FR3049571B1 - Aile d'aeronef a traitement acoustique amelioree - Google Patents
Aile d'aeronef a traitement acoustique amelioree Download PDFInfo
- Publication number
- FR3049571B1 FR3049571B1 FR1652727A FR1652727A FR3049571B1 FR 3049571 B1 FR3049571 B1 FR 3049571B1 FR 1652727 A FR1652727 A FR 1652727A FR 1652727 A FR1652727 A FR 1652727A FR 3049571 B1 FR3049571 B1 FR 3049571B1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- acoustic
- aircraft according
- wing
- fan
- treatment surface
- 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.)
- Active
Links
- 238000011282 treatment Methods 0.000 title claims abstract description 27
- 239000012895 dilution Substances 0.000 claims description 7
- 238000010790 dilution Methods 0.000 claims description 7
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 6
- 239000011148 porous material Substances 0.000 claims description 5
- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims description 4
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims description 3
- 239000006260 foam Substances 0.000 claims description 3
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 2
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 2
- 241000826860 Trapezium Species 0.000 description 1
- 230000002238 attenuated effect Effects 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/40—Sound or heat insulation, e.g. using insulation blankets
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
-
- 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
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
- B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
-
- 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
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
- B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with wings
-
- 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
- B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
- B64D33/06—Silencing exhaust or propulsion jets
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Aile d'aéronef apte à supporter un moteur aéronautique (18, 20) ayant un axe principal longitudinal M et comportant une nacelle carénée ayant au moins une soufflante, l'aile (14, 16) comportant sur une partie inférieure de son enveloppe externe, de part et d'autre de cet axe principal longitudinal M et sur une largeur L au plus égale à trois fois le diamètre D de la soufflante, une surface de traitement acoustique (32 ; 40, 42, 44) destinée à atténuer les ondes acoustiques en provenance de la soufflante.
Description
Arrière-plan de l'invention
La présente invention concerne le domaine aéronautique et elle s'intéresse plus particulièrement aux bruits de soufflante et/ou de jet rayonnés par les aéronefs à fort taux de dilution (BPR > 8) ou à très fort taux de dilution (BPR > 12) équipés notamment de turbosoufflante carénée.
Or, dans de telles architectures, les carters de soufflante (et nacelles associées) sont le plus souvent ultra courts avec un flux secondaire court (compris entre un demi-diamètre et deux diamètres de la soufflante), la soufflante étant proche du bord d'attaque de l'aile et à l'aval de ce dernier, afin, en exploitant un phénomène de ralentissement du flux d'air illustrées par exemple dans la demande de brevet US2013/0020433, de minimiser les pertes aérodynamiques engendrées par les frottements de l'air sur la surface de la nacelle. Dans ce type de moteur caractérisé par un ratio entre la longueur de la nacelle et une corde maximale d'aube de soufflante compris entre 2,5 et 7,5, la vitesse d'éjection du flux secondaire par rapport aux architectures traditionnelles est faible et une propagation des bruits générés par la soufflante et son interaction avec le redresseur secondaire adjacent, notamment du fait de la réflexion des ondes sur l'aile de l'aéronef, s'avère particulièrement significatif et prépondérant par rapport notamment au bruit de jet et de nature à engendrer des bruits au sol particulièrement importants, notamment lors des phases de décollage et d'atterrissage de l'aéronef.
Objet et résumé de l'invention
La présente invention a donc pour but principal de proposer une solution permettant d'atténuer notablement les bruits rayonnés par la soufflante d'un moteur aéronautique à fort taux de dilution.
Ce but est atteint grâce à une aile d'aéronef apte à supporter un moteur aéronautique ayant un axe principal longitudinal M et comportant une nacelle carénée ayant au moins une soufflante, caractérisée en ce que ladite aile comporte sur une partie inférieure de son enveloppe externe, de part et d'autre dudit axe principal longitudinal M et sur une largeur L au plus égale à trois fois le diamètre D de ladite soufflante, une surface de traitement acoustique destinée à atténuer les ondes acoustiques en provenance de ladite soufflante à fort taux de dilution.
Ainsi, en absorbant les ondes acoustiques réfléchies, on atténue notablement les bruits de soufflante et/ou de jet perçus pendant les phases de décollage et d'atterrissage de l'avion.
