JP2007509270A - 環状音響パネル - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、一般的には航空機のエンジン騒音の入口吸収および減衰に関する。より具体的には、本発明は、エンジンナセル入口の前部分から、内側方向に、ナセル入口とナセルエンジン構造体の接合部を通り、エンジン構造体の中に延在する、一体の環状の音響パネルに関する。
航空会社は、航空会社の航空機がいくつかの騒音規制基準を満たすことが、法律で義務づけられている。一般的に、公知の航空機エンジン音響処理システムは、エンジンファンケースの内側に取付けられた、一連のセグメント化された個々のパネルからなる。これらのパネルは、典型的には、エンジン/入口装着境界面のすぐ機尾側かつエンジンファンアセンブリの前方側にある。少なくとも1つの公知のエンジン音響処理システムは、エンジンファンケースの内側表面をぐるりと隣り合わせに、かつ/またはエンジンナセルのそれ以外の隣接する内側領域に設置された、複数の個々のパネルを含む。このような公知の音響処理システムでは、パネルの音響的に活性な領域は、典型的には個々のパネル各々の端部の帯状部分の周りまたは留め具の場所では有効ではない。音響領域はまた、各パネル間、パネルとナセル入口構造との間、および、パネルと、ファンアセンブリに含まれるファンブレードの正面に隣接するナセルエンジン構造との間では失われる。加えて、典型的な音響処理システムに含まれるパネルの数によって、音響処理を「チューニング」してソース騒音に最も良く整合させることが困難になる。すなわち、音響処理の音響吸収特性を、特定のエンジンおよび関連のファンアセンブリの騒音信号と整合させることは困難である。さらに、典型的な騒音処理システムには、多数の漏れ経路があり、この経路によって、空気、ひいては騒音が、エンジンアセンブリから逃げる。加えて、公知の音響処理システムでは、部品の数が多いため、航空機の重量が増し、人件費および部品の費用が増大する。
本発明のある好ましい実施例において、航空機エンジンアセンブリが提供され、このアセンブリは、エンジンによって、および/またはエンジンアセンブリに含まれるファンアセンブリによって生じる騒音を減じるようにされている。このエンジンアセンブリは、ナセルを含み、ナセルは、入口部と、エンジンおよびファンアセンブリを収容する主部と有する。この入口部は、主部に、入口部と主部との間の隔壁接合部で結合される。一体型環状音響パネルが、ナセルの内壁の窪んだ部分の中にある。環状音響パネルは、入口部の前方部分から、主部の前方部分に、隔壁が環状音響パネルによって覆われるように、延在する。環状音響パネルは、エンジンおよび/またはファンアセンブリによって生じる入口騒音を吸収する。加えて、環状音響パネルを音響的にチューニングして特定のエンジンおよびファンアセンブリの騒音信号と整合させることにより、環状音響パネルの騒音吸収品質
を向上させることができる。さらに、環状音響パネルは、ファンアセンブリの前方に延在するナセルの部分内の複数の漏れ経路を実質的に除去することにより、ナセルの前方部分から騒音が逃げないようにし、エンジン性能を改善する。またさらに、公知の音響処理と比較して、本発明の環状音響パネルは、音響領域を増大し全体的な複雑度を減じる。
図1は、本発明に従う、航空機エンジンアセンブリ10の一部の長手方向の断面図である。このエンジンアセンブリは、たとえばガスタービンエンジンであるエンジン14と、関連するファンアセンブリ18とを含む。ファンアセンブリ18は、円周方向に間隔をおいて設けられた複数のファンブレード22を含む。エンジン14およびファンブレード22は、ナセル26に囲まれており、ナセルは、エンジン14から半径方向外向きに間隔がおかれて環状のダクト30を規定する。エンジンアセンブリ10が推力を発生するために利用する空気は、このエンジンアセンブリにX方向に入る。一般的に、ナセル26に入った空気は、次にファンブレード22によって圧縮され、ダクト30を介してエンジン14を迂回する。
方部分のあるポイントに延在する。たとえば、環状音響パネルは、機尾に向かって、入口部34のポイントAから主部38の前方部分のポイントBに延在する。ある好ましい実施例では、ポイントAは、入口部34の前方縁部60の近くにあり、ポイントBは、ファンブレード22の面22aに隣接する主部38のあるポイントと、主隔壁42との間にある。別の好ましい実施例では、ポイントAは、入口隔壁44にある。これに代えて、ポイントAは、ナセル入口部34の、あるポイントに置くことができる。
ァンブレードの面22aと隣接しかつ実質的に同一平面の、主部38のあるポイントに延在する。
Claims (28)
- 騒音を減衰するようにされた航空機エンジンアセンブリであって、前記エンジンアセンブリは、
エンジンおよびファンアセンブリを中で支持するようにされた主部に結合された入口部を含むナセルと、
前記ナセルの内壁の一部を形成する一体型の環状音響パネルとを含み、前記環状音響パネルは、前記入口部の前方部分から前記主部の前方部分に延在する、航空機エンジンアセンブリ。 - 前記環状音響パネルは、前記入口部の前方部分から前記主部の前方部分に、前記入口部と前記主部との間の接合部が前記環状音響パネルで覆われるように、延在する、請求項1に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記環状音響パネルは、前記入口部の前方部分から、前記ファンアセンブリに含まれるファンの面の前方にある、前記主部の前方部分の、あるポイントに延在する、請求項2に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記環状音響パネルは、前記入口部の前方部分から、前記ファンアセンブリに含まれるファンの面と同一平面である、前記主部の前方部分の、あるポイントに延在する、請求項2に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記環状音響パネルは、前記ナセルの内壁内に、不連続部分のない、前記ファンアセンブリの前方のナセルの一部の空力的に形が整った内部表面が、形成されるように、組込まれることにより、エンジンアセンブリ内の突出する障害物を減じる、請求項1に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記環状音響パネルは、前記ナセルの内壁内に、複数の漏れ経路が実質的に除去されるように、組込まれる、請求項1に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