FR2583109A1 - Helicoptere a groupe turbomoteur equipe d'un dispositif d'ecran et de dilution du jet de sortie - Google Patents
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Abstract
HELICOPTERE A GROUPE TURBOMOTEUR EQUIPE D'UN DISPOSITIF D'ECRAN ET DE DILUTION DU JET DE SORTIE. DES ECOULEMENTS DE FLUIDE PROVENANT DE LA TUYERE 10 DE LA TURBINE 8, D'UNE CONDUITE DE DERIVATION 9 SUR L'ENTREE D'AIR 5, D'UNE CONDUITE 10A EN COMMUNICATION AVEC LE COMPARTIMENT 8A LOGEANT LA TURBINE 8, ET D'UNE OU PLUSIEURS CONDUITES 15, 37 POUR REFROIDIR DES PARTIES INTERNES DE L'HELICOPTERE, CONVERGENT A L'INTERIEUR D'UN COLLECTEUR 12 DONT LA SORTIE EST RELIEE A UN DISPOSITIF D'ECRAN ET DE DILUTION TUBULAIRE 14, S'ETENDANT A L'EXTERIEUR DU COLLECTEUR 12 ET EQUIPE DE PROFILS D'AILE TRANSVERSAUX ET TUBULAIRES 22, 23, 24 EN COMMUNICATION AVEC L'EXTERIEUR ET AGENCES DE SORTE QU'ILS EMPECHENT LA TUYERE 10 D'ETRE DIRECTEMENT VISIBLE DE L'EXTERIEUR ET QU'ILS DELIMITENT UN CERTAIN NOMBRE D'EJECTEURS 27, 28, 29, 30 D'ACCELERATION ET DE MELANGE DU FLUIDE SORTANT DU COLLECTEUR 12. APPLICATION A L'EQUIPEMENT DES HELICOPTERES MILITAIRES.
Description
i. 25831 09 La présente invention se rapporte à un hélicoptère à groupe
turbomoteur équipé d'un dispositif d'écran et de dilution du jet de sortie du groupe turbomoteur. Un problème
de conception majeur qui se pose sur les hélicoptères. à usa-
ge militaire est de savoir commnent minimiser l'émission de
chaleur vers l'atmosphère externe, afin d'échapper aux mis-
siles ennemis à tête chercheuse équipée d'un système de
guidage sensible aux rayonnements infrarouges.
La résolution de ce problème est particulièrement vitale lorsque le rotor de l'hélicoptère est entralné par un groupe turbomoteur, dont la traiînée ou le panache des gaz chauds de sortie constitue une véritable "voie d'approche"
pour les missiles équipés d'un dispositif de guidage sensi-
ble aux rayonnements infrarouges, et dont les tuyères de
sortie constituent une cible parfaite.
Une première approche de la solution à ce problè-
me, sur les hélicoptères militaires connus équipés de grou-
pes turbomoteurs, a consisté à prolonger la tuyère de sortie de la turbine au moyen d'un dispositif d'écran tubulaire
comportant des aubes ou lames transversales fixes ou mobi-
les, agencées de telle sorte qu'elles empêchent l'ouverture arrière de la tuyère de sortie, ou "oeil" de la tuyère,
d'être directement visible de l'extérieur.
Ensuite, on a tenté d'abaisser la température des
gaz de sortie en les mélangeant avec de l'air extérieur in-
troduit à l'intérieur du dispositif d'écran. Ceci a été réa-
lisé en équipant l'intérieur du dispositif d'écran d'aubes ou de lames transversales tubulaires en communication, à leur extrémité, avec l'atmosphère externe et, en position
centraletavec l'intérieur du dispositif d'écran, et en ti-
rant parti du vide partiel ou de la dépression produit par les gaz de sortie se détendant en sortant du dispositif d'écran, afin d'aspirer de l'air frais extérieur dans le
dispositif d'écran, en passant par les aubes ou lames.
