FR2840879A1 - Dispositif et procede de protection contre la glace - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un système pour l'utilisation avec une structure en vue de protéger cette dernière contre l'accumulation de glace sur au moins une partie d'une surface extérieure de la structure, le système comprenant des moyens pour acheminer du gaz sous pression dans un compartiment interne de la structure; et au moins une ouverture dans la structure pour faciliter le passage du gaz hors du compartiment; l'ouverture étant configurée pour le passage du gaz hors et au travers de l'ouverture, selon une quantité de mouvement suffisante pour détacher un film d'eau de la surface extérieure de la structure.
Description
librement autour du tube-structure. Dispositif de protection contre la
mace Introduction La presente invention concerne un dispositif de protection contre la grace adapte pour l'utilisation sur des structures d'aeronefs. En particulier, la presente invention est concernee par, mais bien que pas exclusivement limitee a, un dispositif de protection contre la grace utilisable sur un carter
d'entree d'air de nacelle de moteur d'avion.
Certaines surfaces d'avions requierent la protection contre ['accumulation de grace causee par ['accumulation et le gel de l'humidite ambiante. La protection contre la grace est frequemment realisee par chauffage de la peau de l'avion de fa,con que l'eau captee sur la peau soit empechee de s geler et soit partiellement ou completement evaporee. Si l'eau n'est pas completement evaporee, elle court le long de la surface de la peau de l'avion et elle peut ensuite geler et s'accumulait sur une partie de la surface qui n'est pas chauffee. 11 y a done un risque que la grace ainsi formee affecte de maniere genante l'efficacite et les capacites de o manoeuvre de l'avion. De plus, toute grace accumulee sur la surface de l'avion peut se detacher et percuter une autre partie de l'avion et causer des dommages. 11 est particulierement souhaitable d'empecher 1'entree de blocs de grace de grandes tailles dans les ouvertures du moteur et en consequence les systemes de protection contre la grace a ['entree des moteurs realise usuellement un enlevement complet de 1'eau captee, en
realisant un chauffage suffisant pour assurer ['evaporation totale de l'eau.
Dans la demande de brevet UK n GB 2259679, il est montre un dispositif de protection contre la grace pour empecher ['accumulation de grace sur le o bord d'attaque d'un carter d'entree d'air de nacelle de moteur d'avion. Le carter d'entree d'air comporte un compartiment avant forme par une cloison avant et une structure de peau s'etendant de ['avant de la paroi avant, pour former le profil de bord d'attaque. La surface exterieure de ce profil a bord d'attaque doit etre protegee de ['accumulation de grace sur celui-ci. Le capot frontal inclut un compartiment arriere entre la paroi avant et une paroi arriere, des moyens de conduits d'alimentation s'etendant au travers du compartiment arriere et dans le compartiment avant, pour l'acheminement vers celui-ci de gaz chaud pressurise pour distribution sur la surface interieure de la structure de peau, pour empacher ['accumulation de grace sur celle-ci ou pour enlever la grace de la surface
o exterieure de cette structure de peau.
Bien que le systeme de protection contre la grace decrit dans GB 2259679 a ete trouve satisfaisa nt, de la cha leu r suffisante do it etre fou rn ie par les gaz chauds pressurises distribues sur la surface interieure de la structure s de peau, pour produire ['evaporation totale du film d'eau passant sur la surface exterieure de la surface de peau. La chaleur requise pour produire cette evaporation constitue un drain sur la consommation de fioul de l'aeronef, et rend necessaire l'utilisation de materiaux tels que titanium, et
aciers inoxydables, augmentant ainsi le poids et le cout de l'aeronef.
11 existe done un besoin d'un systeme de protection de grace qui remedie
au moins a certains des desavantages associes au systeme connu.
Description de ['invention
Selon ['invention, on propose un dispositif pour l'utilisation avec une structure visant a proteger la structure de ['accumulation de grace sur au moins une partie de la surface exterieure de la structure, le systeme o comprenant: des moyens pour acheminer du gaz pressurise dans un compartiment interne de la structure; et au moins une ouverture dans la structure pour faciliter le passage du gaz hors du compartiment; I'ouverture etant configuree pour le passage du gaz a l'exterieur ou au travers de l'ouverture a une energie suffisante pour detacher un film
d'eau de la surface exterieure de la structure.
En detachant un film d'eau de la surface exterieure de la structure, on assure ainsi que la grace ne s'accumule pas sur au moins une partie de la surface exterieure de la structure, eVou que cette grace est enlevee d'au moins une partie de la surface exterieure de la structure de la surface s exterieure de la structure. Les systemes de protection de grace selon ['invention peuvent etre employee pour empecher ['accumulation de grace sur ou, pour enlever la grace de, la surface exterieure de la structure d'aeronefs, sans requerir une chaleur suffisante pour produire
['evaporation totale d'eau passant sur la surface exterieure.
L'ecoulement d'air au travers de la fente augmente la performance du systeme anti-grace, en enlevant l'eau de la surface de la structure de l'aeronef, en utilisant l'energie de l'ecoulement d'air plutot que son energie thermique. Beaucoup moins d'energie est requise pour enlever l'eau par entranement de celle-ci dans ['evacuation d'ecoulement d'air, de cette maniere, plutot que par evaporation de l'eau comme propose dans les
systemes de types connus anti-grace.
Dans une forme de realisation de ['invention, I'ouverture est de dimension o reduite pour provoquer un echauffement localise de la structure autour de I'ouverture lors du passage du gaz en evacuation au travers de l'ouverture. Selon un autre aspect de ['invention, on propose un dispositif pour utilisation dans une structure pour proteger celle-ci de 1'accumulation de grace sur au moins une partie d'une surface exterieure de la structure, le systeme comprenant: des moyens pour acheminer du gaz sous pression dans ur o compartiment interne de la structure; et au moins une ouverture dans la structure pour faciliter le passage du gaz en evacuation du compartiment; s l'ouverture etant de dimension restreinte pour provoquer un echauffement localise de la structure autour de l'ouverture lors du
passage du gaz en evacuation au travers de l'ouverture.
En chauffant localement la structure de tour de l'ouverture, ceci permet o d'eviter que la grace ne s'accumule seulement sur une partie de la surface exterieure de la structure, eVou faire en sorte que cette grace soit enlevee d'au moins une partie de la surface exterieure de la structure. Le systeme de protection selon ['invention peut ainsi etre employe pour empecher ['accumulation de grace sur ou pour enlever la grace d'une region localisee s de la surface exterieure d'une structure d'aeronefs, sans requerir un chauffage suffisant pour realiser ['evaporation totale de l'eau passant sur
ladite region localisee.
