FR2730978A1 - Procede de suppression de l'adherence des insectes et dispositif anti-insectes pour un avion - Google Patents
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Abstract
On élimine des débris d'insectes des régions (20) d'impact des insectes d'un avion, ou on les empêche d'y adhérer, en chauffant ces régions entre 180 et 500 deg.C. Le dispositif, qui comprend un moyen pour amener de l'air chaud du moteur de l'avion à une chambre de tranquillisation contiguë à la région d'impact des insectes, chauffe la région d'impact des insectes à la température requise. La chambre de tranquillisation peut comprendre au moins un tube (26) avec une pluralité de trous, contenu dans une cavité à l'intérieur du carter d'admission (10). Elle peut aussi comprendre une enveloppe avec une pluralité de trous sur sa surface, contenue dans une cavité à l'intérieur du carter d'admission.
Description
I Procédé de suppression de l'adhérence des insectes et dispositif anti-
insectes pour un avion La présente invention concerne un dispositif antiinsectes pour un avion. Elle concerne plus particulièrement un dispositif pour chauffer le carter d'admission du moteur d'un avion à un point tel que les débris d'insectes adhérant à ce carter d'admission perdent leur adhérence et se détachent, ou bien pour le chauffer à un point tel que l'insecte d'adhère pas lors de l'impact. Elle concerne en outre un procédé pour retirer des débris d'insectes de l'avion et pour empêcher
les débris d'insecte d'adhérer.
Pour réduire la force de traînée appliquée à l'avion et augmenter le rendement du carburant, il faut minimiser la rugosité de surface de l'avion. Une rugosité de surface accrue a un effet direct sur la force de traînée. En outre, la rugosité ou les irrégularités peuvent créer une couche limite turbulente qui a aussi pour effet d'augmenter la force de traînée. La contamination par les insectes contribue à la
rugosité de surface de l'avion. Quand l'insecte heurte l'avion, la cuti-
cule de l'insecte se brise. Le sang de l'insecte colle la cuticule rompue à la surface en formant une irrégularité qui augmente la force de traînée. Une limite typique de la rugosité de surface acceptable est de 0,05 mm. Les débris dûs aux chocs d'insectes atteignent souvent
plusieurs fois cette hauteur.
La contamination par les insectes se produit souvent sur les avions à des altitudes inférieures à environ 150 m, ce qui correspond au décollage et à l'ascension initiale. Des insectes peuvent aussi s'accumuler pendant l'atterrissage et joueront sur les vols ultérieurs à
moins qu'on ne les retire alors que l'avion est au sol.
La technique antérieure utilise de l'air chaud du moteur comme dispositif anti-givre. Dans un dispositif anti-givre typique, de l'air chaud est introduit dans une chambre se trouvant dans le bord d'attaque du carter d'admission. Cet air chaud, typiquement amené au carter d'admission depuis un étage de compresseur intermédiaire du moteur, chauffe en général le bord d'attaque du carter d'admission jusqu'à une température comprise entre 65 et 120 C. Le dispositif anti-givre comprend de manière typique un collecteur de jet d'air circonférentiel, de type "petit tube", placé dans un canal adjacent à la lèvre de la nacelle, comme divulgué dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n 3 057 154. Le brevet des Etats-Unis d'Amérique n 3 933 327 décrit l'utilisation d'une chambre de tranquillisation pour le dégivrage tandis que le brevet des Etats-Unis d'Amérique n 5 088 277 décrit des buses d'éjection d'air qui empêchent et suppriment
l'accumulation de glace sur le bord d'attaque du carter d'admission.
D'après la présente invention, il est proposé un procédé pour supprimer l'adhérence des débris d'insectes sur une région d'impact des insectes, qui comprend le chauffage de la région d'impact des
insectes à une température comprise entre 180 et 500 C.
Cette région d'impact des insectes peut être une surface sur
un carter d'admission du moteur d'un avion.