2 2583109
L'inconvénient majeur des solutions connues pré-
sentées ci-dessus est que l'importance du refroidissement
des gaz de sortie ainsi assuré est insuffisante pour échap-
per aux systèmes de guidage de plus en plus sophistiqués qui équipent les missiles modernes. La raison principale des performances relativement faibles des dispositifs d'écran connus est que le flux d'air aspiré de l'extérieur vers l'intérieur par lesdites aubes tubulaires est insuffisant par abaisser la température des
- 10 gaz de sortie dans la mesure souhaitée.
De plus, les dispositifs d'écran connus sont cons-
titués d'éléments passifs qui réduisent la capacité d'emport
de l'hélicoptère, tout d'abord en raison du poids relative-
ment élevé impliqué et, deuxièmement, en étant à l'origine de contrepressions de sortie qui entrainent une perte de
puissance considérable sur les unités motrices correspondan-
tes. Le but de la présente invention est de proposer un hélicoptère ayant un groupe turbomoteur dont le dispositif d'écran est conçu non seulement pour empêcher que la tuyère de la turbine soit visible directement de l'extérieur et, pour assurer un refroidissement plus efficace des gaz de
sortie, mais également pour fonctionner comme un élément ac-
tif afin de minimiser les pertes de puissance et améliorer
les performances de l'unité motrice.
A cet effet, conformément à la présente invention, on propose un hélicoptère comprenant un groupe turbomoteur, un dispositif d'écran et de dilution des gaz de sortie, et au moins une première conduite de refroidissement destinée à convoyer vers l'extérieur de l'air refroidissant des parties
internes de l'hélicoptère, ledit groupe turbomoteur compre-
nant un compartiment moteur, une seconde conduite destinée à refroidir ledit compartiment moteur, un moteur à turbine
logé à l'intérieur dudit compartiment, une entrée d'air ex-
terne dynamique, une conduite de prise d'air moteur et une 3 z2583109 conduite de dérivation, toutes deux reliées à ladite entrée
d'air dynamique, et une tuyère de sortie du moteur, caracté-
risé par le fait qu'il comprend un collecteur relié, à une extrémité, à l'entrée dudit dispositif d'écran de dilution et, à l'autre extrémité, à ladite conduite de dérivation et
auxdites conduites de refroidissement; ledit dispositif d'é-
cran et de dilution comprenant un certain nombre d'éjecteurs destinés à mettre en mouvement le fluide s'écoulant dans
lesdites conduites de dérivation et de refroidissement.
Un mode de réalisation conforme à la présente in-
vention sera décrit à titre d'exemple, en référence aux des-
sins annexés sur lesquels: Fig. 1 représente une vue partielle en élévation
latérale d'un hélicoptère réalisé conformément aux enseigne-
ments de la présente invention.
Fig. 2 représente une vue en plan avec certaines parties en coupe et d'autre parties omises dans un but de clarté, de l'hélicoptère de la figure l, et Fig. 3 représente une coupe selon la ligne III-III
de la figure 1.
Les figures 1 et 2 représentent la partie supé-
rieure du fuselage 1 d'un hélicoptère désigné dans son en-
semble par la référence 2 et dont le rotor (non représenté) est entraIné par au moins un groupe turbomoteur designé dans
son ensemble par la référence 3.
Le groupe turbomoteur 3 comprend un capot externe
4, dont l'extrémité avant délimite une entrée d'air dynami-
que 5 communiquant, comme représenté sur la figure 2, avec une conduite interne 6 qui se subdivise en deux branches de manière à former une conduite 7, destinée à alimenter en air
l'entrée du moteur à turbine 8 logé dans le compartiment mo-
teur 8a, et une conduite de dérivation 9.
Les gaz de combustion chauds provenant de la tur-
bine 8 sortent par la tuyère 10, disposée coaxialement à une
conduite 10a destinée au refroidissement du compartiment mo-
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teur 8a, la tuyère 10 ayant une sortie 11. La sortie 11 dé-
bouche à l'intérieur d'un collecteur tubulaire 12 entourant la tuyère 10 à partir de l'extrémité libre de la conduite a et s'étendant sur une certaine distance au-delà de la sortie 1l1, dans la direction de déplacement des gaz d'échappement chauds. Au moyen d'un ensemble de liaison 13 à
bride et contre-bride, l'extrémité libre du collecteur tubu-
laire 12 est reliée à l'extrémité d'un dispositif d'écran et de dilution désigné dans son ensemble par la référence 14.
