RU2010129772A - Гондола для двигателя летательного аппарата, имеющая сопло с регулируемым сечением - Google Patents

Гондола для двигателя летательного аппарата, имеющая сопло с регулируемым сечением Download PDF

Info

Publication number
RU2010129772A
RU2010129772A RU2010129772/11A RU2010129772A RU2010129772A RU 2010129772 A RU2010129772 A RU 2010129772A RU 2010129772/11 A RU2010129772/11 A RU 2010129772/11A RU 2010129772 A RU2010129772 A RU 2010129772A RU 2010129772 A RU2010129772 A RU 2010129772A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fairing
upstream
nacelle
nacelle according
intermediate element
Prior art date
Application number
RU2010129772/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2494273C2 (ru
Inventor
Ги Бернар ВОШЕЛь (FR)
Ги Бернар ВОШЕЛЬ
Original Assignee
Эрсель (Fr)
Эрсель
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 Эрсель (Fr), Эрсель filed Critical Эрсель (Fr)
Publication of RU2010129772A publication Critical patent/RU2010129772A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2494273C2 publication Critical patent/RU2494273C2/ru

Links

Classifications

    • 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
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/09—Varying effective area of jet pipe or nozzle by axially moving an external member, e.g. a shroud
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • 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
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow
    • 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
    • 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
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/84—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using movable nozzles
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • 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
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/34—Arrangement of components translated
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • 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)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

1. Гондола (57) для двигателя летательного аппарата, содержащая передний обтекатель (13) и задний обтекатель (1a), причем задний обтекатель (1а) установлен с возможностью смещения между верхним по потоку положением, соответствующим малому поперечному сечению сопла (9), и нижним по потоку положением, соответствующим увеличенному поперечному сечению сопла (9), отличающаяся тем, что она содержит промежуточный элемент (25), расположенный встык с указанным передним обтекателем (13) и ограничивающий собой полость (27), принимающую в себя верхний по потоку край (11) указанного заднего обтекателя (1а), когда данный обтекатель находится в своем верхнем по потоку положении. ! 2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент (25) имеет зону (35), используемую для размещения на ней указанного переднего обтекателя (13) и расположенную выше по потоку от указанной полости (27). ! 3. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что указанный передний обтекатель (13) снабжен средствами (39) упрочнения, расположенными сразу за указанной зоной (35) вверх по потоку. ! 4. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что указанный передний обтекатель (13) снабжен средствами (39) упрочнения, расположенными на одной линии с указанной зоной (35), при этом указанная зона (35) смещена радиально внутрь на расстояние (d2), по существу соответствующее общей радиальной толщине указанного переднего обтекателя (13) и указанных средств (39) упрочнения. ! 5. Гондола по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что указанная полость (27) имеет радиально внутренний край, который образует наклонный участок (31) для верхнего по потоку края (11) указанного заднего обтекателя (1a). ! 6. Гондола по любому из пп.1-4, �

Claims (18)

