FR2936776A1 - Structure d'entree d'air de nacelle - Google Patents

Structure d'entree d'air de nacelle Download PDF

Info

Publication number
FR2936776A1
FR2936776A1 FR0805552A FR0805552A FR2936776A1 FR 2936776 A1 FR2936776 A1 FR 2936776A1 FR 0805552 A FR0805552 A FR 0805552A FR 0805552 A FR0805552 A FR 0805552A FR 2936776 A1 FR2936776 A1 FR 2936776A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
wall
structural element
air intake
heat insulation
intake structure
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
FR0805552A
Other languages
English (en)
Inventor
Fabien Aube
Ali Khezzar
Inca Alain D
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aircelle SA filed Critical Aircelle SA
Priority to FR0805552A priority Critical patent/FR2936776A1/fr
Publication of FR2936776A1 publication Critical patent/FR2936776A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/28—Three-dimensional patterned
    • F05D2250/283—Three-dimensional patterned honeycomb
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne une structure d'entrée d'air (11) d'une nacelle de turboréacteur comprenant une paroi interne (20) annulaire et un capot externe (30) annulaire radialement espacé de la paroi interne (20), un cadre arrière reliant le capot externe (30) et la paroi interne (20) et une protection thermique disposée sur la paroi interne (20) caractérisée en ce que le cadre arrière et la protection thermique forment un élément structurel arrière unique (50).