Avantageusement, ladite nacelle carénée comprend également un redresseur secondaire et ladite surface de traitement acoustique est aussi destinée à atténuer les bruits générés par l'interaction entre ladite soufflante et ledit redresseur secondaire.
De préférence, ladite surface de traitement acoustique consiste en une couche d'un matériau poreux de type mousse céramique ou nids d'abeille.
Avantageusement, ladite surface de traitement acoustique exclut des zones prédéterminées de fixation dudit moteur et de fixation de volets.
De préférence, ladite surface de traitement acoustique est centrée sur ledit axe principal longitudinal M et va en s'élargissant d'un bord d'attaque à un bord de fuite de l'aile.
Avantageusement, ladite largeur L maximale est donnée par la formule suivante : L = 2D/tan(a), avec D, le diamètre de la soufflante a, la direction de propagation des ondes acoustiques.
De préférence, ledit angle a est inférieur à 35° et typiquement compris entre 33° et 34°.
Selon un mode de réalisation avantageux, ladite surface de traitement acoustique est formée d'au moins un panneau acoustique délimité axialement d'une part à une extrémité aval positionnée le plus proche possible d'un bord de fuite de l'aile et d'autre part à une extrémité amont coïncidente avec un plan P d'éjection de ladite nacelle carénée tout en pouvant excéder sa largeur. Ladite surface de traitement acoustique est de préférence formée d'au moins un panneau acoustique en forme de trapèze symétrique par rapport audit axe principal longitudinal M, dont la largeur va en s'élargissant dudit bord d'attaque audit bord de fuite et dont une petite base est disposée dans un plan P d'éjection de ladite nacelle.
Des panneaux supplémentaires pouvant être disposés en amont dudit plan P d'éjection. L'invention concerne également un aéronef à fort taux de dilution (BPR > 8) comportant une aile d'aéronef telle que précitée.
Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur lesquels : - la figure 1 est une vue de face schématique d'un avion au sol muni d'une aile perfectionnée selon l'invention ; - la figure 2 est une vue de côté d'un moteur aéronautique disposé sous l'aile d'un avion ; - la figure 3 illustre le dimensionnement transversal de la surface de traitement acoustique de l'aile perfectionnée selon l'invention ; et - la figure 4 montre un exemple de positionnement sous l'aile d'un avion de la surface de traitement acoustique selon l'invention.
Description détaillée d'un mode de réalisation
La figure 1 illustre schématiquement en vue de face un aéronef 10 dont le fuselage 12 est prolongé latéralement par deux ailes 14, 16. Sous chacune de ces ailes est monté un moteur aéronautique 18, 20 relié à cette aile par des moyens de fixation conventionnels de type pylône ou mât 22, 24 à axe unique. Bien entendu, l'invention ne saurait être limitée à cette configuration bimoteur mais trouve aussi application à des configurations quadrimoteur ou à toute autre configuration sous réserve de disposer d'au moins un moteur sous aile. De même, comme le montre le brevet FR2622507, il est aussi envisageable que le moteur aéronautique soit relié à l'aile par un carter de soufflante directement intégré dans cette aile via un système d'accrochage « multipoint » et non plus concentré sur un seul axe.
La figure 2 montre plus précisément l'accrochage du moteur aéronautique 18, 20 sous l'aile 14, 16 d'un aéronef par l'intermédiaire du pylône ou mât 22, 24. Le moteur aéronautique est préférentiellement un moteur à fort taux de dilution (BPR>8) possédant une nacelle courte carénée 26, c'est-à-dire dont la longueur de la ou des soufflante(s) 26A et du redresseur secondaire 26B (ou OGV pour outlet guide vanes) est notablement plus courte que celle du générateur de gaz 28. Avec ce type de moteur à nacelle courte, les ondes acoustiques 30 émises par la soufflante 26A et réfléchies par l'aile, plus précisément par la surface inférieure 14A, 16A de son enveloppe externe, génère au sol des bruits basse fréquence très importants (correspondant à l'interaction entre la soufflante et le redresseur secondaire), notamment lors des phases de décollage et d'atterrissage de l'aéronef, pouvant atteindre 120 à 140 dB et il importe donc de pouvoir les réduire au maximum. L'invention consiste donc à intégrer de façon optimale sous l'aile de l'aéronef un traitement acoustique permettant d'absorber une partie des ondes acoustiques incidentes assortie d'un dimensionnement optimisé paramétré sur la dimension du moteur. Tout type de traitement est envisageable sous réserve qu'il permette d'absorber une partie des ondes acoustiques incidentes (on citera en particulier les traitements à base de matériaux poreux de type nids d'abeille ou mousse céramique qui sont les plus couramment utilisés) et qu'il permette de reconstituer au mieux le profil de l'aile, la surface de traitement correspondant alors à la surface de l'aile. A titre d'exemple de matériau poreux de type nids d'abeille, on peut se référer par exemple au brevet FR2965859 déposé au nom de la demanderesse et qui montre un panneau de traitement acoustique comprenant au moins une âme à structure alvéolaire prise en sandwich entre une peau pleine et une peau perforée, la portion centrale et les portions d'extrémité du panneau pouvant être à simple ou double couche.