記環状音響パネルは、前記ナセルの内壁内に、前記ナセルの主部に含まれるファンブレード収納構造の機能が維持されるように、組込まれる、請求項1に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記エンジンアセンブリはさらに、前記環状音響パネルの機尾側の端部と、エンジンファン音響ライナおよびエンジンファン被覆片のうち一方との間に、機尾シールを含むことにより、前記環状音響パネルの機尾側の端部の周りに気密シールを形成する、請求項1に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記エンジンアセンブリはさらに、前記環状音響パネルの前方端部と前記入口部の縁部の機尾側の端部との間に前方シールを含むことにより、前記環状音響パネルの前方端部の周りに気密シールを形成する、請求項8に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記環状音響パネルは、エンジンおよびファンアセンブリのうち少なくとも一方の騒音信号と整合するようにチューニング可能にされる、請求項1に記載のエンジンアセンブリ。
- 航空機エンジンアセンブリが発生する騒音を減衰するための方法であって、前記方法は、
前記エンジンアセンブリ内に含まれるエンジンおよびファンアセンブリのうち少なくと
も一方が発生する騒音を、エンジンアセンブリナセルの内壁内に組込まれた一体の環状音響パネルを利用して吸収するステップと、
前記ファンアセンブリの前方のナセルの一部内の複数の漏れ経路を、前記一体の環状音響パネルを利用して実質的に除去するステップとを含む、方法。 - 前記環状音響パネルを利用して騒音を吸収するステップは、前記環状音響パネルを、前記内壁内に、前記環状音響パネルが前記ナセルの入口部の前方部分から前記ナセルの主部の前方部分に延在するように、組込むステップを含む、請求項11に記載の方法。
- 前記環状音響パネルを前記内壁内に組込むステップは、前記環状音響パネルを、前記内壁内に、前記環状音響パネルが、前記入口部の前方部分から、前記ファンアセンブリに含まれるファンの面の前方にある、前記主部の前方部分の、あるポイントに延在するように、組込むステップを含む、請求項12に記載の方法。
- 前記環状音響パネルを前記内壁内に組込むステップは、前記環状音響パネルを、内部に、前記環状音響パネルが、前記入口部の前方部分から、前記ファンアセンブリに含まれるファンの面と同一平面である、前記主部の前方部分の、あるポイントに延在するように、組込むステップを含む、請求項12に記載の方法。
- 前記ファンアセンブリの前方の前記ナセルの一部内の複数の漏れ経路を実質的に除去するステップは、前記環状音響パネルを、前記内壁内に、前記入口部および主部の間の主隔壁が前記環状音響パネルによって覆われるように、組込むステップを含む、請求項11に記載の方法。
- 前記環状音響パネルを利用して騒音を吸収するステップは、前記環状音響パネルを、前記ナセルの内壁内に、不連続部分のない、前記ファンアセンブリの前方の前記ナセルの一部の空力的に形が整った内側表面が、形成されるように、組込むことにより、前記エンジンアセンブリ内の突出する障害物を減じるステップを含む、請求項11に記載の方法。
- 前記ファンアセンブリの前方の前記ナセルの一部内の複数の漏れ経路を実質的に除去するステップは、前記環状音響パネルの機尾側の端部の周りに、前記環状音響パネルの機尾側の端部と、エンジンファンケース音響ライナおよびエンジンファン被覆片のうち一方の前方端部との間にある機尾シールを利用して、気密シールを形成するステップを含む、請求項11に記載の方法。
- 前記ファンアセンブリの前方の前記ナセルの一部内の複数の漏れ経路を実質的に除去するステップは、前記環状音響パネルの前方端部の周りに、前記環状音響パネルの前方端部と前記入口部の縁部の機尾側の端部との間にある前方シールを利用して、気密シールを形成するステップを含む、請求項11に記載の方法。
- 前記環状音響パネルを利用して騒音を吸収するステップは、前記エンジンおよびファンアセンブリのうち少なくとも一方の騒音信号と整合するように前記環状音響パネルをチューニングするステップを含む、請求項11に記載の方法。
- エンジン騒音を減じるようにされた航空機であって、前記航空機は、
エンジンアセンブリを含み、前記エンジンアセンブリは、
主隔壁で、エンジンおよびファンアセンブリを中で支持するようにされた主部に結合された入口部を含むナセルと、
前記ナセルの内壁内に組込まれた一体型の環状音響パネルとを含み、前記環状音響パネルは、前記入口部の前方部分から前記主部の前方部分に、前記主隔壁が前記環状音響パネ
ルによって覆われるように、延在する、航空機。 - 前記環状音響パネルは、前記ナセルの内壁内に、不連続部分のない、前記ファンアセンブリの前方のナセルの一部の空力的に形が整った内側表面が、形成されるように、組込まれることにより、前記エンジンアセンブリ内の突出する障害物を減じる、請求項20に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記環状音響パネルは、前記ナセルの内壁内に、複数の漏れ経路が実質的に除去されるように組込まれる、請求項20に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記環状音響パネルは、前記ナセルの内壁内に、前記ナセルの主部内に含まれるファンブレード収納構造の完全性が維持されるように、組込まれる、請求項20に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記エンジンアセンブリはさらに、前記環状音響パネルの機尾側の端部と、エンジンファンケース音響ライナおよびエンジンファン被覆片のうち一方の機尾側の端部との間の機尾シールを含むことにより、前記環状音響パネルの機尾側の端部の周りに気密シールを形成する、請求項20に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記エンジンアセンブリはさらに、前記環状音響パネルの前方端部と前記入口部の縁部の機尾側の端部との間の前方シールを含むことにより、前記環状音響パネルの前方端部の周りに気密シールを形成する、請求項24に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記環状音響パネルは、前記入口部の前方部分から、前記ファンアセンブリに含まれるファンの面の前方にある、前記主部の前方部分の、あるポイントに、延在する、請求項20に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記環状音響パネルは、前記入口部の前方部分から、前記ファンアセンブリに含まれるファンの面と同一平面である、前記主部の前方部分の、あるポイントに、延在する、請求項20に記載のエンジンアセンブリ。