Le chauffage peut se produire pendant le vol à des altitudes inférieures à 1525 mètres, pendant le vol à des altitudes inférieures à
mètres ou pendant le vol de croisière.
Le chauffage peut être continu ou intermittent.
Le chauffage peut être effectué par une technique choisie parmi le chauffage par résistances, le chauffage par rayonnement, le
chauffage par conduction, le chauffage par convexion et des combinai-
sons de ces divers modes de chauffage.
Le chauffage peut comprendre un chauffage par convexion qui résulte de l'acheminement de gaz du moteur de l'avion dans au moins un tube comportant une pluralité de trous, ce tube étant contenu dans une cavité formée entre la peau extérieure de la région d'impact
des insectes et un cadre fort situé à l'intérieur du carter d'admission.
Le chauffage peut comprendre un chauffage par convexion qui résulte de l'acheminement de gaz du moteur de l'avion dans une enveloppe qui remplit sensiblement une cavité formée entre la peau extérieure de la région d'impact des insectes et un cadre fort situé à l'intérieur du carter d'admission, cette enveloppe comportant une pluralité de trous qui traversent sa surface.
Suivant un autre aspect de la présente invention, il est propo-
sé un dispositif anti-insectes qui comprend: une région d'impact des insectes capable de supporter des températures allant jusqu'à environ 500 C et un moyen pour chauffer la région d'impact des insectes suffisamment pour maintenir la température de la région d'impact des
insectes entre 180 et 500 C.
Cette région d'impact des insectes peut être une surface d'un
carter d'admission du moteur de l'avion.
Cette région d'impact des insectes peut être faite d'acier
inoxydable, de titane ou d'alliages de titane.
Le moyen de chauffage peut comprendre un moyen pour envoyer des gaz chauds du moteur de l'avion à au moins un tube muni d'une pluralité de trous, ce tube étant contenu dans une cavité formée entre la peau extérieure de la région d'impact des insectes et un cadre
fort situé à l'intérieur du carter d'admission.
Le moyen de chauffage peut comprendre un moyen pour envoyer des gaz chauds du moteur de l'avion à une enveloppe qui remplit sensiblement une cavité formée entre la peau extérieure de la région d'impact des insectes et un cadre fort situé à l'intérieur du carter d'admission, cette enveloppe comportant une pluralité de trous
qui traversent sa surface.
La région d'impact des insectes peut comporter un revête-
ment. Ce revêtement peut être du carbone de type diamant, du nickel
ou des alliages de nickel.
La présente invention sera mieux comprise si on considère la
description suivante, en référence aux dessins d'accompagnement sur
lesquels: la figure 1 est un schéma d'un moteur d'avion qui montre l'utilisation, dans la technique antérieure, d'un collecteur de jet d'air, de type "petit tube" unique, comme dispositif anti-givre servant à réchauffer la lèvre du carter d'admission;
la figure 2 est une forme de réalisation de la présente inven-
tion qui montre l'utilisation d'au moins un tube pour envoyer suffisam-
ment d'air chaud pour chauffer la région d'impact des insectes du carter d'admission; et la figure 3 est une seconde forme de réalisation de la présente invention qui montre l'utilisation d'une enveloppe pour envoyer de
l'air chaud à la région d'impact des insectes du carter d'admission.
Le procédé de la présente invention demande de chauffer la région d'impact des insectes du carter d'admission d'un avion jusqu'à -500 C. Le dispositif divulgué par la présente invention comprend une région d'impact des insectes et un moyen pour chauffer cette
région d'impact des insectes.
Certaines régions de l'avion, comme les bords d'attaque des ailes, les empennages et les carters d'admission, sont particulièrement
sujettes à l'accumulation des insectes. Les régions d'impact des insec-
tes sont ces régions de l'avion qui ont tendance à recueillir les débris d'insectes quand les insectes heurtent l'avion. La présente invention prend particulièrement en considération la région d'impact des insectes sur le carter d'admission 10 (figure 2). Le carter d'admission 10 est la partie la plus en avant de la nacelle 14 d'un moteur d'avion 12. La région d'impact des insectes 20 comprend la lèvre antérieure 22 du carter d'admission 10 et les deux surfaces, intérieure et extérieure, du
carter d'admission.