De plus, I'ecoulement d'air chaud convergent vers la fente de decharge o chauffe la structure de l'aeronef autour de la fente et ainsi empeche la formation de grace dans cette region. Dans une forme de realisation de s I' invention dans laquelle la fente de decharge est particulierement course,
ce chauffage local est d'importance particuliere.
La structure peut etre une structure d'aeronefs. Dans un cas, la structure d'aeronefs comporte un carter d'entree d'air de nacelle de moteur d'aeronef. 11 s'est revere qu'en utilisant le dispositif de protection contre la grace selon ['invention, sensiblement toute l'eau est enlevee de la surface de la nacelle de moteur de 1'aeronef. 11 n'y a typiquement plus d'impact d'eau sur la surface interieure de la nacelle en aval de l'endroit ou la fente est disposee. 11 n'y a en consequence aucune autre formation de grace dans l'aval de la fente de decharge. De preference l'ouverture est disposee en
amont de la prise d'air du moteur d'aeronef.
Idealement, I'ouverture est disposee du cote interieur du carter d'entree d'air de nacelle du moteur d'aeronef. Le dispositif de nacelle anti-grace peut etre dispose sur la surface interieure de la nacelle pour empecher
['introduction de grace dans le moteur.
L'ouverture peut etre disposee en une region de jonction de la structure de l'aeronef. Dans une forme de realisation de ['invention, le compartiment est un s compartiment avant forme par un capot avant d'une surface interieure de la structure stetendant vers ['avant du capot avant. De preference, le capot
avant est fixe a la structure au moyen d'un element de passage.
Dans une forme preferee, le dispositif comporte des moyens pour diriger o le gaz vers l'ouverture. Idealement, les moyens de direction vent disposes pour diriger le gaz en evacuation au travers de l'ouverture, selon un angle dans la gamme de 45 a 90 , par rapport a la direction d'ecoulement d'air sur la surface exterieure de la structure. De fa,con encore plus preferee, les moyens de direction vent disposes pour diriger le gaz vers l'exterieur au travers de ltouverture sensiblement normalement a la direction de
s l'ecoulement d'air au-dessus de la surface exterieure de la structure.
La fente de decharge est configuree selon un angle defini par rapport a la surface de nacelle de moteur d'aeronef, pour faire en sorte que la composante perpendiculaire de quantite de mouvement de l'ecoulement
o d'air enleve le film d'eau en recur.
Les moyens de direction peuvent comprendre un passage vers le gaz canalise vers l'ouverture. De preference, ce passage est forme par deux ou plus, elements de passage opposes. Un element avant des elements de passage peut etre fixe a la surface interieure de la structure. Un element arriere des elements de passage peut etre attache a une surface exterieure de la structure. Idealement, la dimension transverse du passage est sensiblement egale a la dimension transversale de ltouverture. De fa,con plus preferee, le systeme comporte des moyens
o pour diffuser le gaz au fur et a mesure qu'il passe au travers du passage.
Les moyens de diffusion peuvent comporter une ou plusieurs derivations
dans le passage.
Dans un cas, I'ouverture est sous la forme d'une fente. La fente peut s'etendre dans une direction circonferentielle autour d'au moins une partie de la structure. Idealement, la fente s'etend autour de la circonference
entiere de la structure.
De preference, la fente s'etend sensiblement transversalement a la direction d'ecoulement d'air sur la surface exterieure de la structure. Dans une forme de realisation, la fente est en forme de dents de scie. Le systeme peut comporter une pluralite de fentes. Idealement, les fentes vent disposees en rangees. Dans un autre cas, le dispositif peut comporter une pluralite de rangees de fentes. De preference, les rangees
de fentes vent en quinconce.
s Dans une autre forme de realisation de ['invention, la temperature du gaz est dans la gamme de 80 C a 200 C. Idealement, la temperature du gaz
est approximativement de 140 C.
o En fonction du debit massique du gaz, il est possible d'empecher la formation de grace sur la levre de prise d'air au-dessus de la gamme usuelle des conditions de glaciation avec une temperature de gaz d'environ 80 C. Une temperature de l'air de 140 C est consideree comme permettant de procurer une protection totalement efficace contre la grace, a travers l'enveloppe operationnelle, et correspondrait a une temperature de structure de 110 C, ce qui est acceptable a la fois pour les alliages d'aluminium, permettant le recuit, et les adhesifs conventionnels. La temperature de l'air est typiquement 30 C superieure a la plus grande
temperature de structure coexistante dans des conditions de glaciation.
La structure peut etre au moins partiellement en materiau d'alliage d'aluminium. La structure peut etre au moins partiellement realisee en materiaux lies s par adhesifs. Un autre benefice du systeme de protection selon ['invention est que l'efficacite augmentee du systeme permet au systeme anti-grace dioperer en utilisant des energies thermiques relativement basses. Ceci rend possible l'utilisation de materiaux alternatifs pour la structure
d'aeronefs, par exemple des structures liees par adhesifs.
Dans un cas les moyens d'acheminement de gaz dans le compartiment comportent un conduit d'alimentation. De preference, le moyen d'acheminer le gaz dans le compartiment comporte un anneau de vaporisation a ouvertures, en communication avec le conduit
s d'alimentation.
Le systeme peut comporter des moyens de chauffage electriques.
L'invention propose egalement une structure d'aeronef comprenant un
o dispositif de protection contre la grace de ['invention.
L'invention propose egalement selon un autre aspect, un procede de protection d'une structure contre ['accumulation de grace sur au moins une partie de la surface exterieure de la structure, le procede comprenant les s etapes de: acheminer du gaz de pression dans un compartiment interne de la structure; et o passer le gaz au travers en exterieur du compartiment a une inertie suffisante pour detacher un film d'eau de la surface exterieure de la structure. Dans une forme de realisation de ['invention, le gaz est passe en s evacuation hors du compartiment au travers d'au moins une ouverture dans la structure. L'ouverture peut etre de dimension reduite pour provoquer un chauffage focalise de la structure autour de l'ouverture par
passage du gaz en evacuation au travers de l'ouverture.
Selon un autre aspect de ['invention, on propose un procede pour proteger une structure de ['accumulation de grace sur au moins une partie de la surface exterieure de la structure, le procede comprenant les etapes de: s acheminer du gaz sous pression dans un compartiment interne de la structure; et faire passer le gaz au travers hors du compartiment au travers d'au moins une ouverture de dimensions reduites dans la structure, pour
o provoquer un chauffage localise de la structure autour de l'ouverture.
