicho compresor,
para proporcionar un flujo de aire en corriente libre a dicho
núcleo y dicho compresor.
8. El conjunto de admisión para un motor de
acuerdo con la reivindicación 7, en el que dicho ventilador genera
una presión reducida dentro de dicho primer paso de entrada de aire
para favorecer, en general el flujo unido de dicha capa límite
fuera de dicho motor de chorro del tipo de turboventilador, para
reducir la resistencia aerodinámica.
9. El conjunto de admisión para un motor de
acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-8,
en el que dicho motor de chorro está montado a popa.
10. Aeronave que comprende:
- un fuselaje que se funde con las alas;
- al menos un conjunto de admisión para el motor
de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones
1-9.
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| WO2008017567A1 (de) * | 2006-08-11 | 2008-02-14 | Team Smartfish Gmbh | Lufteinlass eines strahltriebwerks |
| US7861968B2 (en) * | 2006-10-26 | 2011-01-04 | The Boeing Company | Air inlet and method for a highspeed mobile platform |
| US7624944B2 (en) * | 2006-10-26 | 2009-12-01 | The Boeing Company | Tandem air inlet apparatus and method for an airborne mobile platform |
| US7665689B2 (en) * | 2006-11-24 | 2010-02-23 | The Boeing Company | Unconventional integrated propulsion systems and methods for blended wing body aircraft |
| US7784732B2 (en) * | 2007-01-04 | 2010-08-31 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Boundary-layer-ingesting inlet flow control system |
| ITTO20080142A1 (it) * | 2008-02-28 | 2009-08-29 | Alenia Aeronautica Spa | Presa d'aria, in particolare per un espulsore di chaff per velivolo |
| GB2461718A (en) * | 2008-07-10 | 2010-01-13 | Rolls Royce Plc | An aircraft propulsion arrangement having a single fan located within a curved guide path |
| FR2938824A1 (fr) * | 2008-11-26 | 2010-05-28 | Aircelle Sa | Nacelle integree sur aile volante |
| US7793884B2 (en) * | 2008-12-31 | 2010-09-14 | Faruk Dizdarevic | Deltoid main wing aerodynamic configurations |
| US8511603B2 (en) * | 2009-01-14 | 2013-08-20 | Lewis E. Blomeley | Roadable aircraft with collapsible wings and ductless fan |
| US8052083B1 (en) * | 2009-09-17 | 2011-11-08 | John Patrick Moran | Bird deflector and air replacement system technical field |
| US8844262B2 (en) * | 2009-12-29 | 2014-09-30 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Exhaust for a gas turbine engine |
| US8056852B1 (en) * | 2011-02-21 | 2011-11-15 | Faruk Dizdarevic | Longitudinal flying wing aircraft |
| GB201117104D0 (en) * | 2011-10-05 | 2011-11-16 | Rolls Royce Plc | A duct |
| US9291101B2 (en) * | 2013-02-28 | 2016-03-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine inlet wall design |
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| US10421553B2 (en) * | 2015-01-20 | 2019-09-24 | United Technologies Corporation | Pusher fan engine with in wing configuration |
| JP6128568B2 (ja) * | 2015-03-26 | 2017-05-17 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 航空機のインテーク構造 |
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| RU2605653C1 (ru) * | 2015-08-28 | 2016-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа "летающее крыло" |
| US10556702B2 (en) * | 2016-07-13 | 2020-02-11 | General Electric Company | Aircraft having an airflow duct |
| US10436055B2 (en) | 2016-12-21 | 2019-10-08 | United Technologies Corporation | Distributed fan lubrication system |
| CN109720586A (zh) * | 2017-10-30 | 2019-05-07 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种附面层隔道 |
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| US11247776B2 (en) * | 2019-04-01 | 2022-02-15 | The Boeing Company | Aircraft having embedded engines |
| WO2021007216A1 (en) * | 2019-07-08 | 2021-01-14 | DZYNE Technologies Incorporated | Drag recovery scheme using boundary layer ingestion |
| CN110304267B (zh) * | 2019-07-19 | 2020-08-11 | 中国人民解放军国防科技大学 | 高超声速飞行器设计方法及系统 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3237891A (en) * | 1964-05-13 | 1966-03-01 | British Aircraft Corp Ltd | Jet-propulsion power-plants for aircraft |
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| FR2344445A1 (fr) * | 1976-03-16 | 1977-10-14 | Linderoth Hans | Deflecteur de protection pour moteur a reaction |
| US4176812A (en) | 1977-10-31 | 1979-12-04 | The Boeing Company | Midcabin door for blended wing aircraft |
| US4198018A (en) | 1978-03-13 | 1980-04-15 | The Boeing Company | Blended wing-fuselage frame made of fiber reinforced resin composites |
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| US4456204A (en) * | 1981-09-29 | 1984-06-26 | The Boeing Company | Deployable inlet for aeroplane center boost engine |
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| DE3811614C1 (es) * | 1988-04-07 | 1989-05-18 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De | |
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| US5114097A (en) * | 1991-04-29 | 1992-05-19 | Williams International Corporation | Aircraft |
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