RU2007145361A - Система устранения обледенения передней кромки входного отверстия носового обтекателя турбинного двигателя - Google Patents

Система устранения обледенения передней кромки входного отверстия носового обтекателя турбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2007145361A
RU2007145361A RU2007145361/06A RU2007145361A RU2007145361A RU 2007145361 A RU2007145361 A RU 2007145361A RU 2007145361/06 A RU2007145361/06 A RU 2007145361/06A RU 2007145361 A RU2007145361 A RU 2007145361A RU 2007145361 A RU2007145361 A RU 2007145361A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
leading edge
protective casing
elements
icing
supply tube
Prior art date
Application number
RU2007145361/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2380558C2 (ru
Inventor
Мари-Люс ЗАНАРЕЛЛИ (FR)
Мари-Люс ЗАНАРЕЛЛИ
Ален ПОРТ (FR)
Ален ПОРТ
Original Assignee
Эрбюс Франс (Fr)
Эрбюс Франс
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 Эрбюс Франс (Fr), Эрбюс Франс filed Critical Эрбюс Франс (Fr)
Publication of RU2007145361A publication Critical patent/RU2007145361A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2380558C2 publication Critical patent/RU2380558C2/ru

Links

Classifications

    • 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
    • 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
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • 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
    • B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • 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
    • 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)
  • Sealing Devices (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)

Abstract

1. Система устранения обледенения передней кромки (1) входного отверстия носового обтекателя (2) турбинного двигателя, в частности, для самолета, причем упомянутая передняя кромка (1) выполнена полой и образует кольцевую камеру (4), закрытую первой внутренней перегородкой (5), содержащая: ! трубку (6, 19) подачи горячего воздуха под давлением, выполненную с возможностью подключения на ее заднем конце, противоположном упомянутой передней кромке (1), к контуру (7) подачи горячего воздуха под давлением и, на ее переднем конце, в направлении к упомянутой передней кромке (1), к инжектору (8), нагнетающему упомянутый горячий воздух под давлением в упомянутую кольцевую камеру (4) передней кромки, причем упомянутая трубка подачи пропущена через отсек (10) упомянутого входного отверстия носового обтекателя (2), который ограничен с передней стороны упомянутой первой внутренней перегородкой (5, 16, 20) и с задней стороны второй внутренней перегородкой (5, 16, 20); и ! внутренний защитный кожух (9, 15), установленный в упомянутом отсеке (10) и образующий изолированный объем (12), окружающий упомянутую трубку (6, 19) подачи, ! в которой: ! один из двух элементов, сформированных упомянутой трубкой (6, 19) подачи и упомянутым защитным кожухом (9, 15), выполнен продольно жестким, в то время как другой из упомянутых элементов содержит, по меньшей мере, две части, установленные одна в другую с возможностью скольжения относительно друг друга и с герметизацией между ними; при этом ! упомянутые два элемента с одной стороны жестко закреплены на одной из упомянутых перегородок, в то время как с другой стороны упомянутые два элемента жестко соединены друг с другом и выполнены с �

Claims (8)

1. Система устранения обледенения передней кромки (1) входного отверстия носового обтекателя (2) турбинного двигателя, в частности, для самолета, причем упомянутая передняя кромка (1) выполнена полой и образует кольцевую камеру (4), закрытую первой внутренней перегородкой (5), содержащая:
трубку (6, 19) подачи горячего воздуха под давлением, выполненную с возможностью подключения на ее заднем конце, противоположном упомянутой передней кромке (1), к контуру (7) подачи горячего воздуха под давлением и, на ее переднем конце, в направлении к упомянутой передней кромке (1), к инжектору (8), нагнетающему упомянутый горячий воздух под давлением в упомянутую кольцевую камеру (4) передней кромки, причем упомянутая трубка подачи пропущена через отсек (10) упомянутого входного отверстия носового обтекателя (2), который ограничен с передней стороны упомянутой первой внутренней перегородкой (5, 16, 20) и с задней стороны второй внутренней перегородкой (5, 16, 20); и
внутренний защитный кожух (9, 15), установленный в упомянутом отсеке (10) и образующий изолированный объем (12), окружающий упомянутую трубку (6, 19) подачи,
в которой:
один из двух элементов, сформированных упомянутой трубкой (6, 19) подачи и упомянутым защитным кожухом (9, 15), выполнен продольно жестким, в то время как другой из упомянутых элементов содержит, по меньшей мере, две части, установленные одна в другую с возможностью скольжения относительно друг друга и с герметизацией между ними; при этом
упомянутые два элемента с одной стороны жестко закреплены на одной из упомянутых перегородок, в то время как с другой стороны упомянутые два элемента жестко соединены друг с другом и выполнены с возможностью совместного скольжения относительно опоры (17, 21) скольжения, предусмотренной в другой перегородке.
2. Система устранения обледенения по п.1, в которой упомянутая трубка (19) подачи выполнена продольно жесткой, в то время как упомянутый защитный кожух (9) содержит, по меньшей мере, две части (9.1, 9.2), установленные одна в другой и с возможностью скольжения относительно друг друга и с герметизацией между ними.
3. Система устранения обледенения по п.1, в которой упомянутый защитный кожух (15) выполнен продольно жестким, в то время как упомянутая трубка (6) подачи содержит, по меньшей мере, две части (6.1, 6.2), установленные одна внутри другой и выполненные с возможностью скольжения относительно друг друга и с герметизацией между ними.
4. Система устранения обледенения по п.1, в которой упомянутая опора (17, 21) скольжения выполнена на упомянутой первой внутренней перегородке (5).
5. Система устранения обледенения по п.1, в которой упомянутая опора (17, 21) скольжения установлена на упомянутой второй внутренней перегородке (16, 20).
6. Система устранения обледенения по п.1, отличающаяся тем, что упомянутая опора (17, 21) скольжения содержит упор (17B, 21B), выполненный с возможностью ограничения скользящего движения упомянутой трубки подачи и упомянутого защитного кожуха в направлении наружу из упомянутого отсека (10).
7. Система устранения обледенения по п.1, отличающаяся тем, что упомянутая опора скольжения взаимодействует с упомянутым защитным кожухом.
8. Система устранения обледенения по п.1, отличающаяся тем, что жесткое соединение (18) между упомянутой трубкой подачи и упомянутым защитным кожухом выполнено с помощью фланцев (18A).
RU2007145361/06A 2005-06-07 2006-06-01 Система устранения обледенения передней кромки входного отверстия носового обтекателя турбинного двигателя RU2380558C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0505757 2005-06-07
FR0505757A FR2886674B1 (fr) 2005-06-07 2005-06-07 Systeme pour le degivrage du bord d'attaque d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007145361A true RU2007145361A (ru) 2009-06-20
RU2380558C2 RU2380558C2 (ru) 2010-01-27