- 前記環状音響パネルは、前記エンジンおよび前記ファンアセンブリのうち少なくとも一方の騒音信号と整合するようにチューニング可能にされる、請求項20に記載のエンジンアセンブリ。
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9003800B2 (en) | 2011-07-07 | 2015-04-14 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor |
Families Citing this family (63)
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 |
US20060169533A1 (en) * | 2005-02-03 | 2006-08-03 | Patrick William P | Acoustic liner with a nonuniform depth backwall |
GB0608236D0 (en) * | 2006-04-26 | 2006-06-07 | Rolls Royce Plc | Aeroengine noise reduction |
US20080029336A1 (en) * | 2006-06-10 | 2008-02-07 | Patrick Sigler | Acoustic panel |
FR2903732B1 (fr) * | 2006-07-12 | 2008-09-12 | Airbus France Sas | Entree d'air pour turbomoteur d'aeronef. |
US7721525B2 (en) * | 2006-07-19 | 2010-05-25 | Rohr, Inc. | Aircraft engine inlet having zone of deformation |
US7866440B2 (en) * | 2006-07-21 | 2011-01-11 | Rohr, Inc. | System for joining acoustic cellular panel sections in edge-to-edge relation |
US7503425B2 (en) * | 2006-10-02 | 2009-03-17 | Spirit Aerosystems, Inc. | Integrated inlet attachment |
GB0704879D0 (en) * | 2007-03-14 | 2007-04-18 | Rolls Royce Plc | A Casing arrangement |
US8726665B2 (en) | 2007-06-05 | 2014-05-20 | The Boeing Company | Internal mixing of a portion of fan exhaust flow and full core exhaust flow in aircraft turbofan engines |
US7762057B2 (en) * | 2007-06-05 | 2010-07-27 | The Boeing Company | Internal mixing of a portion of fan exhaust flow and full core exhaust flow in aircraft turbofan engines |
US8056850B2 (en) * | 2008-01-18 | 2011-11-15 | The Boeing Company | Particle-filled wing-to-body fairing and method for reducing fairing vibrations |
US8292214B2 (en) * | 2008-01-18 | 2012-10-23 | The Boeing Company | Vibration damping for wing-to-body aircraft fairing |
FR2930764B1 (fr) * | 2008-04-30 | 2010-05-07 | Airbus France | Panneau d'attenuation d'ondes intercale entre une motorisation et une entree d'air d'une nacelle d'aeronef |
FR2931205B1 (fr) * | 2008-05-16 | 2010-05-14 | Aircelle Sa | Ensemble propulsif pour aeronef, et structure d'entree d'air pour un tel ensemble |
US8769924B2 (en) * | 2008-05-30 | 2014-07-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine assembly including accessory components within the nacelle |
US8028802B2 (en) * | 2008-06-30 | 2011-10-04 | General Electric Company | Method and system for damped acoustic panels |
FR2935017B1 (fr) * | 2008-08-13 | 2012-11-02 | Snecma | Paroi interne d'une nacelle de turbomachine |
US8092169B2 (en) * | 2008-09-16 | 2012-01-10 | United Technologies Corporation | Integrated inlet fan case |
FR2941495B1 (fr) * | 2009-01-27 | 2017-09-29 | Turbomeca | Conduit d'echappement insonorise pour turbomoteur |