De preference, le procede comporte l'etape d'acheminer le gaz vers l'ouverture. Idealement, le procede comporte ltetape d'acheminer le gaz en evacuation au travers de l'ouverture sensiblement normalement a la s direction d'ecoulement d'air au-dessus de la surface exterieure de la structure. De maniere encore plus preferee, le procede comporte l'etape
de diffuser le gaz lors de son passage exterieur au travers de l'ouverture.
Dans un cas, le gaz est achemine dans un compartiment a une o temperature dans la gamme de 80 C a 200 C. Le gaz idealement est achemine dans un compartiment a une temperature d'approximativement
1 40 C.
L'invention realise dans un cas un procede pour proteger une structure s d'aeronef contre ['accumulation de grace sur au moins une partie de la
surface exterieure de la structure d'aeronef.
Les charges de chaleur dans un systeme conventionnel de protection contre la grace incluent: 1. convection; 2. << chaleur sensible >> - augmentant la temperature de 1'eau collectee, de maniere suffisante pour realiser ['evaporation requise; et
3. Ia chaleur latente requise pour evaporer toute l'eau collectee.
Les charges de chaleur dans le systeme de protection de grace selon ['invention incluent: 1. convection, mais avec une difference de temperature reduite entre celle de la peau et la temperature ambiante, 2. chaleur sensible, augmentant la temperature de 1'eau collectee, de maniere suffisante pour empecher la formation de grace; et 3. Ia chaleur latente correspondent au taux d'evaporation relativement
teas qui resulte de la temperature du film d'eau.
o Avec le systeme de protection contre la grace selon ['invention, la charge de chaleur de convection est reduite, la charge de chaleur sensible est typiquement reduite de moitie ou mieux, et la charge de chaleur latente est grandement reduite. On s'attend a ce que la charge de chaleur totale en consequence soit inferieure a celle d'un systeme de protection contre la grace conventionnel. On garde a ['esprit que seulement environ 60% de l'energie thermique du courant d'air chaud est transferee a l'eau captee, dans un systeme conventionnel de protection contre la grace a air chaud; la temperature d'air requise en increment au- dela du point de glaciation, pour le systeme de protection de grace selon ['invention est o approximativement a priori la moitie de celle d'un systeme de protection
contre la grace conventionnel, pour un meme debit d'air massique.
Afin d'adapter le systeme de protection contre la grace selon ['invention pour remplacer un systeme de protection contre la grace conventionnel, de l'air chaud au meme debit massique mais a une temperature inferieure, peut etre utilise ou alternativement un debit massique inferieur a la meme temperature peut etre utilise. La derriere option est plus souhaitable du fait que la meme source d'air chaud, tel que le port de prelevement du compresseur a moteur, peut etre utilise et la surface de gorge du venturi de limitation d'ecoulement peut etre aisement diminuee pour realiser le
o debit massique inferieur.
Dans certains cas, il peut etre souhaitable pour les systemes de protection contre la grace d'aeronef, d'etre en mesure d'operer a des conditions de glaciation extremes incluant des pluies vergla,cantes et des grandes gouttelettes super refroidies (SLD). Le systeme de protection contre la grace selon ['invention presente le potentiel d'augmenter l'efficacite des systemes de protection contre la grace des aeronefs pour faire face aux
besoins de protection contre la grace du type pluie vergla,cante et SLD.
Breve description des dessins
La presente invention sera plus clairement comprise de la description qui
suit d'une forme de realisation, donnee a titre d'exemple seulement en reference aux dessins accompagnants dans lesquels: La figure 1 est une vue en coupe droite d'une partie avant d'un moteur d'aeronef a turbine, montrant schematiquement un carter d'entree d'air de nacelle; La figure 2 est une vue de cote en coupe d'une partie inferieure du carter d'entree d'air de la figure 1, montrant une region avant du carter d'entree d'air; La figure 3 est une vue en coupe laterale d'une partie superieure d'un moteur d'aeronef a turbine montrant un carter d'entree d'air de nacelle selon ['invention; et
La figure 4 est une vue selon la ligne IV-IV de la figure 3.
Description detaillee
En reference aux dessins et initialement a la figure 1, une partie avant d'un moteur 11 d'aeronef est montre comprenant une unite moteur 12 turbo portent des aubes de turbine tournantes 13 disposees dans une nacelle 14 de moteur. La nacelle 14 presente un capot 15 de nez d'entree
qui dirige l'air d'entree A vers un conduit de ventilateur 16.
Le carter d'entree d'air 15 est subdivise en un compartiment 17 avant de o bord d'attaque, et un compartiment arriere 18. Le compartiment avant 17 est delimite par un capot 19 avant et une structure de peau 21 qui forme le profil de bord d'attaque du carter d'entree d'air 15. Le compartiment arriere 18 est delimite par le capot avant 19 et un capot arriere 20 et des structures de peaux interieure et exterieure 22, 23. La structure de peau interieure 22 du compartiment 18 doit avoir de bonnes proprietes d'absorption du son et a cette fin, des panneaux 24 d'attenuation de bruit vent typiquement prevus. Les panneaux 24 s'etendent pour autant que la
circonference totale du carter 15 le permette sur le plan pratique.
o En reference maintenant a la figure 2, le capot avant 19 est construit a partir de sections arquees pour former, avec la structure de peau 21, un compartiment 17 avant etanche au gaz qui est alimente avec des gaz chauds pressurises avec un conduit d'alimentation 25. Ces gaz chauds vent subsequemment evacuee du compartiment 17 au travers d'un
conduit d'evacuation.
Le conduit d'alimentation 25 est forme par une partie de conduit 26 d'alimentation avant, qui passe au travers du capot 19, une partie 27 de conduit d'alimentation principal qui s'etend au travers de la longueur du compartiment arriere 18, et une partie 28 de conduit d'alimentation arriere o qui s'etend au travers du capot arriere 20. La partie avant 26 du conduit d'alimentation s'etend vers ['avant dans le compartiment 17 avant et est reliee a un conduit d'entree 29 d'un anneau 30 de vaporisation tubulaire qui est ajoure, et qui s'etend de maniere circonferencielle dans le compartiment 17. Les anneaux de vaporisation de ce type vent ajoures de facon que, lorsqu'ils vent alimentes en gaz chaud sous pression achemines vers les anneaux de vaporisation, ils distribuent les gaz chauds sur la surface interieure de la structure de peau 21, pour empecher ['accumulation de grace sur celle-ci ou pour enlever la grace de
ia surface exterieure de la structure de peau 21.