En plus de la tuyère 10, disposé en position cen-
trale par rapport au collecteur 12, ledit collecteur 12 est
également raccordé par un certain nombre de conduites laté-
rales comprenant la conduite 9 et la conduite d'air de re-
froidissement 15 à un compartiment 16 logeant une transmission principale (non représentée) située entre le moteur à turbine 8 et le rotor (non représenté) sur
l'hélicopètre 2.
Le dispositif d'écran 14 comprend une enveloppe
tubulaire externe 17, coaxiale au collecteur 12 et cormpor-
tant deux tronçons 18 et 19 sensiblement tronconiques et op-
posés, reliés l'un à l'autre par leur grande base. La petite base du tronçon 18 est reliée à l'extrémité de sortie du collecteur 12 au moyen de l'ensemble de liaison 13, tandis que la petite base du tronçon 19 dél1imite la sortie 20 du
dispositif d'écran 14.
Toute ligne droite raccordant un point quelconque sur le cercle défini par la sortie 11 de la tuyère 10 à un point quelconque sur le cercle défini par la sortie 20 du dispositif d'écran 14, c'est-à-dire toute ligne droite s'étendant à l'intérieur du tronc de cône A (représenté par des traits interrompus sur la figure 2) dont les petite et
grande bases sont constituées par les sorties 11 et 20 res-
pectivement, coupe un écran 21 défini par trois pièces
transversales 22, 23 et 24 tubulaires et sensiblement verti-
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cales, s'étendant entre les extrémités opposées de l'enve-
loppe 17 et supportées par ces extrémités opposées de
l'enveloppe 17.
La pièce transversale 23 est disposée entre les pièces transversales 22 et 24 et présente une section trans- versale en forme de contour d'aile 25 à deux faces convexes (profil bi-convexe). Les pièces transversales ou entretoises 22 et 24 sont disposées sur les côtés opposés de la pièce transversale ou entretoise 23, et chacune d'elles présente une section transversale ayant la forme d'un profil profil d'aile 26 concave et convexe, avec son côté concave tourné vers la pièce transversale ou traverse 23. Les profils ou contours d'aile 25 et 26 sont disposés à l'intérieur de l'enveloppe ou carter 17, de sorte que leurs cordes soient sensiblement parallèles à l'axe longitudinal de-l'enveloppe 17. A l'intérieur de l'enveloppe 17, les entretoises ou traverses 22, 23 et 24 délimitent quatre éjecteurs 27,
28, 29 et 30, les deux premiers étant délimités par les sur-
faces convexes des profils d'aile 26 des entretoises -22, 24 et par la surface interne de l'enveloppe 17,. et les deux
derniers étant délimités par les surfaces concaves des pro-
fils d'ailes 26 des entretoises 22 et 24 et par les surfaces
convexes du profil d'aile 25 de l'entretoise 23.
Les entretoises 22, 23 et 24 sont tubulaires et délimitent respectivement des conduites traversantes 31, 32 et 33 qui communiquent, à leurs extrémités opposées, avec l'atmosphère entourant l'enveloppe 17 et, aux niveaux de points intermédiaires, avec les éjecteurs 29 et 30 par l'intermédiaire respectivement d'ouvertures latérales 34, 35
et 36.
Comme cela est plus particulièrement représenté sur la figure 2, une extrémité de la conduite 32 est reliée à l'extrémité de sortie d'une conduite de sortie d'air de
refroidissement 37 provenant d'un échangeur 38 sur le cir-
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cuit de lubrification (non représenté) de la turbine 8.
En cours d'utilisation, les gaz chauds provenant
de la sortie 11 de la tuyère 10 s'écoulent dans le collec-
teur 12 o ils se mélangent avec des flux d'air provenant de la conduite de dérivation 9, de la conduite 10a de refroi-
dissement du compartiment moteur 8a et de la conduite 15 re-
froidissant le compartiment 16. Comnme ces flux ou écoulements d'air sont à une température relativement faible
et, combinés, représentent un débit sensiblement égal à ce-
lui des gaz de combustion s'échappant par la sortie 11, la température du mélange gazeux quittant le collecteur 12 est pratiquement la moitié de celle des gaz de sortie
s'échappant de la sortie 11.