Family

ID=35781477

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007145361/06A RU2380558C2 (ru) 2005-06-07 2006-06-01 Система устранения обледенения передней кромки входного отверстия носового обтекателя турбинного двигателя

Country Status (9)

Country Link
US (1) US7931235B2 (ru)
EP (1) EP1888894B1 (ru)
JP (1) JP4805349B2 (ru)
CN (1) CN101194091B (ru)
BR (1) BRPI0613370A2 (ru)
CA (1) CA2610787C (ru)
FR (1) FR2886674B1 (ru)
RU (1) RU2380558C2 (ru)
WO (1) WO2006131623A1 (ru)

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2447228B8 (en) * 2007-03-06 2009-03-04 Gkn Aerospace Services Ltd Thermal anti-icing system
FR2921901B1 (fr) * 2007-10-08 2011-03-18 Aircelle Sa Structure d'entree d'air apte a etre montee en amont d'une structure mediane de nacelle pour moteur d'aeronef, et nacelle equipee d'une telle structure d'entree d'air
FR2924409B1 (fr) * 2007-12-03 2010-05-14 Airbus France Nacelle d'aeronef comprenant des moyens d'evacuations d'air chaud
FR2927609B1 (fr) * 2008-02-18 2010-06-25 Aircelle Sa Entree d'air pour nacelle d'aeronef, et nacelle equipee d'une telle entree d'air
FR2927882B1 (fr) * 2008-02-27 2010-02-12 Aircelle Sa Structure d'entree d'air pour une nacelle d'un aeronef
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
FR2966801B1 (fr) * 2010-10-29 2012-11-02 Aircelle Sa Structure de bord d'attaque notamment pour entree d'air de nacelle de moteur d'aeronef
EP2505789B1 (fr) * 2011-03-30 2016-12-28 Safran Aero Boosters SA Séparateur de flux gazeux avec dispositif de dégivrage par pont thermique
CN104619972A (zh) * 2012-08-29 2015-05-13 川崎重工业株式会社 燃气轮机装置
US9528442B2 (en) * 2013-08-21 2016-12-27 The Boeing Company Aircraft engine anti-icing (EAI) barrier assembly, system and method
CN103758588B (zh) * 2014-02-19 2015-09-09 襄阳三鹏航空科技有限公司 一种飞机用涡轮增压器的外壳机构及其制造工艺
BE1023289B1 (fr) * 2015-07-17 2017-01-24 Safran Aero Boosters S.A. Bec de separation de compresseur basse pression de turbomachine axiale avec conduit annulaire de degivrage
US10215096B2 (en) 2015-11-04 2019-02-26 United Technologies Corporation Engine with nose cone heat exchanger and radially outer discharge
US10533497B2 (en) 2016-04-18 2020-01-14 United Technologies Corporation Short inlet with integrated liner anti-icing
BE1024684B1 (fr) * 2016-10-21 2018-05-25 Safran Aero Boosters S.A. Bec degivrant de compresseur de turbomachine axiale
WO2018113889A1 (en) 2016-12-22 2018-06-28 Vestas Wind Systems A/S Temperature control based on weather forecasting
RU177304U1 (ru) * 2017-08-29 2018-02-15 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Труба подвода горячего воздуха к противообледенительной системе
RU2658711C1 (ru) * 2017-08-29 2018-06-22 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Труба для распределения горячего воздуха по кромке носка воздухозаборника
FR3072421B1 (fr) * 2017-10-18 2019-09-27 Airbus Operations Levre d'entree d'air d'un moteur d'aeronef comportant un systeme de degivrage
CN109204848B (zh) * 2018-07-24 2022-03-22 中国商用飞机有限责任公司 伸缩式辅助进气装置
US11220344B2 (en) * 2018-12-17 2022-01-11 Rohr, Inc. Anti-ice double walled duct system
US10989116B2 (en) * 2019-03-05 2021-04-27 Rohr, Inc. Inlet anti-ice double walled duct with supply line seal
FR3100228B1 (fr) 2019-08-30 2022-10-28 Airbus Operations Sas Système électropneumatique de protection contre le givre pour aéronef, et ensemble propulsif et aéronef pourvus d’un tel système.
US11085328B2 (en) 2019-09-09 2021-08-10 Rohr, Inc. Assembly for sealing an annular gap between an inner structure and an outer structure