1. Гондола (57) для двигателя летательного аппарата, содержащая передний обтекатель (13) и задний обтекатель (1a), причем задний обтекатель (1а) установлен с возможностью смещения между верхним по потоку положением, соответствующим малому поперечному сечению сопла (9), и нижним по потоку положением, соответствующим увеличенному поперечному сечению сопла (9), отличающаяся тем, что она содержит промежуточный элемент (25), расположенный встык с указанным передним обтекателем (13) и ограничивающий собой полость (27), принимающую в себя верхний по потоку край (11) указанного заднего обтекателя (1а), когда данный обтекатель находится в своем верхнем по потоку положении.
2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент (25) имеет зону (35), используемую для размещения на ней указанного переднего обтекателя (13) и расположенную выше по потоку от указанной полости (27).
3. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что указанный передний обтекатель (13) снабжен средствами (39) упрочнения, расположенными сразу за указанной зоной (35) вверх по потоку.
4. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что указанный передний обтекатель (13) снабжен средствами (39) упрочнения, расположенными на одной линии с указанной зоной (35), при этом указанная зона (35) смещена радиально внутрь на расстояние (d2), по существу соответствующее общей радиальной толщине указанного переднего обтекателя (13) и указанных средств (39) упрочнения.
5. Гондола по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что указанная полость (27) имеет радиально внутренний край, который образует наклонный участок (31) для верхнего по потоку края (11) указанного заднего обтекателя (1a).
6. Гондола по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что указанная полость (27) имеет радиально внешний край, который образует наклонный участок (45) для верхнего по потоку края (11) заднего обтекателя.
7. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что она содержит уплотнение, расположенное возле указанного наклонного участка (31).
8. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что указанный задний обтекатель (1a) имеет на своей внутренней поверхности средства (49) упрочнения, расположенные возле его верхнего по потоку края (11).
9. Гондола по любому из пп.1-4 или 7, отличающаяся тем, что линия (55), по которой указанный передний обтекатель (13) соединяется с указанным промежуточным элементом (25), находится в плоскости, не перпендикулярной оси (А) указанной гондолы (57).
10. Гондола по любому из пп.1-4 или 7, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент (25) содержит опору (29), удерживающую приводные средства (7), в частности средства приведения в движение указанного заднего обтекателя (1а).
11. Гондола по любому из пп.1-4 или 7, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент (25) выполнен с возможностью крепления к кожуху (21) вентилятора указанного двигателя.
12. Гондола по любому из пп.1-4 или 7, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент (25) состоит из двух половин, которые могут быть шарнирно установлены на удерживающем пилоне указанного двигателя.
13. Гондола по любому из пп.1-4 или 7, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент (25) образует часть обтекателя вентилятора указанного двигателя.
14. Гондола по любому из пп.1-4 или 7, отличающаяся тем, что она содержит реверсор (1) тяги каскадного типа, снабженный каскадами лопаток (23), внешняя часть которых образует указанный задний обтекатель (1a).
15. Гондола по п.14, отличающаяся тем, что указанный реверсор (1) тяги помимо указанной наружной части (1a) содержит внутреннюю часть (1b), установленную с возможностью смещения независимо от указанной наружной части (1a).
16. Гондола по п.14, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент образует неотъемлемую часть неподвижного конструктивного элемента указанного реверсора тяги.
17. Гондола по любому из пп.1-4, 7, 15, 16, отличающаяся тем, что указанный передний обтекатель (13) включает в себя кромку воздухозаборника данной гондолы.
18. Гондола по любому из пп.1-4, 7, 15, 16, отличающаяся тем, что указанный передний обтекатель (13) установлен с возможностью смещения скольжением на указанном двигателе.
RU2010129772/11A 2007-12-21 2008-12-19 ГОНДОЛА ДЛЯ ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ИМЕЮЩАЯ СОПЛО С РЕГУЛИРУЕМЫМ СЕЧЕНИЕМ(72ВОШЕЛЬ Ги Бернар (FR) RU2494273C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0708974A FR2925607B1 (fr) 2007-12-21 2007-12-21 Nacelle pour moteur d'aeronef a tuyere de section variable
FR07/08974 2007-12-21
PCT/FR2008/001803 WO2009103905A1 (fr) 2007-12-21 2008-12-19 Nacelle pour moteur d'aéronef à tuyère de section variable

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010129772A true RU2010129772A (ru) 2012-01-27
RU2494273C2 RU2494273C2 (ru) 2013-09-27

Family

ID=39708413

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010129772/11A RU2494273C2 (ru) 2007-12-21 2008-12-19 ГОНДОЛА ДЛЯ ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ИМЕЮЩАЯ СОПЛО С РЕГУЛИРУЕМЫМ СЕЧЕНИЕМ(72ВОШЕЛЬ Ги Бернар (FR)