La chaleur procuree par les gaz chauds et transferee par convection et conduction au travers de la structure de peau 21 vers la grace ou le film d'eau sur la surface exterieure de la structure de peau 21. Afin d'empecher la formation de grace sur la structure de peau 21, il est necessaire d'utiliser ce type de systeme de protection contre la grace pour procurer suffisamment de chaleur en vue de produire ['evaporation totale
du film d'eau sur la structure de peau 21.
On comprend que d'autres systemes d'anti-glace qui presentent des o moyens alternatifs de distribution d'air chaud, tels que des systemes de tourbillons, passages de peaux doubles et systemes hybrides peuvent
etre utilises en plus ou a la place de l'anneau 30 de vaporisation ajouree.
En reference maintenant aux figures 3 et 4, on montre une partie avant s superieure d'un carter d'entree d'air 32 de nacelle selon ['invention. Le carter 32 de nez est divise en un compartiment avant 34 et un compartiment arriere par un capot 38. Des gaz chauds pressurises vent alimentes vers le compartiment 34 avant par tout moyen adapte, tel que par exemple le conduit 25 d'alimentation et l'anneau 30 de vaporisation
o decrits ci-dessus en reference aux figures 1 et 2.
Le compartiment avant 34 est delimite par le capot 38 et une structure de peau 40 qui forme le profil de bord d'attaque du carter 32. Le compartiment 36 arriere est forme en partie par le capot 38 et une structure 34 de peau arriere. La structure 44 est pourvue d'un panneau
d'attenuation de bruit 45.
Le panneau 41 inclut un recouvrement acoustique perfore qui utilise des materiaux d'alliage d'aluminium lies, fixes a la structure 40 de peau avant, o d'entree du moteur. Les structures 40 et 44 de peaux arriere et avant, vent rbalisees en materiaux d'alliage d'aluminium lies, et tous les autres
composants du carter 32 vent realises en alliages d'aluminium.
Une fente 46 s'etendant transversalement est situee dans la partie
inferieure du compartiment avant 34, adjacent a et en avant du capot 38.
Un element 48 angulaire avant fixe la structure de peau avant 40 au capot 38, et un element 50 angulaire arriere fixe la structure de peau 44 au capot 38. Des plaques opposees 52 et 54 des elements angulaires definissent un passage restreint 56 de sensiblement la meme section
o droite que la fente 46, comme illustree sur la figure 4.
Une chicane 58 est montee entre les plaques opposees 52, 54 afin de realiser un cheminement a contraintes structurelles au travers de la fente 46 afin d'ameliorer le transfert de chaleur des gaz chauds vers la structure
adjacente et pour diffuser les gaz chauds au travers de la fente 46.
En cours d'utilisation, l'eau s'accumule sur la structure 40 de peau avant chauffee, et forme un film de surface qui court dans la direction de ltecoulement d'air ambient passant au travers de la fente 46 qui s'etend transversalement a la direction de l'ecoulement d'air ambient. Les gaz o pressurises chauds vent achemines vers le compartiment avant 34, et distribues sur la surface interieure de la structure de peau 40 avant, et vent ensuite evacuee au travers du passage restreint 56 et en dehors du compartiment 34 avant au travers de la fente 46. L'ecoulement des gaz chauds evacuee passant au travers de la fente 46 detache le film d'eau de s la structure de peau 40 avant, et ensuite la tension de surface provoque la rupture du film d'eau en gouttelettes plus fines qui vent emportees par le
courant d'air ambient.
La convergence des gaz chauds dans le passage 56 au fur et a mesure qu'ils approchent de la fente 46, augmente le transfert de chaleur locale vers la structure de peau environnante, augmentant ainsi l'efficacite du systeme de protection contre la grace. Le positionnement de la fente 46 et des elements angulaires 48, 50 adjacents au capot 38 augmente en outre
le transfert de chaleur vers la structure de peau.
Le carter d'entree d'air est pourvu d'un moyen d'empecher la formation de grace sur celui-ci sans avoir a produire suffisamment de chaleur pour realiser ['evaporation totale du film d'eau sur la surface exterieure du carter. Le systeme de protection contre la grace selon ['invention procure ainsi un moyen simple d'ameliorer les systemes de protection contre la grace a gaz chaud avec un enlevement d'eau efficace en utilisant l'ecoulement de gaz
de sortie.
La structure 40 de peau avant chauffee, n'a besoin seulement que de maintenir la temperature du film d'eau au-dessus du point de gel, afin que les gaz chauds issus de la fente 46 puissent enlever toute eau residuelle
et empecher le retour de l'eau vers une surface qui ne soit pas chauffee.
o En particulier, il n'est pas requis de realiser ['evaporation totale du film d'eau. Le carter d'entree d'air selon ['invention reduit grandement la quantite de chaleur requise pour le fonctionnement du systeme de protection contre la grace. Ceci est dO au fait que procurer la chaleur latente d'evaporation generalement constitue la plus grande partie de la charge de chaleur dans les dispositifs connus de protection contre la grace. En utilisant le systeme de protection contre la grace selon ['invention, moins de chaleur est requise pour la protection contre la grace et I'enlevement d'eau de surface, ameliorant ainsi la consommation de carburant de l'aeronef. Une plus petite quantite de gaz chaud est requise pour realiser une protection contre la grace effective, reduisant ainsi le prelevement sur la consommation du moteur et augmentant ltefficacite du moteur. Les gaz a energie thermique basse diffuses, evacuee du dispositif de protection contre la grace selon ['invention, vent en contraste avec le jet de sortie chaud potentiellement a risque, utilise par les dispositifs
conventionnels de protection contre la grace.
L'efficacite thermique realisee en utilisant la fente 46 dans le systeme de protection contre la grace selon la presente invention, permet au systeme de protection contre la grace d'operer a des temperatures de gaz
relativement basses ou a des debits massiques de gaz relativement teas.
Ces derniers vent des moyens alternatifs d'obtenir la reduction du transfert de chaleur atteint par ['invention, et les deux alternatives procureront une
efficacite thermique amelioree.
L'utilisation de gaz a basse temperature signifie que des materiaux a o haute temperature ne vent pas necessaires. Ceci est dO au fait qu'un transfert de chaleur eleve requis pour ['evaporation totale du film d'eau n'est pas necessaire avec le systeme de protection contre la grace selon ['invention. Le carter 32 peut ainsi utiliser des alliages d'aluminium ou des materiaux a la place d'aciers inoxydables ou du titane, reduisant ainsi le poids et les coOts. Le systeme de protection selon ['invention permet egalement l'utilisation d'assemblages lies par adhesifs, au lieu
d'assemblages connus qui requierent de la soudure, brasage, ou rivetage.