Description

La présente invention se rapporte à une nacelle pour turboréacteur comprenant une structure d'entrée d'air apte à canaliser un flux d'air vers une soufflante du turboréacteur. Une nacelle présente généralement une structure comprenant une entrée d'air en amont du moteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval abritant des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
L'entrée d'air comprend, d'une part, une lèvre d'entrée adaptée pour permettre la captation optimale vers le turboréacteur de l'air nécessaire à l'alimentation de la soufflante et des compresseurs internes du turboréacteur, et d'autre part, une structure aval sur laquelle est rapportée la lèvre et destinée à canaliser convenablement l'air vers les aubes de la soufflante.
Tel qu'illustré sur la figure 1, la structure aval 1 comprend une paroi interne 2 annulaire, un capot externe 3 radialement espacé de la paroi interne 2 et une jonction amère d'entrée d'air 4. Cette jonction amère 4 d'entrée d'air comprend un cadre amère 5 annulaire reliant les extrémités arrière de la paroi interne 2 et du capot externe 20 3. De plus, une bride arrière 6 annulaire destinée à la fixation de ladite entrée d'air à l'avant du carter de la soufflante appartenant à la section médiane de la nacelle est située dans le prolongement de la paroi interne 2. Par ailleurs, la jonction arrière 4 d'entrée d'air comprend, en outre, 25 un écran pare feu 7 ou protection thermique agencé entre la bride arrière 6 et le cadre arrière 5. Cependant, dans une telle nacelle, la fixation du cadre arrière 5 sur la paroi interne 2 de la nacelle est rendu difficile de par la présence d'une structure d'atténuation acoustique 8 sur la paroi interne. 30 En effet, il est alors nécessaire soit de fixer le cadre amère sur la structure d'atténuation acoustique de la paroi interne, ce qui la détériore soit de réduire cette structure pour éviter que le cadre amère ne la perfore. En perdant ainsi une partie de la surface acoustique, on dégrade fortement l'efficacité de réduction des bruits de la soufflante du turboréacteur 35 Un objectif de l'invention est de pallier les inconvénients précités.
Il est également désirable de proposer une structure d'entrée d'air d'une nacelle dont la jonction amère est simplifiée tout en préservant la surface acoustique de cette dernière. A cet effet, l'invention propose une structure d'entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur comprenant une paroi interne annulaire et un capot externe annulaire radialement espacé de la paroi interne, un cadre amère reliant le capot externe et la paroi interne et une protection thermique disposée sur la paroi interne caractérisée en ce que le cadre amère et la protection thermique forment un élément structurel arrière unique.
Grâce à la présente invention, toute liaison entre le cadre amère et la paroi interne est supprimée. La surface acoustique de la paroi interne est ainsi préservée. Selon des modes particuliers de réalisation de l'invention, le dispositif peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou en combinaison techniquement possibles : - l'élément structurel arrière est conformé pour relier le capot externe à une bride amère destinée à fixer la structure d'entrée d'air à un carter moteur ; - l'élément structurel an-ière comprend une première partie destinée à être fixée à une de ses extrémités au capot externe, cette première partie s'étendant dans une direction sensiblement perpendiculaire au capot externe et à la paroi interne, cette première partie étant prolongée par une seconde partie de courbure non nulle destinée à être disposée à proximité de la paroi interne, cette seconde partie étant prolongée par une dernière partie sensiblement perpendiculaire à la première partie et destinée à être fixer à la bride amère ; - l'élément structurel arrière est en matériau métallique ou composite. - l'élément structurel amère est fixé à l'une au moins de ses extrémités par un moyen de liaison au capot externe ou à la bride amère ; - les moyens de liaison comprennent des élements recourbés en forme de L ou en forme de T ; - l'élément structurel arrière présente un orifice destiné à recevoir une bride supportant des moyens de dégivrage ; L'invention propose également une nacelle de turboréacteur 35 comprenant une telle structure d'entrée d'air.
D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre, selon des modes de réalisation donnés à titre d'exemples non limitatifs, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 est une vue de l'arrière en perspective d'une structure d'entrée d'air de l'art antérieur; la figure 2 est une vue de l'amère en perspective d'une structure d'entrée d'air selon un mode de réalisation de la présente invention; la figure 3 est une vue en perspective d'un élément structurel arrière reliant la paroi interne et le capot externe de la structure d'entrée d'air de la figure 2; la figure 4 est une vue partielle en coupe transversale de la structure d'entrée d'air de la figure 2. 15 Une nacelle est destinée à être rattachée à une structure fixe d'un avion, telle qu'une aile, par l'intermédiaire d'un mât. Plus précisément, la nacelle possède une structure comprenant une entrée d'air 11, une section médiane entourant une soufflante de turboréacteur, et une section aval 20 entourant le turboréacteur et abritant généralement un système d'inversion de poussée. L'entrée d'air 11 se divise en deux zones, à savoir d'une part, une lèvre 12 d'entrée annulaire à profil aérodynamique adaptée pour permettre la captation optimale vers le turboréacteur de l'air nécessaire à l'alimentation de 25 la soufflante et des compresseurs internes du turboréacteur, et d'autre part, une structure aval 13 comprenant une paroi interne annulaire 20 et un capot externe annulaire 30 radialement espacé de la paroi interne 20, paroi interne 20 sur laquelle est rapportée la lèvre 12 et destinée à canaliser convenablement l'air vers la soufflante. 30 Cette entrée d'air 11 est destinée à être fixée sur un carter moteur (non illustré) entourant la soufflante par l'intermédiaire d'une bride arrière annulaire périphérique 40. Cette bride amère 40 est située dans le prolongement arrière de la paroi interne 20 et est solidaire, respectivement, de la structure aval 13 et du 35 carter. 10 Par ailleurs, la paroi interne 20 est constituée d'un panneau d'atténuation acoustique 21 destiné à réduire les bruits produits par la soufflante du turboréacteur. Selon l'invention, un élément structurel arrière 50 unique forme un cadre amère reliant l'extremité arrière du capot externe 30 et la paroi interne 20 ainsi qu'une protection thermique destinée à être disposée sur la paroi interne 20. Cet élément structurel arrière 50 définit une cloison amère annulaire au niveau de la jonction entre la structure d'entrée d'air 11 et le carter 10 moteur. Il est destiné à assurer la reprise des efforts de flexion, de rotation ou autre qui s'appliquent sur l'entrée d'air 11 comme par exemple, son poids ou les efforts induits par l'écoulement aérodynamique. Cet élément structurel 50 arrière est conformé pour traverser la 15 structure d'entrée d'air 11 en s'étendant depuis le capot externe 30 jusqu'à la bride amère 40 avec des moyens de liaison 60 au capot externe 30 et à la bride amère 40. Pour joindre la paroi interne 20 et le capot externe 30, il revêt une forme générale de tulipe dont la géométrie exacte est fonction des lignes 20 aérodynamiques de l'entrée d'air. Plus précisément, il présente une forme annulaire de révolution autour de l'axe central de l'entrée d'air 11, cette forme présentant, en coupe longitudinale, une forme générale de J. Il comprend ainsi une première partie 51 de surface plane destinée 25 à être fixée à une de ses extrémités à l'extrémité amère du capot externe 30, cette première partie 51 s'étendant dans une direction sensiblement perpendiculaire au capot externe 30 et à la paroi interne 20. Elle est prolongée par une seconde partie 52 de courbure non nulle destinée à être disposée à proximité de la paroi interne 20, cette partie 52 30 incurvée étant elle-même prolongée par une dernière partie 53 de surface plane destinée à venir reposer sur la paroi interne 20 pour se fixer sur la bride arrière 40, cette dernière partie 53 étant sensiblement perpendiculaire à la première partie 51. Ainsi, l'élément structurel arrière 50 défini un cadre amère reliant la 35 paroi interne 20 et le capot externe 30, et une protection thermique recouvrant la paroi interne 20 jusqu'à la bride arrière 40.
Par ailleurs, grâce à un tel élément, la liaison entre le cadre amère et la paroi interne 20 est supprimée. En intégrant la cadre arrière avec la protection thermique de la paroi interne 21, on s'affranchit de toute fixation/perforation d'un cadre arrière sur le panneau d'atténuation acoustique 21 de la paroi interne 20 ainsi que de toute réduction de la surface acoustique de ce panneau le long de la paroi interne 20. On préserve ainsi les performances acoustiques de la structure d'entrée d'air.
Par ailleurs, en supprimant des pièces multiples, on offre avantageusement une structure d'entrée d'air 11 présentant un gain de masse et une facilité de montage. Selon une variante de réalisation, les moyens de liaison 60 de l'élément structurel arrière 50 au capot externe 30 se présentent sous la forme d'un élément recourbé 61 en forme de L dont la première branche est plaquée contre le capot externe 30 et assujettie à cet dernier par tout moyen de fixation approprié, la seconde branche étant fixé par tout moyen de fixation approprié à une extrémité de l'élément structurel arrière 50. Par exemple, les moyens de fixation peuvent être des systèmes de 20 vissage (vis- écrous) ou des rivets. Les moyens de liaison 60 à la bride arrière 40 peuvent être identiques à ceux précédemment décrits ou non comme illustré sur la figure 4 dans laquelle l'élément structurel arrière 50 est directement fixé à l'une de ses extrémités à la bride arrière 40. 25 Les moyens de liaison 60 ne sont pas limités à ces variantes de réalisation. D'autres solutions sont envisageables. Ainsi, ils peuvent, par exemple, prendre une forme de T dont la tête et le pied sont, respectivement, assujettis au capot externe 30 et à l'élément structurel arrière 50. Comme illustré sur les figures 2 et 3, cet élément structurel amère 30 50 peut comprendre, en outre, un orifice 56 au niveau duquel est prévu la réception d'une bride supportant un tube 60 prévu pour un système de dégivrage de la lèvre d'entrée d'air 12 qui utilise de l'air prélevé sur le moteur à une température élevée. II peut également comprendre un orifice 54 permettant le passage 35 d'un éventuel conduit de dégivrage de l'entrée d'air.
De façon avantageuse, dans la mesure où il remplace les écrans pare feu, l'élément structurel arrière 50 résiste aux températures élevées tout en conservant ses caractéristiques structurelles et mécaniques. De préférence, il est en matériau métallique ou composite.
Bien évidemment, l'invention ne se limite pas aux seules formes de réalisation de cette structure d'entrée d'air décrites ci-dessus à titre d'exemples mais elle embrasse au contraire toutes les variantes possibles.