La figure 3 illustre le dimensionnement de la largeur L de la surface d'aile 32 recevant le traitement acoustique pour un diamètre donné D de la soufflante, et permettant une atténuation maximale des ondes acoustiques. Pour cela, on définit un angle a de direction de propagation de ces ondes au-delà duquel le rayonnement acoustique est jugé suffisamment atténué pour limiter son impact au niveau du sol. Différentes campagnes de mesures effectuées par les inventeurs ont pu déterminer qu'un angle a légèrement inférieur à 35°, typiquement compris entre 33° et 34°, représentait le meilleur compromis. En effet, en deçà de 33°, la surface traitée présente un intérêt moindre car les ondes s'avèrent suffisamment amorties du fait de leur trajet dans l'air.
Ainsi, la largeur maximale L de la surface permettant d'atténuer le maximum de rayonnement acoustique est donnée par : L = 2D/tan(a), avec D, le diamètre de la soufflante a, la direction de propagation des ondes acoustiques.
Dans une configuration où l'on souhaite améliorer la compacité du dispositif, il est envisageable de réduire la surface de traitement acoustique pour ne pas tenir compte du rayonnement en latéral. Ainsi, la largeur maximale L peut être, préférentiellement, donnée par la formule suivante 0,5D < L < 3D et plus préférentiellement par : D < L< 2D.
En effet, en dessous de 0,5D l'effet acoustique est fortement insuffisant et au-dessus de 3D l'effet acoustique est négligeable. On notera que ce seuil haut peut toutefois être réduit à 2D en fonction de la forme de l'aile de l'aéronef.
De préférence, la surface de traitement acoustique 32 est centrée sur l'axe principal longitudinal M du moteur correspondant à l'axe de rotation de la soufflante ou, dans le cas de plusieurs soufflantes d'axes de rotation parallèles, à l'axe milieu entre ces axes de rotation parallèles.
Mais il est bien entendu envisageable, comme illustré à la figure 4, de tronquer cette surface d'un côté et/ou de l'autre pour accéder au meilleur compromis tenant compte des contraintes d'intégration (liées à la présence des volets 34 et de l'espace disponible) et de performance (pénalité aérodynamique éventuelle causée par l'état de surface du traitement). Pour les mêmes contraintes d'intégration, la surface de traitement acoustique est également délimitée axialement à son extrémité aval qui est positionnée le plus proche possible de l'extrémité aval de l'aile (bord de fuite 36). L'extrémité amont de la surface traitée est par contre avantageusement coïncidente avec le plan P d'éjection de la nacelle 26 du moteur aéronautique.
Cette surface de traitement acoustique est formée par au moins un panneau acoustique dont la largeur va en s'élargissant avec la progression axiale (du bord d'attaque 38 au bord de fuite 36) pour atteindre une largeur maximale L au plus égale à 3D. De préférence, le panneau forme un trapèze 40 symétrique par rapport à l'axe principal (isocèle) ayant sa petite base localisée dans le plan P d'éjection de la nacelle. Selon les conditions d'amortissement acoustique souhaitées, la base de ce panneau peut excéder la largeur de la nacelle et le panneau ainsi formé 42 peut étendre sa surface jusqu'au bord de fuite 36. Enfin, un ou plusieurs panneaux supplémentaires 44 peuvent venir en amont de ce plan P d'éjection pour assurer une meilleure couverture autour de l'éjection mais sans toutefois aller jusqu'au bord d'attaque 38 de l'aile.
Ainsi, la référence 32A montre une réservation faite pour le passage des volets de l'aile 14, 16 et la référence 32B une réservation pour le mât 22, 24 de l'aéronef soutenant cette aile.