Le systeme de protection selon ['invention fonctionne avec du gaz a o energie thermique relativement basse permettant ainsi l'utilisation de materiaux plus legers et meilleur marche et des structures liees par adhesifs ou limitees a temperatures, sans surchauffage. En plus, les
risques potentials d'eclatement de conduits d'air vent egalement reduits.
s Le potentiel d'utilisation de debit massique de gaz falble, signifie que le systeme de protection selon ['invention peut etre mis en place pour remplacer un systeme de protection conventionnel, en utilisant la source d'air chaude distante mais avec un systeme de controle d'ecoulement plusrestrictif. La fente 46 est de preference conc,ue pour eviter les effets adverses sur l'aerodynamique de l'aeronef du fait de la separation de couches limites. 11 peut etre souhaitable de faire en sorte que la fente 46 soit discontinue de fa,con que les sorties agissent en tent que generateurs de vortex qui s tendent a donner de l'energie a la couche limite, et augmentent le niveau de turbulences, assurant ainsi qu'ils restent attaches. D'autres moyens d'ajustement de ['interaction avec la couche limite incluent l'utilisation de chicane 58 pour diffuser 1'ecoulement de gaz au travers du passage 56 en utilisant une fente en dents de scie, plutot qu'une fente droite, ou en o utilisant une fente situee de maniere inclinee par rapport a la direction
d'ecoulement de surface.
On comprend que d'autres formes de fente puissent etre utilisees a la place de la fente droite 46. En particulier, des variantes de la fente 46 s dans la portee de ['invention, incluent des fentes continues, des fentes discontinues ou des trous en rangees simples ou multiples alignees; une fente course ou un trou ou un groupe de fentes courses ou de trous pour realiser des protections contre la grace ponctuelle en une region localisee, des fentes doublees sur les surFaces inferieure et superieure d'un systeme o de protection contre la grace, pour stabiliseur horizontal ou une aile, avec une alimentation d'air commune ou separee; des fentes en dents de scie ou des rangees de dents de scie de fentes courses ou des trous, des fentes en fleche ou des rangees en fleche de fentes courses ou des trous ou des rangees en fleche en dents de scie courses ou des fentes ou des
trous avec un composant lateral de velocite.
On comprend que le systdme de protection selon ['invention peut etre alternativement ou de maniere additionnelle incorpore a une aile ou a un stabiliseur horizontal de la maniere similaire a celle du carter 32 decrit ci
o dessus en reference aux figures 3 et 4.
Le systeme de protection selon ['invention peut egalement etre combine avec un systeme de protection contre la grace, chauffe electriquement, pour realiser la protection contre la grace requise ou l'enlevement de la grace. Dans ce cas, I'air achemine dans le compartiment 34 avant du carter 32 peut etre de relative basse temperature. On a trouve que des
systemes de protection contre la grace chauffes electriquement, en eux-
memes vent usuellement incapables de realiser l'enlevement de l'eau complete pour l'enveloppe de fonctionnement de l'aeronef, mais en combinaison avec le systeme de protection contre la grace selon
I'invention, ils rendent la prevention contre la grace faisable.
Le systeme de protection selon ['invention augmente la capacite des systemes de protection contre la grace chauffes electriquement pour
realiser l'enlevement de l'eau effective pour l'enveloppe fonctionnelle.
L'invention peut egalement etre utilisee pour realiser une protection contre la grace en un point ou une region de dimensions reduites en prevoyant un ecoulement de gaz chaud au travers d'une fente course ou trou de dimensions restreintes. Dans cette forme de realisation de ['invention, la fente ou le trou realise une sortie pour une petite quantite de gaz chaud a partir d'un reservoir interne de gaz chaud qui provoque la convergence de l'ecoulement de gaz interne vers le trou ou la fente course. Ceci permet d'assurer un niveau de transfert de chaleur eleve sur la structure de peau qui n'aurait pas ete assuree si la quantite d'ecoulement interne stagnait ou se deplac,ait lentement, ou si elle etait principalement dirigee vers une partie differente de la structure de peau. Ce chauffage local de la structure de peau vient en supplement de decharge pour empecher la formation de grace autour du trou ou de la fente course. Cette variante de ['invention est consideree comme utile pour la protection contre la grace sur le point d'un o radome ou un cone d'helice. Cette variante de ['invention est egalement utilisable en une zone de jonction telle qu'une region ou le bord d'attaque de l'aile rencontre le c6te du fuselage. L'ecoulement d'air externe dans cette region est telle qu'une masse du type boule de neige de grace tend a se former et qui pourrait casser et percuter la surface de la queue de l'aeronef ou les moteurs montes en queue. Des sondes de drains pylOnes et des sondes statiques de Pitot tendent a rencontrer des problemes
similaires et pourraient egalement beneficier de la presente invention.
La presente invention realise un simple systeme pour la protection contre
la grace en un point ou localise.
L' i nve ntio n n 'est pas l im itee aux formes de real isatio n decrites presentement, mais en reference aux dessins 3 et 4, qui peuvent varier en
construction et en detail.
Claims (46)
1. Systeme pour l'utilisation avec une structure en vue de proteger cette derriere contre ['accumulation de grace sur au moins une partie d'une surface exterieure de la structure, le systeme comprenant: - des moyens pour acheminer du gaz sous pression dans un compartiment interne de la structure; et o - au moins une ouverture dans la structure pour faciliter le passage du gaz hors du compartiment; - I'ouverture etant configuree pour le passage du gaz hors et au travers de l'ouverture, selon une quantite de mouvement suffisante pour
detacher un film d'eau de la surface exterieure de la structure.
2. Systeme selon la revendication 1, caracterise en ce que l'ouverture est de dimension reduite pour provoquer l'echauffement local de la structure autour de l'ouverture lors du passage du gaz au travers et
hors de l'ouverture.
3. Systeme pour l'utilisation avec une structure pour proteger la structure de ['accumulation de grace sur au moins une partie de la surface exterieure de la structure, le systeme comprenant: - des moyens pour acheminer du gaz pressurise dans un compartiment interne de la structure; et - au moins une ouverture dans la structure pour faciliter le passage du gaz hors du compartiment; - I'ouverture etant de dimension restreinte pour provoquer I'echauffement localise de la structure autour de l'ouverture lors du
passage du gaz en dehors et au travers de l'ouverture.
4. Systeme selon l'une des revendications 1 a 3, caracterise en ce
que la structure est une structure d'aeronef.
5. Systeme selon la revendication 4, caracterise en ce que la structure d'aeronef comporte un carter d'entree d'air de nacelle de moteur d'aeronef.
6. Systeme selon la revendication 5, caracterise en ce que l'ouverture
o est localisee en amont de la prise d'air du moteur de l'aeronef.