Claims (8)

  1. REVENDICATIONS1. Structure d'entrée d'air (11) d'une nacelle de REVENDICATIONS1. Structure d'entrée d'air (11) d'une nacelle de turboréacteur comprenant une paroi interne (20) annulaire et un capot externe (30) annulaire radialement espacé de la paroi interne (20), un cadre amère reliant le capot externe (30) et la paroi interne (20) et une protection thermique disposée sur la paroi interne (20) caractérisée en ce que le cadre arrière et la protection thermique forment un élément structurel arrière unique (50).
  2. 2. Structure d'entrée d'air (11) selon la revendication 1 caractérisée en ce que l'élément structurel (50) est conformé pour relier le capot externe (30) à une bride arrière (40) destinée à fixer la structure d'entrée d'air (11) à un carter moteur.
  3. 3. Structure d'entrée d'air (11) selon la revendication 2 caractérisée en ce que l'élément structurel arrière (50) comprend une première partie (51) destinée à être fixée à une de ses extrémités au capot externe (30), cette première partie (51) s'étendant dans une direction sensiblement perpendiculaire au capot externe (30) et à la paroi interne (20), cette première partie (51) étant prolongée par une seconde partie (52) de courbure non nulle destinée à être disposée à proximité de la paroi interne (20), cette seconde partie (52) étant prolongée par une dernière partie (53) sensiblement perpendiculaire à la première partie (51) et destinée à être fixer à la bride arrière (40).
  4. 4. Structure d'entrée d'air (11) selon l'une des revendications précédentes caractérisée en ce que l'élément structurel amère (50) est en matériau métallique ou composite.
  5. 5. Structure d'entrée d'air (11) selon la revendication 2 caractérisée en ce que l'élément structurel arrière (50) est fixé à l'une au moinsde ses extrémités par un moyen de liaison (60) au capot externe (30) ou à la bride arrière (40)
  6. 6. Structure d'entrée d'air selon la revendication 5 caractérisée en ce que les moyens de liaison (60) comprent des élements recourbés en forme de L ou en forme de T.
  7. 7. Structure d'entrée d'air (11) selon l'une des revendications précédentes caractérisée en ce que l'élément structurel amère (50) présente un orifice (56) destiné à recevoir une bride supportant des moyens de dégivrage.
  8. 8. Nacelle de turboréacteur comprenant une structure d'entrée d'air (11) selon l'une des revendications précédentes.15
FR0805552A 2008-10-08 2008-10-08 Structure d'entree d'air de nacelle Pending FR2936776A1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0805552A FR2936776A1 (fr) 2008-10-08 2008-10-08 Structure d'entree d'air de nacelle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0805552A FR2936776A1 (fr) 2008-10-08 2008-10-08 Structure d'entree d'air de nacelle