La présente invention supprime l'adhérence des insectes sur les surfaces de l'avion. On obtient cette suppression de deux façons: en empêchant l'adhérence ou en retirant les débris d'insectes après
qu'ils se sont déposés sur la surface de l'avion.
Pour empêcher l'adhérence des insectes, on effectue un chauffage de la région 20 d'impact des insectes pendant l'atterrissage et le décollage, typiquement à des altitudes inférieures à 150 m. De cette manière, il est possible d'interrompre le chauffage quand l'avion
a atteint des altitudes plus élevées.
Le chauffage de la région 20 d'impact des insectes se fait de préférence après le décollage, quand les moteurs 12 ne sont plus à la
poussée maximale, mais avant que l'avion ne soit en vol de croisière.
Par croisière, on entend la partie du vol au cours de laquelle l'avion a atteint son fonctionnement le plus efficace. Cela se produit une fois que l'avion a terminé son ascension et avant qu'il ne commence à descendre. Cette période idéale de chauffage se produit typiquement avant que l'avion n'atteigne une altitude de 1525 m. A ces faibles altitudes, l'avion n'a pas besoin de toute la force de poussée du moteur 12 et il n'est pas à une altitude telle que la température de l'air est si basse qu'elle réduit le chauffage effectif de la région 20 d'impact des insectes. Quand on effectue un chauffage de ce type, tous les débris d'insectes se trouvant sur la région 20 d'impact des insectes peuvent
être éliminés.
Les débris d'insectes peuvent aussi être éliminés par chauffa-
ge après que l'avion a atteint son altitude de croisière. Là encore, les débris d'insectes se trouvant sur la région 20 d'impact des insectes sont éliminés, ce qui réduit les forces de traînée sur les surfaces de
l'avion pendant le vol de croisière.
On peut utiliser un chauffage continu ou intermittent. On
peut par exemple chauffer en continu la région 20 d'impact des insec-
tes pendant l'atterrissage et le décollage. On peut aussi utiliser un chauffage intermittent. On peut procéder à des cycles de chauffage
avec marche et arrêt d'une façon déterminée comme étant la plus effi-
cace. Pour être plus efficace, ce chauffage cyclique peut être assisté
par ordinateur.
On peut obtenir le chauffage par n'importe quelle technique, y compris le chauffage par résistances, le chauffage par rayonnement, le chauffage par conduction et le chauffage par convexion ou des combinaisons de ces techniques. Le chauffage par résistances peut se
faire par des bandes chauffantes, des dispositifs chauffants à cartou-
ches ou d'autres moyens connus dans la technique. Les techniques de chauffage par rayonnement englobent les lampes à quartz et d'autres
moyens connus dans la technique.
De préférence, on amène de l'air chaud à la région d'impact des insectes depuis le moteur de l'avion, à l'aide d'un conduit pour assurer un chauffage par convexion. Cet air chaud peut être expulsé du conduit dans une chambre de tranquillisation qui est définie comme un espace fermé contigu à la région d'impact des insectes. La chambre de tranquillisation doit être située par rapport à la région d'impact des insectes de façon à favoriser le chauffage de la région d'impact des insectes. La chambre de tranquillisation peut ou non être en contact
direct avec la région d'impact des insectes.