7. Systeme selon l'une des revendications 5 ou 6, caracterise en ce
que l'ouverture est localisee sur un des cotes internee du carter de
prise d'air de nacelle de moteur d'aeronef.
8. Systeme selon l'une des revendications 4 a 7, caracterise en ce
que l'ouverture est localisee en une region de jonction de la
structure de l'aeronef.
9. Systeme selon l'une des revendications 1 a 8, caracterise en ce
que le compartiment est un compartiment avant forme par un capot avant et une surface interieure de la structure s'etendant vers
['avant du capot avant.
10. Systeme selon la revendication 9, caracterise en ce que le capot
avant est fixe a la structure au moyen d'un element de passage.
11. Systeme selon l'une des revendications 1 a 10, caracterise en ce
que le fil comporte des moyens pour diriger des gaz vers I'ouverture.
12. Systeme selon la revendication 1 1, caracterise en ce que les moyens de direction vent conc,us pour diriger le gaz en dehors et au travers de l'ouverture selon un angle dans la gamme de 45 a 90 , par rapport a la direction de l'ecoulement d'air sur la surface
s exterieure de la structure.
13. Systeme selon la revendication 12, caracterise en ce que les moyens de direction vent con,cus pour diriger le gaz en dehors et au travers de l 'ouvertu re de ma n iere se nsibleme nt norma le a la
direction d'ecoulement d'air sur la surface exterieure de la structure.
14. Systeme selon l'une des revendications 11 a 13, caracterise en ce
que les moyens de direction comportent un passage pour
acheminer le gaz vers l'ouverture.
15. Systeme selon la revendication 14, caracterise en ce que le
passage est forme par deux ou plus elements de passage opposes.
16. Systeme selon la revendication 15, caracterise en ce que l'un des passages avant des elements de passage est attache a une
surface interne de la structure.
17. Systeme selon l'une des revendications 15 ou 16, caracterise en ce
que un passage arriere de l'un des elements de passage, est fixe a
une surface exterieure de la structure.
18. Systeme selon l'une des revendications 14 a 17, caracterise en ce
que la dimension transversale du passage est sensiblement egale a
la dimension transversale de l'ouverture.
19. Systeme selon l'une des revendications 14 a 18, caracterise en ce
que le systeme comporte des moyens pour diffuser du gaz lorsqu'il
passe au travers du passage.
s
20. Systeme selon la revendication 19, caracterise en ce que les moyens de diffusion comportent une ou plusieurs deviations dans le passage.
21. Systeme selon l'une des revendications 1 a 20, caracterise en ce
que l'ouverture est sous la forme d'une fente.
22. Systeme selon la revendication 21, caracterise en ce que la fente s'etend dans une direction circonferentielle autour d'au moins une
partie de la structure.
23. Systeme selon la revendication 22, caracterise en ce que la fente
s'etend autour de l'entiere circonference de la structure.
24. Systeme selon l'une des revendications 21 a 23, caracterise en ce
o que la fente s'etend sensiblement transversalement a la direction d'ecoulement d'air au-dessus de la surface exterieure de la structure.
25. Systeme selon l'une des revendications 21 a 24, caracterise en ce
s que la fente est en dent de scie.
26. Systeme selon l'une des revendications 21 a 25, caracterise en ce
qu'il comporte une pluralite de fentes.
o
27. Systeme selon la revendication 26, caracterise en ce que les fentes
vent disposees en rangee.
28. Systeme selon la revendication 27, caracterise en ce qutil comporte
une pluralite de rangees de fentes.
29. Systeme selon la revendication 28, caracterise en ce que les
rangees de fentes vent en quinconce.
30. Systeme selon l'une des revendications 1 a 29, caracterise en ce
que la temperature de gaz est dans la gamme de 80 C a 200 C.
31. Systeme selon la revendication 30, caracterise en ce que la
temperature du gaz est approximativement de 140 C.
32. Systeme selon l'une des revendications 1 a 31, caracterise en ce
que la structure est au moins partiellement fait en un materieu
d'alliage d'aluminium.
33. Systeme selon l'une des revendications 1 a 32, caracterise en ce
que la structure est au moins partiellement fait en un materiau lie
par adhesif.
34. Systeme selon l'une des revendications 1 a 33, caracterise en ce
que les moyens pour acheminer le gaz dans le compartiment
comportent un conduit d'alimentation.
35. Systeme selon la revendication 34, caracterise en ce que les moyens pour acheminer le gaz dans le compartiment comportent un anneau de vaporisation a ouverture en communication avec le
conduit d'alimentation.
36. Systeme selon l'une des revendications 1 a 35, caracterise en ce
qu'il comporte des moyens de chauffage electrique.
37. Procede pour la protection d'une structure contre ['accumulation de grace sur au moins une partie d'une surface exterieure de la structure, le procede comprenant les etapes de: - acheminer le gaz pressurise dans un compartiment interne de la structure; et o - passer le gaz en dehors du compartiment selon une quantite de mouvement suffisante pour detacher un film d'eau d'une surface
exterieure de la structure.
38. Procede selon la revendication 37, caracterise en ce que le gaz est s passe en dehors du compartiment au travers au moins une
ouverture dans la structure.
39. Procede selon la revendication 38, caracterise en ce que 1'ouverture est de dimension reduite pour provoquer l'echauffement local de la o structure autour de l'ouverture lors du passage du gaz au travers de l'ouverture.
40. Procede de protection d'une structure contre ['accumulation de grace sur au moins une partie d'une surface exterieure de la structure, le procede comprenant les etapes de: - acheminer le gaz pressurise dans un compartiment interne de la structure; et - passer le gaz en dehors du compartiment au travers d'au moins une o ouverture de dimension reduite dans la structure pour provoquer
l'echauffement local de la structure autour de l'ouverture.
41. Procede selon l'une des revendications 37 a 40, caracterise en ce
qu'il comporte l'etape de diriger le gaz vers l'ouverture.
42. Procede selon la revendication 41, caracterise en ce qu'il comporte l'etape de diriger le gaz en dehors et au travers de l'ouverture sensiblement normalement a la direction de l'ecoulement d'air au
dessus de la surface exterieure.
o
43. Procede selon l'une des revendications 37 a 42, caracterise en ce
qu'il comporte l'etape de diffuser le gaz lors du passage en dehors
du compartiment au travers de l'ouverture.
44. Procede selon l'une des revendications 37 a 43, caracterise en ce
s que le gaz est achemine dans le compartiment a une temperature
dans la gamme de 80 C a 200 C.