A l'intérieur du dispositif d'écran 14, l'écoulement gazeux provenant du collecteur 12 est divisé en quatre courants ou écoulements qui, s'écoulant le long des
éjecteurs 27, 28, 29 et 30 s'accélèrent au contact des sur-
faces convexes des profils d'aile 25 et 26 et produisent, en aval de l'écran 21, une dépression qui aspire de l'air froid provenant de l'extérieur par les conduites 31 et 33 et par les ouvertures 34 et 36, et de l'air relativement chaud par les conduites 37 et 32 et par l'ouverture 35. L'air s'écoulant dans le dispositif d'écran 14 par les ouvertures 34, 35 et 36 se mélange aux gaz provenant du collecteur 12 de telle sorte que la trainée ou le panache formé par les
gaz s'échappant du dispositif d'écran 14 présente une tempé-
rature relativement basse et ne définit pas une "voie d'approche" facilement détectée par un missile équipé d'un dispositif automatique de guidage sensible au rayonnement
infrarouge.
Il doit être souligné qu'en plus de la réduction de la température des gaz d'échappement et du fait qu'il
dissimule la sortie 11, le dispositif d'écran 14 est égale-
ment conçu pour fonctionner comme un élément actif afin d'améliorer les performances totales du groupe turbomoteur
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de l'hélicoptère.
Tout d'abord, comme cela est clairement représen-
té sur la figure 2, les éjecteurs 27 et 28 sont disposés
directement en regard des sorties de la conduite de dériva-
tion 9 et de la conduite de refroidissement 15, en accélé- rant ainsi l'écoulement d'air dans lesdites conduites 9 et 15. Ceci procure, d'une part, un refroidissement optimum du
compartiment 16 et-, d'autre part, une augmentation de la vi-
tesse de l'écoulement d'air dans la dérivation 9 qui peut
ainsi assurer une filtration très efficace de toute parti-
cule lourde en suspension dans l'air pénétrant par l'entrée d'air dynamique 5. Par l'effet de la vitesse élevée donnée par l'éjecteur 27 à l'air s'écoulant.dans les conduites 6 et 9, toute particule lourde en suspension dans l'air tend à être transportée dans la conduite 9, en prolongement direct
de la conduite 6, au lieu d'être soufflée dans la turbine 8.
En second lieu, par l'effet de leur position ver-
ticale, les conduites 31 et 33 peuvent tirer parti du flux d'air soufflé vers le bas par le rotor principal de l'hélicoptère, ce qui assure une alimentation abondante en air frais externe par les ouvertures 34 et 36, dans toutes les conditions de vol. Enfin, les éjecteurs 28, 29, 30 et 31 assurent une contre-pression de sortie minimale et, ainsi, une perte de
puissance minimale de la turbine 8.
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Claims (5)
1. Hélicoptère (2) comprenant un groupe turbomo-
teur (3), un dispositif d'écran et de dilution du jet de
sortie (14), et au moins une première conduite de refroidis-
sement (15) destinée à convoyer vers l'extérieur de l'air refroidissant des parties internes (16) de l'hélicoptère
(2), ledit groupe turbomoteur comprenant un compartiment mo-
teur (8a), une deuxième conduite (10a) destinée à refroidir ledit compartiment moteur (8a), un moteur à turbine (8) logé
à l'intérieur dudit compartiment (8a), une entrée d'air ex-
térieur dynamique (5), une conduite d'entrée moteur (7) et une conduite de dérivation (9), toutes deux reliées à ladite entrée d'air dynamique (5) , et une tuyère (10) de sortie du
moteur (8), caractérisé par le fait qu'il comprend un col-
lecteur (12) relié, à une extrémité, à l'entrée dudit dispo-
sitif d'écran et de dilution (14) et, à l'autre extrémité, à ladite tuyère (10), à ladite conduite de dérivation (9) et
auxdites conduites de refroidissement (10a, 15); ledit dis-
positif d'écran et de dilution (14) comprenant un certain nombre d'éjecteurs (27, 28, 29, 30) destinés à mettre en mouvement le fluide s'écoulant dans lesdites conduites de
dérivation (9) et de refroidissement (10a, 15).