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9133789B2 (ru)
EP (1) EP2225453A1 (ru)
CN (1) CN101896712A (ru)
BR (1) BRPI0821504A2 (ru)
CA (1) CA2705136A1 (ru)
FR (1) FR2925607B1 (ru)
RU (1) RU2494273C2 (ru)
WO (1) WO2009103905A1 (ru)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2953490B1 (fr) * 2009-12-07 2012-02-24 Aircelle Sa Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur
FR2954410B1 (fr) * 2009-12-18 2014-07-04 Aircelle Sa Cadre avant pour une structure d'inverseur de poussee a grilles de deviation
FR2967398B1 (fr) * 2010-11-16 2012-11-02 Aircelle Sa Structure de renforcement d'une nacelle de turboreacteur
US8713911B2 (en) * 2010-12-15 2014-05-06 Woodward Hrt, Inc. System and method for operating a thrust reverser for a turbofan propulsion system
FR2969122B1 (fr) 2010-12-20 2012-12-28 Aircelle Sa Structure interne pour une nacelle pour un turboreacteur double flux d'un aeronef
US9097209B2 (en) 2012-03-27 2015-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine thrust reverser system
FR3005489B1 (fr) * 2013-05-07 2017-03-17 Airbus Operations Sas Dispositif de commande d'une tuyere a section variable d'un aeronef
EP2995556B1 (en) 2014-09-12 2018-11-07 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH An aircraft with an air intake for an air breathing propulsion engine
US10794326B2 (en) 2016-08-29 2020-10-06 The Boeing Company Blocker door assembly having a thermoplastic blocker door for use in a turbine engine
US10436112B2 (en) * 2017-06-26 2019-10-08 The Boeing Company Translating turning vanes for a nacelle inlet
US10343786B2 (en) * 2017-06-28 2019-07-09 General Electric Company System and method of operating a ducted fan propulsion system during aircraft taxi
US10767596B2 (en) * 2017-07-26 2020-09-08 Raytheon Technologies Corporation Nacelle
US11046445B2 (en) 2017-07-26 2021-06-29 Raytheon Technologies Corporation Nacelle
FR3087751B1 (fr) * 2018-10-25 2022-03-25 Safran Nacelles Piece de lissage aerodynamique pour nacelle d’ensemble propulsif d’aeronef et procede d’assemblage s’y rapportant
US11591097B2 (en) 2019-05-20 2023-02-28 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11072416B2 (en) * 2019-05-20 2021-07-27 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11235857B2 (en) 2019-05-20 2022-02-01 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11745860B2 (en) 2019-05-20 2023-09-05 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11174004B2 (en) 2019-05-20 2021-11-16 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11613345B2 (en) 2019-05-20 2023-03-28 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11873078B2 (en) 2019-05-20 2024-01-16 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11535362B2 (en) 2019-05-20 2022-12-27 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR605512A (fr) 1925-09-29 1926-05-28 Thomson Houston Comp Francaise Perfectionnements aux dispositifs ignifuges, notamment pour appareils électriques
GB1343888A (ru) * 1970-11-06 1974-01-16
GB1386232A (en) * 1971-03-31 1975-03-05 Short Brothers & Harland Ltd Fluid propulsion systems
GB1421153A (en) * 1972-03-25 1976-01-14 Rolls Royce Propulsion nozzle for ducted fan gas turbine jet propulsion engines
US3779010A (en) * 1972-08-17 1973-12-18 Gen Electric Combined thrust reversing and throat varying mechanism for a gas turbine engine
GB1583952A (en) * 1976-07-13 1981-02-04 Short Brothers & Harland Ltd Gas turbine engines
US4802629A (en) * 1982-10-22 1989-02-07 The Boeing Company Plug-type exhaust nozzle having a variable centerbody and translating shroud
FR2622929A1 (fr) * 1987-11-05 1989-05-12 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee de turboreacteur a grilles,a section variable d'ejection
GB9301457D0 (en) * 1993-01-26 1993-03-17 Short Brothers Plc An aircraft propulsuve power unit
US5778659A (en) * 1994-10-20 1998-07-14 United Technologies Corporation Variable area fan exhaust nozzle having mechanically separate sleeve and thrust reverser actuation systems
US5655360A (en) * 1995-05-31 1997-08-12 General Electric Company Thrust reverser with variable nozzle
GB9613166D0 (en) * 1996-06-24 1996-08-28 Short Brothers Plc Aircraft propulsive power unit
US5806302A (en) * 1996-09-24 1998-09-15 Rohr, Inc. Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser
FR2764643B1 (fr) * 1997-06-12 1999-07-16 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee a portes de turboreacteur a section variable d'ejection
US6170254B1 (en) * 1998-12-18 2001-01-09 Rohr, Inc. Translating sleeve for cascade type thrust reversing system for fan gas turbine engine for an aircraft
FR2902839B1 (fr) * 2006-06-21 2011-09-30 Aircelle Sa Inverseur de poussee formant une tuyere adaptative
US8201390B2 (en) * 2007-12-12 2012-06-19 Spirit Aerosystems, Inc. Partial cascade thrust reverser
US8181905B2 (en) * 2008-12-17 2012-05-22 Rohr, Inc. Aircraft engine nacelle with translating inlet cowl