45. Procede selon la revendication 44, caracterise en ce que le gaz est achemine dans le compartiment a une temperature
approximativement de 140 C.
46. Procede de protection d'une structure d'aeronef de ['accumulation de grace sur au moins une partie de la surface exterieure de la structure d'aeronef tel que revendique dans l'une des
Applications Claiming Priority (1)
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|---|---|---|---|
| GBGB0211800.8A GB0211800D0 (en) | 2002-05-22 | 2002-05-22 | An ice protection system for aircraft structures |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2840879A1 true FR2840879A1 (fr) | 2003-12-19 |
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|---|---|---|---|
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| FR (1) | FR2840879B1 (fr) |
| GB (2) | GB0211800D0 (fr) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1998027A2 (fr) * | 2007-05-29 | 2008-12-03 | United Technologies Corporation | Turbine à gaz comprenant un plénum dans une nacelle avec un système de prélèvement d'air |
| WO2010086560A2 (fr) | 2009-02-02 | 2010-08-05 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise |
| FR2941675A1 (fr) * | 2009-02-02 | 2010-08-06 | Airbus France | Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise. |
| FR2952032A1 (fr) * | 2009-11-05 | 2011-05-06 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise |
| WO2016005711A1 (fr) * | 2014-07-11 | 2016-01-14 | Aircelle | Lèvre avant de nacelle de turboréacteur comportant des perçages d'air chaud en amont de panneaux acoustiques |
| WO2020161200A1 (fr) * | 2019-02-08 | 2020-08-13 | Safran Nacelles | Entree d'air d'une nacelle de turboreacteur d'aeronef comportant des ouvertures de ventilation d'un flux d'air chaud de degivrage |
| US11591960B2 (en) | 2019-02-08 | 2023-02-28 | Safran Nacelles | Air intake of an aircraft turbojet engine nacelle comprising ventilation orifices for a de-icing flow of hot air |
Families Citing this family (32)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2869360B1 (fr) * | 2004-04-27 | 2006-07-14 | Airbus France Sas | Ensemble reducteur de bruit pour turboreacteur d'aeronef |
| US7137240B2 (en) * | 2004-08-18 | 2006-11-21 | Hamilton Sundstrand Corporation | Inlet muff anti-icing system for an auxiliary power unit |
| US20100199629A1 (en) * | 2005-06-22 | 2010-08-12 | Airbus France | Systeme d'anti givrage et de degivrage de nacelle de moteur d'aeronef a tapis resistif |
| DE102006031330B4 (de) * | 2005-07-14 | 2014-03-20 | Goodrich Corp. | Für Eis empfänglicher Abschnitt eines Flugzeugs, insbesondere Flugtriebwerk- Zelleneinlasslippe, umfassend ein Eisschutzsystem, Flugtriebwerk mit einer solchen Einlasslippe sowie ein Verfahren zum Schutz einer solchen Einlasslippe vor Vereisung |
| US7429166B2 (en) | 2005-12-20 | 2008-09-30 | General Electric Company | Methods and apparatus for gas turbine engines |
| US7291815B2 (en) * | 2006-02-24 | 2007-11-06 | Goodrich Corporation | Composite ice protection heater and method of producing same |
| US7923668B2 (en) * | 2006-02-24 | 2011-04-12 | Rohr, Inc. | Acoustic nacelle inlet lip having composite construction and an integral electric ice protection heater disposed therein |
| WO2008048705A2 (fr) * | 2006-03-10 | 2008-04-24 | Goodrich Corporation | Protection contre un foudroiement de faible densité à utiliser dans des aéronefs |
| US7832983B2 (en) * | 2006-05-02 | 2010-11-16 | Goodrich Corporation | Nacelles and nacelle components containing nanoreinforced carbon fiber composite material |
| US20080166563A1 (en) * | 2007-01-04 | 2008-07-10 | Goodrich Corporation | Electrothermal heater made from thermally conducting electrically insulating polymer material |
| FR2924409B1 (fr) * | 2007-12-03 | 2010-05-14 | Airbus France | Nacelle d'aeronef comprenant des moyens d'evacuations d'air chaud |
| US7900872B2 (en) * | 2007-12-12 | 2011-03-08 | Spirit Aerosystems, Inc. | Nacelle inlet thermal anti-icing spray duct support system |
| US7837150B2 (en) * | 2007-12-21 | 2010-11-23 | Rohr, Inc. | Ice protection system for a multi-segment aircraft component |
| ITMI20080886A1 (it) * | 2008-05-15 | 2009-11-16 | Alenia Aermacchi Spa | Giunto per indurre elevate cadute di temperatura tra parti collegate su un velivolo |
| US9004407B2 (en) | 2008-12-24 | 2015-04-14 | Middle River Aircraft Systems | Anti-icing system and method for preventing ice accumulation |
| FR2943624B1 (fr) * | 2009-03-27 | 2011-04-15 | Airbus France | Nacelle d'aeronef comportant une paroi exterieure renforcee |
| US8561934B2 (en) * | 2009-08-28 | 2013-10-22 | Teresa M. Kruckenberg | Lightning strike protection |
| FR2954280B1 (fr) * | 2009-12-18 | 2012-03-23 | Airbus Operations Sas | Entree d'air d'une nacelle d'aeronef comprenant un traitement du givre optimise |
| FR2954279B1 (fr) * | 2009-12-18 | 2014-08-22 | Airbus Operations Sas | Entree d'air d'une nacelle d'aeronef integrant des moyens d'injection en air chaud pour le traitement du givre optimises |
| FR2954282B1 (fr) * | 2009-12-22 | 2012-02-17 | Airbus Operations Sas | Nacelle incorporant un element de jonction entre une levre et un panneau d'attenuation acoustique |
| JP5582927B2 (ja) * | 2010-08-30 | 2014-09-03 | 三菱重工業株式会社 | 航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機 |
| DE102012002132A1 (de) | 2012-02-03 | 2013-08-08 | Airbus Operations Gmbh | Vereisungsschutzsystem für ein Flugzeug und Verfahren zum Betreiben eines Vereisungsschutzsystems |
| GB201406277D0 (en) | 2014-04-08 | 2014-05-21 | Rolls Royce Deutschland | A gas turbine inlet |
| US10174633B2 (en) * | 2015-10-30 | 2019-01-08 | Rolls-Royce Corporation | Containment hook for composite fan case |
| US10221765B2 (en) * | 2016-08-26 | 2019-03-05 | Honeywell International Inc. | Anti-icing exhaust system |
| US10870491B2 (en) * | 2017-07-20 | 2020-12-22 | The Boeing Company | Eductor driven anti-ice system |
| FR3087489B1 (fr) * | 2018-10-18 | 2022-12-09 | Airbus Operations Sas | Partie anterieure de nacelle de groupe propulsif d'aeronef comportant une voie principale de propagation d'efforts entre une levre d'entree d'air et une peau arriere d'un panneau acoustique |