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH378613A (de) * 1960-09-05 1964-06-15 Inventa Ag Kunststoffrohrleitung
AU581684B2 (en) * 1984-10-08 1989-03-02 Short Brothers Plc Duct for hot air
IL78786A0 (en) * 1985-06-03 1986-08-31 Short Brothers Plc Duct for hot air
GB9120113D0 (en) * 1991-09-20 1992-09-23 Short Brothers Plc Thermal antiicing of aircraft structures
JP3138394B2 (ja) * 1994-10-11 2001-02-26 象印マホービン株式会社 真空二重蛇腹パイプ
EP0870965B1 (en) * 1997-04-08 2002-03-27 Waterworks Technology Development Organization Co., Ltd. Telescopic pivotal pipe joint
FR2771452B1 (fr) * 1997-11-21 2000-04-14 Aerospatiale Dispositif de degivrage pour capot d'entree d'air de moteur a reaction
US6854486B2 (en) * 2002-05-13 2005-02-15 Eaton Corporation Fluid line assembly

Also Published As

Publication number Publication date
US20080149771A1 (en) 2008-06-26
WO2006131623A1 (fr) 2006-12-14
FR2886674B1 (fr) 2007-08-03
RU2380558C2 (ru) 2010-01-27
CA2610787A1 (fr) 2006-12-14
US7931235B2 (en) 2011-04-26
BRPI0613370A2 (pt) 2011-01-11
FR2886674A1 (fr) 2006-12-08
JP4805349B2 (ja) 2011-11-02
EP1888894B1 (fr) 2018-08-08
EP1888894A1 (fr) 2008-02-20
JP2008545919A (ja) 2008-12-18
CA2610787C (fr) 2013-09-17
CN101194091B (zh) 2010-06-16
CN101194091A (zh) 2008-06-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2007145361A (ru) Система устранения обледенения передней кромки входного отверстия носового обтекателя турбинного двигателя
RU2010139200A (ru) Воздухозаборник для гондолы летательного аппарата
GB2447228B (en) Thermal anti-icing system
US20140345292A1 (en) Return fluid air cooler system for turbine cooling with optional power extraction
RU2011121662A (ru) Самолет с двигателями, частично интегрированными в фюзеляж
RU2008133990A (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем
CN109250149A (zh) 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置
DE602006006185D1 (de) Enteisungssystem für die Anströmkante einer Einlasshaube eines Turbinentriebwerks
CN103696878A (zh) 一种轴对称收扩喷管
WO2009097668A3 (en) Icing protection for aircraft air inlet scoops
EP3060778B1 (en) Anti-icing system for an aircraft
WO2009060137A3 (fr) Structure d'entree d'air apte a etre montee en amont d'une structure mediane de nacelle pour moteur d'aeronef, et nacelle equipee d'une telle structure d'entree d'air
ATE452823T1 (de) Strukturgondel
RU2008107594A (ru) Двигательная установка для летательного аппарата и летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну такую двигательную установку
JP2012189077A (ja) 加熱ブースタスプリッタ・プレナム
RU2008116732A (ru) Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель и стойку его крепления
FR2967725B1 (fr) Propulseur combine turboreacteur et statoreacteur
CN103670797A (zh) 一种固液冲压发动机
RU2010109801A (ru) Гондола с регулируемой выпускной секцией
US20160257413A1 (en) Anti-icing system for an aircraft
CN103184935A (zh) 发动机进气道用热气防冰装置
WO2009024662A3 (fr) Systeme de liaison entre une structure interne et une structure externe d'une nacelle de turboreacteur
CN111071461A (zh) 包括防冰保护系统的飞行器发动机的短舱
CN208947639U (zh) 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置
RU2606524C2 (ru) Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20120221

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170602