Avec l'invention, une solution efficace pour faire face aux problèmes des bruits de soufflante et/ou de jet posés par les architectures à nacelles carénées courtes est donc proposée.
Une étude expérimentale a mis en évidence un potentiel de gain d'environ 2 dB sur les configurations testées, soit une diminution par deux de ces bruits, ce qui est considérable.
Claims (10)
- REVENDICATIONS1. Aéronef comprenant une aile (14, 16) et un moteur aéronautique (18, 20) ayant un axe principal longitudinal M et comprenant une nacelle carénée (26) ayant au moins une soufflante (26A), caractérisée en ce que ladite aile comprend sur une partie inférieure (14A, 16A) de son enveloppe externe, de part et d'autre dudit axe principal longitudinal M et sur une largeur L perpendiculaire audit axe principal longitudinal M et au plus égale à trois fois le diamètre D de ladite soufflante, une surface de traitement acoustique (32) comprenant une couche d'un matériau poreux destinée à atténuer les ondes acoustiques en provenance de ladite soufflante.
- 2. Aéronef selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite nacelle carénée comprend également un redresseur secondaire (26B) et ladite surface de traitement acoustique est aussi destinée à atténuer les bruits générés par l'interaction entre ladite soufflante et ledit redresseur secondaire.
- 3. Aéronef selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit matériau poreux est de type mousse céramique ou nids d'abeille.
- 4. Aéronef selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite surface de traitement acoustique exclut des zones prédéterminées de fixation dudit moteur (32A) et de fixation de volets (32B).
- 5. Aéronef selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite surface de traitement acoustique est centrée sur ledit axe principal longitudinal M et va en s'élargissant d'un bord d'attaque (38) à un bord de fuite de l'aile (36).
- 6. Aéronef selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite largeur L est comprise entre 0,5D et 2D et une largeur L maximale est donnée par la formule suivante : L = 2D/tan(a), avec D, le diamètre de la soufflante a, un angle de propagation des ondes acoustiques inférieur à 35°.
- 7. Aéronef selon la revendication 6, caractérisée en ce que ledit angle a est compris entre 33° et 34°.
- 8. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que ladite surface de traitement acoustique est formée d'au moins un panneau acoustique en forme de trapèze (40) symétrique par rapport audit axe principal longitudinal M, dont la largeur va en s'élargissant dudit bord d'attaque audit bord de fuite et dont une petite base est disposée dans un pian P d'éjection coïncidant avec une extrémité amont de ladite nacelle carénée.
- 9. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que ladite surface de traitement acoustique est formée d'au moins un panneau acoustique (42) délimité axialement d'une part à une extrémité aval positionnée le plus proche possible d'un bord de fuite (36) de l'aile et d'autre part à une extrémité amont coïncidant avec un plan P d'éjection de ladite nacelle carénée tout en pouvant excéder sa largeur.
- 10. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 9 comprenant un turboréacteur ayant un taux de dilution supérieur à 8 et préférentiellement supérieur à 12.
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1652727A FR3049571B1 (fr) | 2016-03-30 | 2016-03-30 | Aile d'aeronef a traitement acoustique amelioree |
| US15/471,136 US10894594B2 (en) | 2016-03-30 | 2017-03-28 | Aircraft including a wing with improved acoustic treatment |
| GB1705038.6A GB2550669B (en) | 2016-03-30 | 2017-03-29 | An aircraft including a wing with improved acoustic treatment |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1652727 | 2016-03-30 | ||
| FR1652727A FR3049571B1 (fr) | 2016-03-30 | 2016-03-30 | Aile d'aeronef a traitement acoustique amelioree |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3049571A1 FR3049571A1 (fr) | 2017-10-06 |
| FR3049571B1 true FR3049571B1 (fr) | 2019-07-12 |
Family
ID=55863104