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR2936776A1 true FR2936776A1 (fr) 2010-04-09

Family

ID=40673487

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR0805552A Pending FR2936776A1 (fr) 2008-10-08 2008-10-08 Structure d'entree d'air de nacelle

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR2936776A1 (fr)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140286764A1 (en) * 2011-11-10 2014-09-25 Aircelle Composite panel having a built-in sampling scoop
EP3103723A1 (fr) * 2015-06-03 2016-12-14 The Boeing Company Entrée de nacelle comprenant une cloison arrière angulaire ou incurvée

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5259724A (en) * 1992-05-01 1993-11-09 General Electric Company Inlet fan blade fragment containment shield
GB2273131A (en) * 1992-12-04 1994-06-08 Grumman Aerospace Corp Engine inlet acoustic barrel
EP1582701A1 (fr) * 2004-03-29 2005-10-05 Airbus France Structure d'entrée d'air pour moteur d'aéronef
US20080016844A1 (en) * 2006-07-19 2008-01-24 Shutrump Jeffrey D Aircraft engine inlet having zone of deformation
WO2008015362A1 (fr) * 2006-08-04 2008-02-07 Airbus France Element de structure d'un aeronef

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5259724A (en) * 1992-05-01 1993-11-09 General Electric Company Inlet fan blade fragment containment shield
GB2273131A (en) * 1992-12-04 1994-06-08 Grumman Aerospace Corp Engine inlet acoustic barrel
EP1582701A1 (fr) * 2004-03-29 2005-10-05 Airbus France Structure d'entrée d'air pour moteur d'aéronef
US20080016844A1 (en) * 2006-07-19 2008-01-24 Shutrump Jeffrey D Aircraft engine inlet having zone of deformation
WO2008015362A1 (fr) * 2006-08-04 2008-02-07 Airbus France Element de structure d'un aeronef

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140286764A1 (en) * 2011-11-10 2014-09-25 Aircelle Composite panel having a built-in sampling scoop
US9410485B2 (en) * 2011-11-10 2016-08-09 Aircelle Composite panel having a built-in duct
EP3103723A1 (fr) * 2015-06-03 2016-12-14 The Boeing Company Entrée de nacelle comprenant une cloison arrière angulaire ou incurvée
CN106240829A (zh) * 2015-06-03 2016-12-21 波音公司 具有角度或弯曲的后舱壁的机舱入口
CN106240829B (zh) * 2015-06-03 2021-03-23 波音公司 具有角度或弯曲的后舱壁的机舱入口

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2250357B1 (fr) Structure d'entree d'air pour une nacelle d'un aeronef
EP2318679B1 (fr) Nacelle de turbomachine
EP2986507B1 (fr) Nacelle pour turboréacteur d'aéronef à lèvre avant étendue
EP1999022B1 (fr) Structure de virole d'entree d'air
EP2222560B1 (fr) Installation de systeme de guidage sur une nacelle d'aeronef
EP1882825B1 (fr) Système de refroidissement du rouet d'un compresseur centrifuge
EP2234886B1 (fr) Nacelle pour turboreacteur
EP1766219A1 (fr) Dispositif de refroidissement de la tuyere primaire d'un turboreacteur double flux
EP2742230A1 (fr) Cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef
EP2247503B1 (fr) Structure d'accrochage pour turboréacteur
WO2013024216A1 (fr) Cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef
EP2344384B1 (fr) Nacelle pour turboreacteur
EP1801389B1 (fr) Isolation acoustique d'un stator de compresseur basse pression
FR2936776A1 (fr) Structure d'entree d'air de nacelle
EP3640452A1 (fr) Partie antérieure de nacelle de groupe propulsif d'aéronef comportant une voie principale de propagation d'efforts entre une lèvre d'entrée d'air et une peau arrière d'un panneau acoustique
FR3067404A1 (fr) Echangeur thermique equipe d'un capotage amont pour reduire la perturbation d'ecoulement fluide dans une turbomachine
FR3120352A1 (fr) Entree d’air de nacelle munie d’un système de protection contre la glace mixte
FR3031360A1 (fr) Ensemble propulsif pour aeronef
EP2714519A1 (fr) Structure d'entrée d'air de nacelle de turboréacteur
FR2934247A1 (fr) Nacelle de turboreacteur.