2. Hélicoptère selon la revendication 1, caracté-
risé par le fait que ledit dispositif d'écran et de dilution (14) comprend une enveloppe externe tubulaire (17) et un certain nombre d'entretoises (22, 23, 24) disposées côte à côte, s'étendant en travers de ladite enveloppe (17) et constituant un écran (21) pour la sortie (11) de ladite tuyère (10), chacune desdites entretoises présentant une section transversale en forme de profil d'aile (25, 26) ayant sa corde sensiblement parallèle à l'axe longitudinal de ladite enveloppe (17), et lesdites entretoises (22, 23,
24) délimitant, ensemble et avec ladite enveloppe (17), les-
dits éjecteurs (27, 28, 29, 30).
3. Hélicoptère selon la revendication 2, caracté-
risé par le fait que lesdites entretoises (22, 23, 24) sont
au nombre de trois, sont disposées sensiblement verticale-
ment et délimitent, ensemble et avec ladite enveloppe (17) lesdits éjecteurs (27, 28, 29, 30) au nombre de quatre et disposés côte à côte, un premier (27) desdits éjecteurs étant disposé en regard de l'extrémité de sortie de ladite conduite de dérivation (9) et un second éjecteur (28) étant
disposé en regard de l'extrémité de sortie de ladite premiè-
re conduite de refroidissement (15).
4. Hélicoptère selon l'une des revendications 2 et
3, caractérisé par le fait qu'il comprend au moins une conduite de refroidissement. supplémentaire (37), lesdites entretoises (22, 23, 24) étant tubuLaire, combinées afin de délimiter un troisième et un quatrième éjecteurs (29, 30), en cormmunication chacune avec l'extérieur à l'une au moins de ses extrémités, et ayant chacune au moins une ouverture
intermédiaire (34, 35, 36) en communication avec ledit troi-
sième et ledit quatrième éjecteurs (29, 30), -I'extrémité de sortie de ladite conduite de refroidissement supplémentaire (37) étant reliée à une extrémité de l'une desdites entretoises.
5. Hélicoptère selon l'une des revendications 2 à
4, caractérisé par le fait qu'un troisième et un quatrième (29, 30) desdits éjecteurs sont disposés en regard de la sortie (11) de ladite tuyère (10) et de l'extrémité de
sortie de ladite seconde conduite de refroidissement (lOa).
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Publications (2)
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Country Status (6)
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|---|---|
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| JP (1) | JPS6296739A (fr) |
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| GB (1) | GB2176249B (fr) |
| IT (1) | IT1183880B (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4039028A1 (de) * | 1989-12-08 | 1991-06-13 | Westland Helicopters | Verbundhubschrauber |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH04297397A (ja) * | 1991-03-27 | 1992-10-21 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ヘリコプタ用エンジン装置 |
| US6615576B2 (en) | 2001-03-29 | 2003-09-09 | Honeywell International Inc. | Tortuous path quiet exhaust eductor system |
| US7284364B2 (en) * | 2003-09-08 | 2007-10-23 | Northrop Grumman Ship Systems, Inc. | Passive exhaust suppressor and method |
| US7698896B2 (en) * | 2005-07-27 | 2010-04-20 | Honeywell International Inc. | Compact, light weight eductor oil cooler plenum and surge flow plenum design |
| FR2900386B1 (fr) * | 2006-04-28 | 2008-06-20 | Eurocopter France | Installation motrice pour aeronef a voilure tournante |
| EP2133265B1 (fr) * | 2008-06-10 | 2010-08-11 | Agusta S.p.A. | Hélicoptère |
| US9995181B2 (en) | 2011-11-30 | 2018-06-12 | Lockheed Martin Corporation | Exhaust impingement cooling |
| USD669012S1 (en) * | 2011-12-22 | 2012-10-16 | Pegasus Helicopter, Inc. | High efficiency hub for pressure jet helicopters |