| US11220344B2 (en) * | 2018-12-17 | 2022-01-11 | Rohr, Inc. | Anti-ice double walled duct system |
| FR3092618B1 (fr) * | 2019-02-08 | 2021-02-19 | Safran Nacelles | Entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef comportant des ouvertures de ventilation d’un flux d’air chaud de dégivrage |
| FR3096662B1 (fr) * | 2019-05-27 | 2022-08-12 | Safran Nacelles | Lèvre d’entrée d’air de nacelle de turbomachine comprenant un dispositif acoustique et procédé de fabrication d’une telle lèvre |
| CN112977835B (zh) * | 2021-05-11 | 2021-08-03 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种防溢流装置 |
| US11630016B2 (en) * | 2021-08-20 | 2023-04-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Pressure measurement system and method for operating same |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5088277A (en) * | 1988-10-03 | 1992-02-18 | General Electric Company | Aircraft engine inlet cowl anti-icing system |
| GB2259679A (en) | 1991-09-20 | 1993-03-24 | Short Brothers Plc | Thermal anti-icing of aircraft structures |
| US5257498A (en) * | 1992-04-23 | 1993-11-02 | United Technologies Corporation | Efficient anti-ice exhaust vent |
| US6131855A (en) * | 1997-12-02 | 2000-10-17 | Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale | Device for removing hot air for a jet engine air inlet cowl with a de-icing circuit |
| EP1111226A1 (fr) * | 1999-12-21 | 2001-06-27 | Aerospatiale Matra Airbus | Dispositif d'évacuation d'air chaud pour capot d'entrée d'air de moteur à réaction, à circuit de dégivrage |
| US20020047070A1 (en) * | 1999-11-23 | 2002-04-25 | Breer Marlin D. | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1161186A (en) * | 1968-05-28 | 1969-08-13 | Rolls Royce | A Gas Turbine Ducted Fan Engine. |
| US3933327A (en) * | 1974-08-30 | 1976-01-20 | Rohr Industries, Inc. | Aircraft anti-icing plenum |
| AU581684B2 (en) | 1984-10-08 | 1989-03-02 | Short Brothers Plc | Duct for hot air |
| US4738416A (en) * | 1986-09-26 | 1988-04-19 | Quiet Nacelle Corporation | Nacelle anti-icing system |
| FR2771451B1 (fr) | 1997-11-21 | 2000-04-14 | Aerospatiale | Dispositif de protection pour capot d'entree d'air de moteur a reaction, pourvu d'un systeme de degivrage |
| FR2820715B1 (fr) * | 2001-02-15 | 2003-05-30 | Eads Airbus Sa | Procede de degivrage d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre |
-
2002
- 2002-05-22 GB GBGB0211800.8A patent/GB0211800D0/en not_active Ceased
-
2003
- 2003-05-20 US US10/441,821 patent/US6848656B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-05-20 FR FR0306051A patent/FR2840879B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2003-05-21 GB GB0311635A patent/GB2391284B/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5088277A (en) * | 1988-10-03 | 1992-02-18 | General Electric Company | Aircraft engine inlet cowl anti-icing system |
| GB2259679A (en) | 1991-09-20 | 1993-03-24 | Short Brothers Plc | Thermal anti-icing of aircraft structures |
| US5257498A (en) * | 1992-04-23 | 1993-11-02 | United Technologies Corporation | Efficient anti-ice exhaust vent |
| US6131855A (en) * | 1997-12-02 | 2000-10-17 | Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale | Device for removing hot air for a jet engine air inlet cowl with a de-icing circuit |
| US20020047070A1 (en) * | 1999-11-23 | 2002-04-25 | Breer Marlin D. | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection |
| EP1111226A1 (fr) * | 1999-12-21 | 2001-06-27 | Aerospatiale Matra Airbus | Dispositif d'évacuation d'air chaud pour capot d'entrée d'air de moteur à réaction, à circuit de dégivrage |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1998027A3 (fr) * | 2007-05-29 | 2011-09-07 | United Technologies Corporation | Turbine à gaz comprenant un plénum dans une nacelle avec un système de prélèvement d'air |
| EP1998027A2 (fr) * | 2007-05-29 | 2008-12-03 | United Technologies Corporation | Turbine à gaz comprenant un plénum dans une nacelle avec un système de prélèvement d'air |
| US9010084B2 (en) | 2009-02-02 | 2015-04-21 | Airbus Operations Sas | Aircraft nacelle including an optimised acoustic processing system |
| WO2010086560A3 (fr) * | 2009-02-02 | 2010-11-25 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise |
| FR2941675A1 (fr) * | 2009-02-02 | 2010-08-06 | Airbus France | Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise. |
| WO2010086560A2 (fr) | 2009-02-02 | 2010-08-05 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise |
| FR2952032A1 (fr) * | 2009-11-05 | 2011-05-06 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise |
| WO2016005711A1 (fr) * | 2014-07-11 | 2016-01-14 | Aircelle | Lèvre avant de nacelle de turboréacteur comportant des perçages d'air chaud en amont de panneaux acoustiques |
| FR3023538A1 (fr) * | 2014-07-11 | 2016-01-15 | Aircelle Sa | Levre avant de nacelle de turboreacteur comportant des percages d’air chaud en amont de panneaux acoustiques |
| US10487738B2 (en) | 2014-07-11 | 2019-11-26 | Safran Nacelles | Front lip of a turbofan engine nacelle comprising hot-air bores upstream from acoustic panels |
| WO2020161200A1 (fr) * | 2019-02-08 | 2020-08-13 | Safran Nacelles | Entree d'air d'une nacelle de turboreacteur d'aeronef comportant des ouvertures de ventilation d'un flux d'air chaud de degivrage |
| FR3092619A1 (fr) * | 2019-02-08 | 2020-08-14 | Safran Nacelles | Entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef comportant des ouvertures de ventilation d’un flux d’air chaud de dégivrage |
| US11591960B2 (en) | 2019-02-08 | 2023-02-28 | Safran Nacelles | Air intake of an aircraft turbojet engine nacelle comprising ventilation orifices for a de-icing flow of hot air |
| US11655760B2 (en) | 2019-02-08 | 2023-05-23 | Safran Nacelles | Air intake of an aircraft turbojet engine nacelle comprising ventilation orifices for a de-icing flow of hot air |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
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