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 |
FR2954281B1 (fr) * | 2009-12-22 | 2012-04-06 | Airbus Operations Sas | Panneau pour le traitement acoustique a epaisseur evolutive |
FR2960856B1 (fr) * | 2010-06-07 | 2012-06-22 | Airbus Operations Sas | Cadre arriere d'une nacelle d'aeronef |
FR2966126B1 (fr) * | 2010-10-15 | 2013-06-28 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef incorporant un cadre arriere incline vers l'arriere |
US20130000271A1 (en) * | 2011-06-29 | 2013-01-03 | Farr Sonei | Engine shield |
FR2980297B1 (fr) * | 2011-09-21 | 2015-09-04 | Aircelle Sa | Mise en oeuvre d'une peau intermediaire acoustique |
US8375699B1 (en) | 2012-01-31 | 2013-02-19 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle with wall thickness distribution |
US9394852B2 (en) | 2012-01-31 | 2016-07-19 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle with wall thickness distribution |
US8763753B2 (en) | 2012-02-10 | 2014-07-01 | General Electric Company | Acoustic panel and method of forming |
FR2989814B1 (fr) * | 2012-04-20 | 2015-05-01 | Aircelle Sa | Panneau mince d'absorption d'ondes acoustiques emises par un turboreacteur de nacelle d'aeronef, et nacelle equipee d'un tel panneau |
US20130283821A1 (en) * | 2012-04-30 | 2013-10-31 | Jonathan Gilson | Gas turbine engine and nacelle noise attenuation structure |
FR2990376B1 (fr) | 2012-05-10 | 2015-01-09 | Aircelle Sa | Procede de fabrication d'une peau en composite formant virole non demoulable |
FR2997726B1 (fr) * | 2012-11-05 | 2018-03-02 | Safran Aircraft Engines | Carter de turbomachine |
FR2998548B1 (fr) * | 2012-11-23 | 2015-01-30 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant une liaison renforcee entre une entree d'air et une motorisation |
US9284726B2 (en) | 2014-04-04 | 2016-03-15 | The Boeing Company | Pyramid waffle core structure and method of fabrication |
US9604438B2 (en) | 2014-04-30 | 2017-03-28 | The Boeing Company | Methods and apparatus for noise attenuation in an engine nacelle |
US9656761B2 (en) | 2014-04-30 | 2017-05-23 | The Boeing Company | Lipskin for a nacelle and methods of making the same |
US9938852B2 (en) | 2014-04-30 | 2018-04-10 | The Boeing Company | Noise attenuating lipskin assembly and methods of assembling the same |
US9708072B2 (en) * | 2014-04-30 | 2017-07-18 | The Boeing Company | Aircraft engine nacelle bulkheads and methods of assembling the same |
US9574518B2 (en) | 2014-06-02 | 2017-02-21 | The Boeing Company | Turbofan engine with variable exhaust cooling |
US9290274B2 (en) | 2014-06-02 | 2016-03-22 | Mra Systems, Inc. | Acoustically attenuating sandwich panel constructions |
US9908620B2 (en) | 2015-05-15 | 2018-03-06 | Rohr, Inc. | Multi-zone active laminar flow control system for an aircraft propulsion system |
US9874228B2 (en) | 2015-05-15 | 2018-01-23 | Rohr, Inc. | Nacelle inlet with extended outer barrel |