| WO2016025885A1 (fr) * | 2014-08-14 | 2016-02-18 | Mcgee Craig S | Ensemble d'échappement pour aéronef comprenant capteur |
| WO2017066126A1 (fr) * | 2015-10-13 | 2017-04-20 | Sikorsky Aircraft Corporation | Dispositif pour modifier une signature infrarouge d'un conduit d'échappement et procédé pour modifier une signature infrarouge d'un conduit d'échappement |
| CN112455699B (zh) * | 2020-11-13 | 2024-01-02 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种高融合飞机后体 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4099375A (en) * | 1977-02-03 | 1978-07-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Exhaust plume reduction and cooling system |
| GB2034414A (en) * | 1978-11-13 | 1980-06-04 | Gen Electric | Infrared suppressor system for a gas turbine engine |
| GB2044359A (en) * | 1979-03-16 | 1980-10-15 | Rolls Royce | Gas turbine engine air intakes |
| US4312480A (en) * | 1979-11-26 | 1982-01-26 | Hughes Helicopters, Inc. | Radiation shielding and gas diffusion apparatus |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4044555A (en) * | 1958-09-30 | 1977-08-30 | Hayes International Corporation | Rear section of jet power plant installations |
| US3970252A (en) * | 1967-09-28 | 1976-07-20 | General Motors Corporation | Cooled exhaust duct |
| US4004416A (en) * | 1970-03-16 | 1977-01-25 | United Technologies Corporation | Infra-red suppressor for use with turbo-shaft engine |
| US3921906A (en) * | 1974-12-02 | 1975-11-25 | Gen Electric | Infrared suppression system for a gas turbine engine |
| US4007587A (en) * | 1975-11-19 | 1977-02-15 | Avco Corporation | Apparatus for and method of suppressing infrared radiation emitted from gas turbine engine |
| US4095417A (en) * | 1976-08-23 | 1978-06-20 | Avco Corporation | Apparatus for and method of suppressing infrared radiation emitted from gas turbine engine |
| US4214441A (en) * | 1978-09-12 | 1980-07-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Infrared suppressor device |
| CA1134627A (fr) * | 1979-08-09 | 1982-11-02 | Clayton G. Coffey | Systeme de repression des emissions dans l'infrarouge |
| US4537026A (en) * | 1982-04-07 | 1985-08-27 | Rolls-Royce Inc. | Variable area nozzles for turbomachines |
-
1985
- 1985-06-07 IT IT67530/85A patent/IT1183880B/it active
-
1986
- 1986-05-28 US US06/867,792 patent/US4713933A/en not_active Expired - Fee Related
- 1986-05-29 GB GB08613014A patent/GB2176249B/en not_active Expired
- 1986-06-04 DE DE19863618819 patent/DE3618819A1/de not_active Withdrawn
- 1986-06-06 JP JP61130418A patent/JPS6296739A/ja active Pending
- 1986-06-06 FR FR868608238A patent/FR2583109B1/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4099375A (en) * | 1977-02-03 | 1978-07-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Exhaust plume reduction and cooling system |
| GB2034414A (en) * | 1978-11-13 | 1980-06-04 | Gen Electric | Infrared suppressor system for a gas turbine engine |
| GB2044359A (en) * | 1979-03-16 | 1980-10-15 | Rolls Royce | Gas turbine engine air intakes |
| US4312480A (en) * | 1979-11-26 | 1982-01-26 | Hughes Helicopters, Inc. | Radiation shielding and gas diffusion apparatus |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4039028A1 (de) * | 1989-12-08 | 1991-06-13 | Westland Helicopters | Verbundhubschrauber |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2176249B (en) | 1989-01-11 |
| IT8567530A0 (it) | 1985-06-07 |
| IT1183880B (it) | 1987-10-22 |
| IT8567530A1 (it) | 1986-12-07 |
| GB8613014D0 (en) | 1986-07-02 |
| GB2176249A (en) | 1986-12-17 |
| FR2583109B1 (fr) | 1994-03-04 |
| US4713933A (en) | 1987-12-22 |
| JPS6296739A (ja) | 1987-05-06 |
| DE3618819A1 (de) | 1986-12-11 |
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