Quand la région 20 d'impact des insectes se trouve sur le carter d'admission 10, la chambre de tranquillisation peut comprendre au moins un tube 26, et de préférence plusieurs tubes. Le dispositif anti- givre qui constitue la technique antérieure comprend typiquement un collecteur 40 de jets d'air, circonférentiel et en forme de "petit tube" (figure 1) placé dans une cavité 42 formée entre la lèvre 44 du carter d'admission 46 et un cadre fort 48 situé à l'intérieur du carter d'admission 46. Dans la présente invention, le ou les tube(s) 26 (figure 2) doivent supporter de l'air à des températures, et éventuellement des pressions, plus élevées que ne le fait le tube 40 du dispositif anti- givre de la technique antérieure (figure 1). Cela garantit que la région 20
d'impact des insectes (figure 2) est chauffée à la température correcte.
La région 20 d'impact des insectes du carter d'admission 10 peut s'étendre plus en arrière que la lèvre 44 du carter d'admission (figure 1) du dispositif antérieur anti-givre. Le ou les tube(s) 26 (figure 2) doivent avoir une taille suffisante et être en nombre suffisant pour assurer un transfert de chaleur correct qui amène la température de la région 20 d'impact des insectes entre 180 et 500 C. La dimension des
trous dans le ou les tube(s) 26, ainsi que leur nombre, sont aussi déter-
minés par les besoins de transfert thermique.
On peut aussi obtenir un chauffage par convexion d'un carter d'admission 60 (figure 3) en amenant de l'air chaud depuis le moteur,
par un conduit 62, jusque dans une enveloppe 64 qui remplit sensible-
ment une cavité formée entre la lèvre 66 du carter d'admission 60 et le
cadre fort 68 situé à l'intérieur du carter d'admission 60. Cette enve-
loppe 64, ou n'importe quelle partie de celle-ci, peut être ou non en contact direct avec la région 70 d'impact des insectes. La surface de l'enveloppe 64 peut être perforée de trous 72, soit sur toute la surface de l'enveloppe soit sur une partie quelconque de cette surface. Le nombre et la taille des trous 72 doivent être suffisants pour garantir un transfert thermique correct permettant d'amener la température de la région 70 d'impact des insectes entre 180 et 500 C. Le nombre et la
taille des trous 72 dans la surface de l'enveloppe 64 sont aussi déter-
minés par les besoins de transfert thermique. Dans la technique antérieure, la plus grande partie de la carcasse d'un avion, y compris le carter d'admission 46 (figure 1), est
typiquement faite d'un alliage d'aluminium. On peut remplacer l'alumi-
nium par des matériaux qui sont capables de supporter les tempéra-
tures plus élevées requises par la présente invention. Ces matériaux
comprennent l'acier inoxydable, le titane et les alliages de titane.
On peut appliquer des revêtements sur la région 20 d'impact des insectes (figure 2) pour améliorer les propriétés anti-insectes de l'appareil. On peut choisir des revêtements qui empêchent l'adhérence des insectes pendant le chauffage et/ou qui empêchent les piqûres et les rayures sur la région 20 d'impact des insectes sur une longue durée d'utilisation de l'avion. Les revêtements qui ont de telles propriétés sont bien connus dans la technique. Ils comprennent des matériaux
comme le carbone type diamant, le nickel et les alliages de nickel.
Les exemples suivants sont présentés pour permettre à
l'homme du métier de mieux comprendre et mettre en oeuvre la présen-
te invention. Ces exemples doivent être considérés comme non limita-
tifs de la portée de l'invention et simplement comme une illustration
de celle-ci.
Exemple 1
On a construit une soufflerie aérodynamique munie d'un dispositif d'envoi d'insectes. Des moustiques ont été déposés à une vitesse d'impact de 65 à 90 m/s sur une plaque d'acier inoxydable de type 304, maintenue à température ambiante. Les débris d'insectes ont été analysés par une technique de mesure du profil de rugosité. En
plusieurs endroits, les débris dépassaient la limite de 0,05 mm.