US10814966B2 (en) | 2015-05-25 | 2020-10-27 | Dotterel Technologies Limited | Shroud for an aircraft |
US10830136B2 (en) * | 2015-11-19 | 2020-11-10 | General Electric Company | Fan case for use in a turbofan engine, and method of assembling a turbofan engine |
US10533497B2 (en) | 2016-04-18 | 2020-01-14 | United Technologies Corporation | Short inlet with integrated liner anti-icing |
FR3055885B1 (fr) * | 2016-09-13 | 2022-06-03 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant une liaison entre une entree d'air et une motorisation qui comporte une bride |
US10473030B2 (en) | 2017-03-07 | 2019-11-12 | Rolls-Royce Corporation | Acoustic panel of turbine engine |
US10612564B2 (en) | 2017-03-07 | 2020-04-07 | Rolls-Royce Corporation | Acoustic panel of turbine engine and method of arranging the acoustic panel |
CN110997486A (zh) | 2017-07-24 | 2020-04-10 | 多特瑞尔技术有限公司 | 护罩 |
US11125157B2 (en) * | 2017-09-22 | 2021-09-21 | The Boeing Company | Advanced inlet design |
US11721352B2 (en) | 2018-05-16 | 2023-08-08 | Dotterel Technologies Limited | Systems and methods for audio capture |
US11433990B2 (en) | 2018-07-09 | 2022-09-06 | Rohr, Inc. | Active laminar flow control system with composite panel |
IT201900004761A1 (it) | 2019-03-29 | 2020-09-29 | Leonardo Spa | Procedimento di fabbricazione di un pannello fonoassorbente con struttura a sandwich per la riduzione dell’impatto sonoro di un motore aeronautico |
US11352953B2 (en) | 2019-04-05 | 2022-06-07 | Rolls-Royce Corporation | Acoustic panel with reinforced lip |
US11313324B2 (en) | 2019-04-12 | 2022-04-26 | Rolls-Royce Corporation | Systems and methods of acoustic dampening in a gas turbine engine |
FR3095417B1 (fr) * | 2019-04-26 | 2021-09-24 | Safran Nacelles | Entrée d’air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d’air |
US11260641B2 (en) | 2019-05-10 | 2022-03-01 | American Honda Motor Co., Inc. | Apparatus for reticulation of adhesive and methods of use thereof |
US11325716B2 (en) * | 2019-05-24 | 2022-05-10 | Rohr, Inc. | Inlet bulkhead with ventilation groove |
US20230167774A1 (en) * | 2021-12-01 | 2023-06-01 | Rohr, Inc. | Attachment ring insulator systems, methods, and assemblies |
US11946414B2 (en) | 2021-12-16 | 2024-04-02 | Rolls-Royce Corporation | Manufacture methods and apparatus for turbine engine acoustic panels |
US11680524B1 (en) | 2021-12-16 | 2023-06-20 | Rolls-Royce Corporation | Turbine engine acoustic panel with outer flange case mounting |
US11591927B1 (en) | 2021-12-16 | 2023-02-28 | Rolls-Royce Corporation | Turbine engine fan track liner with outer flange case mounting |
Family Cites Families (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3477231A (en) * | 1967-12-26 | 1969-11-11 | Gen Electric | Noise reduction |
US3964568A (en) * | 1974-09-06 | 1976-06-22 | General Electric Company | Gas turbine engine noise shield |