Also Published As

Publication number Publication date
US20100269511A1 (en) 2010-10-28
CN101896712A (zh) 2010-11-24
FR2925607A1 (fr) 2009-06-26
RU2494273C2 (ru) 2013-09-27
WO2009103905A1 (fr) 2009-08-27
EP2225453A1 (fr) 2010-09-08
CA2705136A1 (fr) 2009-08-27
FR2925607B1 (fr) 2013-05-10
BRPI0821504A2 (pt) 2016-01-19
US9133789B2 (en) 2015-09-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010129772A (ru) Гондола для двигателя летательного аппарата, имеющая сопло с регулируемым сечением
US7866142B2 (en) Aeroengine thrust reverser
EP2346736B1 (en) Integrated inlet design
JP5572285B2 (ja) ターボファンエンジンカウルアセンブリおよびスラストリバーサアセンブリ
US9038367B2 (en) Fan case thrust reverser
EP3103723B1 (en) Nacelle inlet having an angle or curved aft bulkhead
EP2138697A3 (en) Aft cascade ring with flow deflector portion, corresponding thrust reverser cascade assembly and aircraft engine nacelle
US8960597B2 (en) Propulsion unit for an aircraft and air intake structure for such a unit
US9347397B2 (en) Reflex annular vent nozzle
US10160552B2 (en) Inlet assembly for a turbofan engine
JP2005113919A5 (ru)
US10502161B2 (en) Cascade system and apparatus
US10094333B2 (en) Ventilation system using thrust reverser linkages
RU2010109809A (ru) Крепление конструктивного элемента гондолы турбореактивного двигателя посредством усиленного сочленения "ножевая опора-паз"
EP2028360B1 (fr) Turbomachine à double flux à réduction de bruit de jet
RU2013119476A (ru) Блок силовой установки летательного аппарата
CN106574572B (zh) 用于带有叶栅叶片的推力反向器结构的后框架
US11396366B2 (en) Active laminar flow control structural plenums fastened
US20160025038A1 (en) Pivot door thrust reverser
EP3705711B1 (en) Hidden link system blocker door
CN113727911B (zh) 机舱进气道和包括这种进气道的机舱
US9650992B2 (en) Core cowl thrust reverser system and apparatus
US9856742B2 (en) Sealing system for variable area fan nozzle
RU2804492C2 (ru) Воздухозаборник гондолы и гондола, содержащая такой воздухозаборник
US11208952B2 (en) Inlet—NAI exhaust hole definition for reduced D-duct resonance noise and diluted exhaust plume for thermal control

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20151220