L'échantillon a été chauffé sur une plaque chaude par inter-
valles de 30 C. On a utilisé le jet d'un pistolet à air pour souffler de l'air sur l'échantillon et pour déterminer si l'adhérence pouvait être
affectée par thermolyse. A la température de 180 C, une partie impor-
tante des débris de taille moyenne a été rejetée. On a noté une certaine décoloration des débris d'insectes à 260 C. Quand la température a atteint 400 C, la carbonisation des débris et leur élimination était significative. On n'a remarqué aucune modification évidente dans la plage de températures allant de 400 à 480 C. Les mesures de rugosité ont montré qu'après un chauffage suivant cette séquence, 100% des débris restants étaient en-dessous de la limite de 0,05 mm et que la
hauteur moyenne des débris s'était réduite à moins de 0,013 mm.
Exemple 2 (témoin) En utilisant la soufflerie aérodynamique et le dispositif d'envoi d'insectes décrits à l'exemple 1, on a déposé des mouches
communes sur des plaques d'essai maintenues à température ambiante.
Un pour cent des chocs d'insectes sur la plaque ont résulté en la rupture des insectes et le dépôt de débris. La valeur maximale de lecture possible avec l'appareil de mesure de la rugosité était de 0,36
mm et ces débris mesuraient au moins 0,36 mm. Une inspection visuel-
le a montré que la hauteur des débris était supérieure à 0,51 mm.
Exemple 3
On a utilisé un ensemble de plaques d'essai composé de six dispositifs chauffants totalisant 5400 watts enfermés dans un bloc de cuivre et isolés sur les côtés par des plaques de céramique. L'ensemble de plaques d'essai a d'abord été chauffé, puis des mouches communes
ont été envoyées à l'aide de la soufflerie aérodynamique et du disposi-
tif d'envoi d'insectes décrits à l'exemple 1. Pour une température de la
surface des plaques d'essai de 370 C et une vitesse d'impact des insec-
tes de 67 mis, la quantité de débris de mouches communes restant sur
la plaque d'essai était considérablement réduite par rapport aux résul-
tats comparatifs décrits à l'exemple 2. Quand environ deux douzaines d'insectes frappaient la surface, six seulement donnaient des débris
d'une hauteur plus élevée que 0,05 mm. Ces six insectes avaient typi-
quement une hauteur de débris d'environ 0,08 mm.
Exemple 4
On a effectué un essai en utilisant la soufflerie aérodynami-
que et le dispositif d'envoi d'insectes décrits à l'exemple 1 et le procé-
dé de chauffage de l'ensemble des plaques d'essai décrit pour l'exemple 3. La température de l'ensemble de plaques d'essai était de 370 C et la vitesse d'impact des insectes de 50 m/s. La mesure de la rugosité a montré des hauteurs de débris d'environ 0,05 mm. Seul un
faible pourcentage des chocs a produit des débris d'une hauteur supé-
rieure à 0,05 mm.
Exemple 5
On a effectué un autre essai en utilisant la soufflerie aéro-
dynamique et le dispositif d'envoi d'insectes décrits à l'exemple 1 et le procédé de chauffage de l'ensemble de plaques d'essai décrit pour l'exemple 3, dans lequel la plaque d'essai avait été chauffée à une température de 450 C en surface. La vitesse d'impact des insectes était de 67 m/s. Plus de deux douzaines d'insectes sont venus frapper la plaque d'essai et on n'a mesuré aucun débris d'une hauteur supérieure à 0,03 min.
Il est bien entendu que la description qui précède n'a été
donnée qu'à titre purement illustratif et non limitatif et que des varian-
tes ou des modifications peuvent y être apportées dans le cadre de la
présente invention.
o10
Claims (19)
1. Procédé pour supprimer l'adhérence des débris d'insectes sur une région (20, 70) d'impact des insectes, caractérisé en ce qu'il
comprend le chauffage de la région d'impact des insectes à une tempé-
rature comprise entre 180 et 500 C.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite région d'impact des insectes est une surface sur un carter
d'admission (10, 60) du moteur d'un avion.
3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit chauffage se produit pendant le vol à des altitudes inférieures à
1525 mètres.
4. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit chauffage se produit pendant le vol à des altitudes inférieures à
mètres.
5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que
ledit chauffage se produit pendant le vol de croisière.
6. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que
ledit chauffage est continu.
7. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que
ledit chauffage est intermittent.
8. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que
ledit chauffage est effectué par une technique choisie entre le chauffa-
ge par résistances, le chauffage par rayonnement, le chauffage par conduction, le chauffage par convexion et des combinaisons de ces
divers modes de chauffage.
9. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit chauffage comprend un chauffage par convexion qui résulte de l'acheminement de gaz du moteur de l'avion dans au moins un tube (26) comportant une pluralité de trous, ledit tube étant contenu dans une cavité (42) formée entre la peau extérieure de la région d'impact
des insectes et un cadre fort (48) situé à l'intérieur du carter d'admis-
sion.
10. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit chauffage comprend un chauffage par convexion qui résulte de 1l l'acheminement de gaz du moteur de l'avion dans une enveloppe (64) qui remplit sensiblement une cavité formée entre la peau extérieure de la région d'impact des insectes et un cadre fort (68) situé à l'intérieur du carter d'admission, ladite enveloppe comportant une pluralité de trous (72) qui traversent sa surface.
11. Dispositif anti-insectes, caractérisé en ce qu'il comprend: - une région (10, 60) d'impact des insectes qui peut supporter des températures allant jusqu'à environ 500 OC, et - un moyen pour chauffer la région d'impact des insectes suffisamment pour maintenir la température de la région d'impact des
insectes entre 180 et 500 C.
12. Dispositif anti-insectes selon la revendication 11, caracté-
risé en ce que ladite région d'impact des insectes est une surface d'un
carter d'admission du moteur de l'avion.
13. Dispositif anti-insectes selon la revendication 11, caracté-
risé en ce que ladite région d'impact des insectes est faite d'acier inoxydable.
14. Dispositif anti-insectes selon la revendication 11, caracté-
risé en ce que ladite région d'impact des insectes est faite de titane ou
d'alliages de titane.
15. Dispositif anti-insectes selon la revendication 12, caracté-
risé en ce que ledit moyen de chauffage comprend un moyen pour envoyer des gaz chauds du moteur de l'avion à au moins un tube (26) muni d'une pluralité de trous, ledit tube étant contenu dans une cavité (42) formée entre la peau extérieure de la région d'impact des insectes
et un cadre fort situé à l'intérieur du carter d'admission.
16. Dispositif anti-insectes selon la revendication 12, caracté-
risé en ce que ledit moyen de chauffage comprend un moyen pour envoyer des gaz chauds du moteur de l'avion à une enveloppe (64) qui remplit sensiblement une cavité formée entre la peau extérieure de la région d'impact des insectes et un cadre fort situé à l'intérieur du carter d'admission, ladite enveloppe comportant une pluralité de trous
(72) qui traversent sa surface.
17. Dispositif anti-insectes selon la revendication 11, caracté-
risé en ce que ladite région d'impact des insectes comporte un revête-
ment.
18. Dispositif anti-insectes selon la revendication 17, caracté-
risé en ce que ledit revêtement est du carbone de type diamant.
19. Dispositif anti-insectes selon la revendication 17, caracté-
risé en ce que ledit revêtement est du nickel ou des alliages de nickel.
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|---|---|---|---|---|
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| FR2820716B1 (fr) * | 2001-02-15 | 2003-05-30 | Eads Airbus Sa | Procede de degivrage par circulation forcee d'un fluide, d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre |
| FR2833306A1 (fr) * | 2001-12-06 | 2003-06-13 | Aircelle Sa | Dispositif de degivrage aeronautique |
| US6910659B2 (en) | 2002-10-22 | 2005-06-28 | The Boeing Company | Method and apparatus for liquid containment, such as for aircraft fuel vessels |
| US7175136B2 (en) | 2003-04-16 | 2007-02-13 | The Boeing Company | Method and apparatus for detecting conditions conducive to ice formation |
| US7331421B2 (en) | 2005-03-30 | 2008-02-19 | The Boeing Company | Flow restrictors for aircraft inlet acoustic treatments, and associated systems and methods |
| US20070234704A1 (en) * | 2005-09-01 | 2007-10-11 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| US7690186B2 (en) * | 2005-11-09 | 2010-04-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine including apparatus to transfer power between multiple shafts |
| GB2447228B8 (en) * | 2007-03-06 | 2009-03-04 | Gkn Aerospace Services Ltd | Thermal anti-icing system |
| US20100282908A1 (en) * | 2007-12-28 | 2010-11-11 | Daniel Jean-Louis Laborie | Methods for Reducing Laminar Flow Disturbances on Aerodynamic Surfaces and Articles having Self-Cleaning Aerodynamic Surfaces |
| FR2987602B1 (fr) * | 2012-03-02 | 2014-02-28 | Aircelle Sa | Nacelle de turbomoteur equipe d'un echangeur de chaleur |
| FR3060651B1 (fr) * | 2016-12-20 | 2020-11-06 | Airbus Operations Sas | Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4688745A (en) * | 1986-01-24 | 1987-08-25 | Rohr Industries, Inc. | Swirl anti-ice system |
| US4738416A (en) * | 1986-09-26 | 1988-04-19 | Quiet Nacelle Corporation | Nacelle anti-icing system |
| EP0436243A2 (fr) * | 1989-12-29 | 1991-07-10 | The Boeing Company | Dégivreur pour aéronefs |
| GB2264917A (en) * | 1992-03-14 | 1993-09-15 | Aerospace Systems And Technolo | Aerofoil surface protection. |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB622627A (en) * | 1947-04-02 | 1949-05-04 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Means for preventing an internal-combustion turbine unit from icing |
| GB721987A (en) * | 1952-12-03 | 1955-01-19 | Armstrong Whitworth Co Eng | Means for removing flies or the like from the surface of a structural part of an aircraft |
| US2747365A (en) * | 1953-07-03 | 1956-05-29 | Armstroug Siddeley Motors Ltd | Supply of hot air from a gas turbine engine for anti-icing or other purposes |
| US3057154A (en) * | 1959-07-07 | 1962-10-09 | Rolls Royce | De-icer system for a gas turbine engine |
| US3933327A (en) * | 1974-08-30 | 1976-01-20 | Rohr Industries, Inc. | Aircraft anti-icing plenum |
| US4482114A (en) * | 1981-01-26 | 1984-11-13 | The Boeing Company | Integrated thermal anti-icing and environmental control system |
| AU581684B2 (en) * | 1984-10-08 | 1989-03-02 | Short Brothers Plc | Duct for hot air |
| US5088277A (en) * | 1988-10-03 | 1992-02-18 | General Electric Company | Aircraft engine inlet cowl anti-icing system |
| US5011098A (en) * | 1988-12-30 | 1991-04-30 | The Boeing Company | Thermal anti-icing system for aircraft |
-
1995
- 1995-02-27 US US08/395,028 patent/US5683062A/en not_active Expired - Fee Related
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Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4688745A (en) * | 1986-01-24 | 1987-08-25 | Rohr Industries, Inc. | Swirl anti-ice system |
| US4738416A (en) * | 1986-09-26 | 1988-04-19 | Quiet Nacelle Corporation | Nacelle anti-icing system |
| EP0436243A2 (fr) * | 1989-12-29 | 1991-07-10 | The Boeing Company | Dégivreur pour aéronefs |
| GB2264917A (en) * | 1992-03-14 | 1993-09-15 | Aerospace Systems And Technolo | Aerofoil surface protection. |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2298241B (en) | 1999-07-14 |
| US5683062A (en) | 1997-11-04 |
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