GB2001391A (en) * | 1977-07-13 | 1979-01-31 | Rolls Royce | Gas turbine engine air intakes |
US4235303A (en) * | 1978-11-20 | 1980-11-25 | The Boeing Company | Combination bulk absorber-honeycomb acoustic panels |
GB2054058B (en) * | 1979-06-16 | 1983-04-20 | Rolls Royce | Reducing rotor noise |
US4484856A (en) * | 1981-12-21 | 1984-11-27 | United Technologies Corporation | Containment structure |
US4534167A (en) * | 1982-12-27 | 1985-08-13 | The Boeing Company | Inlet cowl attachment for jet engine |
US4723626A (en) * | 1985-08-26 | 1988-02-09 | Aeronautic Development Corporation, Ltd. | Quiet nacelle system and hush kit |
US4759513A (en) * | 1986-09-26 | 1988-07-26 | Quiet Nacelle Corporation | Noise reduction nacelle |
US5025888A (en) * | 1989-06-26 | 1991-06-25 | Grumman Aerospace Corporation | Acoustic liner |
US5167118A (en) * | 1989-11-06 | 1992-12-01 | Nordam | Jet engine fixed plug noise suppressor |
US5169288A (en) * | 1991-09-06 | 1992-12-08 | General Electric Company | Low noise fan assembly |
US5259724A (en) * | 1992-05-01 | 1993-11-09 | General Electric Company | Inlet fan blade fragment containment shield |
EP0572725A1 (en) * | 1992-06-03 | 1993-12-08 | Fokker Aircraft B.V. | Sound attenuating liner |
DE4340951A1 (de) * | 1992-12-04 | 1994-06-09 | Grumman Aerospace Corp | Einstückiges Triebwerkeinlaß-Schallrohr |
US5478199A (en) * | 1994-11-28 | 1995-12-26 | General Electric Company | Active low noise fan assembly |
GB9921935D0 (en) * | 1999-09-17 | 1999-11-17 | Rolls Royce | A nacelle assembly for a gas turbine engine |
US6505706B2 (en) * | 2001-06-14 | 2003-01-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Exhaust flow guide for jet noise reduction |
GB2385382B (en) * | 2002-02-13 | 2006-02-15 | Rolls Royce Plc | A cowl structure for a gas turbine engine |
FR2844303B1 (fr) * | 2002-09-10 | 2006-05-05 | Airbus France | Piece tubulaire d'attenuation acoustique pour entree d'air de reacteur d'aeronef |
FR2847304B1 (fr) * | 2002-11-18 | 2005-07-01 | Airbus France | Nacelle de reacteur d'aeronef a attenuation acoustique |
-
2003
- 2003-10-17 US US10/688,378 patent/US6920958B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2004
- 2004-10-14 JP JP2006535621A patent/JP2007509270A/ja active Pending
- 2004-10-14 CA CA002538806A patent/CA2538806C/en active Active
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- 2004-10-14 EP EP04821600.6A patent/EP1673279B1/en active Active
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9003800B2 (en) | 2011-07-07 | 2015-04-14 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor |
US10197284B2 (en) | 2011-07-07 | 2019-02-05 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine combustor |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
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US6920958B2 (en) | 2005-07-26 |
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