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1652727A Active FR3049571B1 (fr) | 2016-03-30 | 2016-03-30 | Aile d'aeronef a traitement acoustique amelioree |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10894594B2 (fr) |
| FR (1) | FR3049571B1 (fr) |
| GB (1) | GB2550669B (fr) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10843787B2 (en) * | 2018-03-29 | 2020-11-24 | The Boeing Company | Heat shield assembly and mounting thereof on aircraft |
| CN109367758B (zh) * | 2018-11-27 | 2020-05-15 | 北京空间技术研制试验中心 | 一种热防护组件及热防护系统 |
| US11428160B2 (en) | 2020-12-31 | 2022-08-30 | General Electric Company | Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB0315431D0 (en) * | 2003-07-02 | 2003-08-06 | Rolls Royce Plc | Aircraft configuration |
| ES2343047B1 (es) | 2007-12-13 | 2011-06-14 | Airbus España, S.L. | Fuselaje de aeronave atenuado acusticamente. |
| FR2938014B1 (fr) * | 2008-11-06 | 2011-04-15 | Aircelle Sa | Panneau d'attenuation acoustique pour nacelle de moteur d'aeronef |
| FR2942202B1 (fr) | 2009-02-18 | 2012-08-17 | Airbus France | Aeronef a impact environnemental reduit |
| FR2957894B1 (fr) * | 2010-03-23 | 2013-06-14 | Snecma | Pylone de support d'un turbomoteur recouvert d'un materiau poreux, ensemble d'un turbomoteur et d'un pylone |
| FR2959342B1 (fr) * | 2010-04-27 | 2012-06-15 | Snecma | Procede de traitement des ondes acoustiques emises en sortie d'un turbomoteur d'un aeronef avec un dispositif a decharge a barriere dielectrique et aeronef comprenant un tel dispositif |
| US20150267644A1 (en) * | 2014-03-19 | 2015-09-24 | The Boeing Company | Integrated Primary Nozzle |
| US9630702B2 (en) | 2015-06-30 | 2017-04-25 | Rohr, Inc. | Noise attenuation for an open rotor aircraft propulsion system |
-
2016
- 2016-03-30 FR FR1652727A patent/FR3049571B1/fr active Active
-
2017
- 2017-03-28 US US15/471,136 patent/US10894594B2/en active Active
- 2017-03-29 GB GB1705038.6A patent/GB2550669B/en active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2550669A (en) | 2017-11-29 |
| GB2550669B (en) | 2021-05-19 |
| GB201705038D0 (en) | 2017-05-10 |
| US20170283032A1 (en) | 2017-10-05 |
| FR3049571A1 (fr) | 2017-10-06 |
| US10894594B2 (en) | 2021-01-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3850616B1 (fr) | Panneau de traitement acoustique pour turboréacteur | |
| EP2512926B1 (fr) | Entree d'air d'une nacelle d'aeronef comprenant un traitement du givre optimise | |
| WO2017021628A1 (fr) | Structure d'atténuation acoustique à multiples degrés d'atténuation pour ensemble propulsif d'aéronef | |
| FR3028886B1 (fr) | Organe de reduction de bruit de soufflante de turboreacteur | |
| EP3380399B1 (fr) | Avion propulse par une turbomachine muni d'un ecran acoustique | |
| FR3049571B1 (fr) | Aile d'aeronef a traitement acoustique amelioree | |
| CA2853903C (fr) | Pylone d'accrochage pour turbomachine | |
| WO2009138685A2 (fr) | Panneau d'attenuation d'ondes intercale entre une motorisation et une entree d'air d'une nacelle d'aeronef | |
| EP1813529B1 (fr) | Entrée d'air de turboréacteur à double flux | |
| EP4264594A1 (fr) | Panneau de traitement acoustique à encombrement réduit pour turboréacteur | |
| CA2898402C (fr) | Manche d'entree d'air acoustiquement optimisee | |
| FR3054607A1 (fr) | Panneau d’attenuation acoustique pour ensemble propulsif d’aeronef et ensemble propulsif comportant un tel panneau | |
| EP3755626B1 (fr) | Nacelle de turbomachine à parois acoustiquement poreuses | |
| EP3772458B1 (fr) | Partie antérieure de nacelle d'un ensemble propulsif d aéronef comportant un bouclier en avant de son cadre de rigidification | |
| FR3010971A1 (fr) | Dispositif de protection acoustique d'une entree/ sortie d'air d'une partie d'un fuselage d'avion | |
| FR3078951A1 (fr) | Turboreacteur comportant une nacelle equipee d'un carter de soufflante et d'une structure fixe | |
| WO2017109430A1 (fr) | Turbomachine à hélice à clipping inversé | |
| WO2023057714A1 (fr) | Tuyere d'ejection d'air pour nacelle, traitee acoustiquement | |
| FR3080837A1 (fr) | Aeronef avec un module propulsif a helices non carenees agence a l'arriere d'un fuselage |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20171006 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20180809 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |