RU2010135968A - Впускная заслонка двигателя для установки на корпусе воздухозаборника двигателя самолета, а также двигатель с такой впускной заслонкой и самолетная система - Google Patents

Впускная заслонка двигателя для установки на корпусе воздухозаборника двигателя самолета, а также двигатель с такой впускной заслонкой и самолетная система Download PDF

Info

Publication number
RU2010135968A
RU2010135968A RU2010135968/11A RU2010135968A RU2010135968A RU 2010135968 A RU2010135968 A RU 2010135968A RU 2010135968/11 A RU2010135968/11 A RU 2010135968/11A RU 2010135968 A RU2010135968 A RU 2010135968A RU 2010135968 A RU2010135968 A RU 2010135968A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
intake
inlet
flap
air
Prior art date
Application number
RU2010135968/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2490178C2 (ru
Inventor
Ларс БОЛЕНДЕР (DE)
Ларс БОЛЕНДЕР
Себастьен ВАНЬОН (CH)
Себастьен ВАНЬОН
Original Assignee
Эрбус Оперейшнс Гмбх (De)
Эрбус Оперейшнс Гмбх
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 Эрбус Оперейшнс Гмбх (De), Эрбус Оперейшнс Гмбх filed Critical Эрбус Оперейшнс Гмбх (De)
Publication of RU2010135968A publication Critical patent/RU2010135968A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2490178C2 publication Critical patent/RU2490178C2/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
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/16—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by mechanical 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
    • 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
    • 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
    • F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
    • F02C7/055—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles with intake grids, screens or guards
    • 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
    • B64D2033/0213—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for auxiliary power units (APU's)
    • 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
    • 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)
  • Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Check Valves (AREA)
  • Characterised By The Charging Evacuation (AREA)
  • Hinges (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

1. Впускная заслонка (К) двигателя, которая предусмотренна для установки на корпусе воздухозаборника или канала воздухозаборника двигателя самолета, имеющая первый конец (Е1) и расположенный противоположно ему и в продольном направлении (L) впускной заслонки на расстоянии от него второй конец (Е2), ! при этом продольное направление (L) во время предполагаемого применения направлено против направления (S) потока поступающего в двигатель воздуха, и при этом воздушная заслонка имеет: ! - основной корпус (1) впускной заслонки с предназначенным для шарнирного соединения соединительным устройством для шарнирного соединения основного корпуса (1) впускной заслонки с корпусом воздухозаборника или каналом воздухозаборника с простирающейся вдоль второго конца (Е2) шарнирной осью (А), ! - удлинительную деталь (2) впускной заслонки, которая конструктивно интегрирована в основной корпус (1) впускной заслонки и имеет первую и вторую боковую деталь (5, 6), которые соответственно отходят от основного корпуса (1) впускной заслонки и простираются на двух боковых краях (1а, 1b) впускной заслонки (К), которые расположены противоположно друг другу и простираются в продольном направлении (L), а также множество поперечных стержней (11), которые расположены на боковых деталях (5, 6) и простираются между ними поперек продольного направления (L). ! 2. Впускная заслонка (К) двигателя по п.1, при этом основной корпус (1) впускной заслонки и удлинительная деталь (2) впускной заслонки изготовлены монолитно. ! 3. Впускная заслонка (К) двигателя по п.1, отличающаяся тем, что удлинительная деталь (2) впускной заслонки смонтирована на основном корпусе (1) впускной заслонк�

Claims (20)

1. Впускная заслонка (К) двигателя, которая предусмотренна для установки на корпусе воздухозаборника или канала воздухозаборника двигателя самолета, имеющая первый конец (Е1) и расположенный противоположно ему и в продольном направлении (L) впускной заслонки на расстоянии от него второй конец (Е2),
при этом продольное направление (L) во время предполагаемого применения направлено против направления (S) потока поступающего в двигатель воздуха, и при этом воздушная заслонка имеет:
- основной корпус (1) впускной заслонки с предназначенным для шарнирного соединения соединительным устройством для шарнирного соединения основного корпуса (1) впускной заслонки с корпусом воздухозаборника или каналом воздухозаборника с простирающейся вдоль второго конца (Е2) шарнирной осью (А),
- удлинительную деталь (2) впускной заслонки, которая конструктивно интегрирована в основной корпус (1) впускной заслонки и имеет первую и вторую боковую деталь (5, 6), которые соответственно отходят от основного корпуса (1) впускной заслонки и простираются на двух боковых краях (1а, 1b) впускной заслонки (К), которые расположены противоположно друг другу и простираются в продольном направлении (L), а также множество поперечных стержней (11), которые расположены на боковых деталях (5, 6) и простираются между ними поперек продольного направления (L).
2. Впускная заслонка (К) двигателя по п.1, при этом основной корпус (1) впускной заслонки и удлинительная деталь (2) впускной заслонки изготовлены монолитно.
3. Впускная заслонка (К) двигателя по п.1, отличающаяся тем, что удлинительная деталь (2) впускной заслонки смонтирована на основном корпусе (1) впускной заслонки в виде детали, выполненной с возможностью прикрепления к основному корпусу (1) впускной заслонки.
4. Впускная заслонка (К) двигателя по п.1, отличающаяся тем, что поперечные стержни (11) установлены на боковых деталях (5, 6) без возможности поворота.
5. Впускная заслонка двигателя по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть поперечных стержней (11) установлена на боковых деталях (5, 6) так, что они являются поворотными вокруг своей продольной оси (L11).
6. Впускная заслонка (К) двигателя по п.1, отличающаяся тем, что поперечные стержни (11) имеют поперечное сечение в форме крыла.
7. Впускная заслонка (К) двигателя по п.6, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть поперечных стержней (11) пружинящим образом предварительно напряжена в исходном положении.
8. Впускная заслонка (К) двигателя по п.1, отличающаяся тем, что поперечные стержни (11) выполнены из упругого материала, который сгибается и/или скручивается воздушным потоком (S), который возникает во время предполагаемого применения и протекает вдоль продольного направления (L), а именно в такой степени, что образовавшийся на поперечных стержнях (11) слой льда может откалываться.
9. Впускная заслонка (К) двигателя по п.1, отличающаяся тем, что между боковыми деталями (5, 6) расположена по меньшей мере одна продольная перемычка (15), которая расположена на основном корпусе (1) впускной заслонки и простирается в продольном направлении (L), и что между соответственно одной боковой деталью (5, 6) и продольной перемычкой (15) или между двумя продольными перемычками (15) простирается множество поперечных стержней (11).
10. Впускная заслонка (К) двигателя, которая предусмотрена для установки на корпусе воздухозаборника или канала воздухозаборника двигателя самолета, с первым концом (Е1) и расположенным противоположно ему и в продольном направлении (L) впускной заслонки на расстоянии от него вторым концом (Е2),
при этом продольное направление (L) во время предполагаемого применения направлено против направления (S) потока поступающего в двигатель воздуха, при этом воздушная заслонка имеет:
- основной корпус (1) впускной заслонки с предназначенным для шарнирного соединения соединительным устройством для шарнирного соединения основного корпуса (1) впускной заслонки с корпусом воздухозаборника или каналом воздухозаборника с простирающейся вдоль второго конца (Е2) шарнирной осью (А),
- удлинительную деталь (2) впускной заслонки, которая конструктивно интегрирована в основной корпус (1) впускной заслонки и имеет первую и вторую боковую деталь (5, 6), которые соответственно отходят от основного корпуса (1) впускной заслонки и протираются на двух боковых краях (1а, 1b) впускной заслонки (К), которые расположены противоположно друг другу и простираются в продольном направлении (L),
- множество продольных стержней (12), которые расположены на основном корпусе (1) впускной заслонки и соответственно простираются в продольном направлении (L) впускной заслонки (К).
11. Впускная заслонка (К) двигателя по п.10, при этом основной корпус (1) впускной заслонки и удлинительная деталь (2) впускной заслонки изготовлены монолитно.
12. Впускная заслонка (К) двигателя по п.10, отличающаяся тем, что удлинительная деталь (2) впускной заслонки смонтирована на основном корпусе (1) впускной заслонки в виде детали, выполненной с возможностью прикрепления к основному корпусу (1) впускной заслонки.
13. Впускная заслонка (К) двигателя по п.10, отличающаяся тем, что продольные стержни (12) выполнены из упругого материала, который сгибается и/или скручивается воздушным потоком (S), который возникает во время предполагаемого применения и протекает вдоль продольного направления (L), а именно в такой степени, что образовавшийся на поперечных стержнях (11) слой льда может откалываться.
14. Двигатель с воздухозаборником, образованным корпусом двигателя, при этом по меньшей мере одна впускная заслонка (К) двигателя по одному из пп.1-16 расположена на переднем крае, который направлен против воздушного потока (S), возникающего во время предполагаемого применения.
15. Двигатель по п.14, отличающийся тем, что при рассмотрении в направлении (S) потока, вдоль периметра корпуса двигателя рядом друг с другом расположено несколько впускных заслонок (К) двигателя.
16. Двигатель по п.15, отличающийся тем, что на впускных заслонках (К) двигателя установлено по меньшей мере по одному сервоприводу для регулировки соответствующей впускной заслонки (К) двигателя вокруг ее шарнирной оси (А),
что двигатель имеет управляющее устройство, которое имеет управляющую функцию с интерфейсом к системе управления полетом и/или системе управления двигателем, и которая выполнена таким образом, что в ответ на прием параметров воздуха от системы управления полетом и/или фактической или требуемой мощности двигателя от системы управления полетом и/или системы управления двигателем она формирует командные сигналы для управления сервоприводами впускных заслонок (К) двигателя и передает эти команды на сервоприводы впускных заслонок (К) двигателя для того, чтобы регулировать впускные заслонки (К) двигателя вокруг их шарнирной оси (А) и, тем самым, регулировать поток в воздухозаборнике.
17. Двигатель по п.15, отличающийся тем, что при выполнении впускных заслонок (К) двигателя с продольными стержнями, которые выполнены с возможностью поворота вокруг своей продольной оси, по меньшей мере на части продольных стержней установлены исполнительные устройства для изменения поворотного положения поперечных стержней (11),
что двигатель имеет управляющее устройство, которое имеет управляющую функцию с интерфейсом к системе управления полетом и/или системе управления двигателем, и которая выполнена таким образом, что в ответ на прием параметров воздуха от системы управления полетом и/или фактической или требуемой мощности двигателя от системы управления полетом и/или системы управления двигателем она может управлять сервоприводами для изменения поворотного положения поперечных стержней (11) для того, чтобы регулировать поперечные стержни (11) вокруг их продольной оси (L11) и, тем самым, регулировать поток в воздухозаборнике.
18. Двигатель п.15, отличающийся тем, что управляющая функция выполнена таким образом, что она в качестве параметров воздуха использует скорость обтекания самолета.
19. Двигатель п.15, отличающийся тем, что в качестве параметров воздуха используется измеренная в области воздухозаборника двигателя скорость обтекания и/или температура обтекающего воздуха в качестве входного сигнала для использования управляющей функцией.
20. Двигатель п.15, отличающийся тем, что двигатель является вспомогательным двигателем, который выполнен в соответствии с одним из пп.16-19, функционально соединен с устройством вспомогательного энергоснабжения и,
что управляющая функция имеет функцию, с помощью которой заслонки могут перемещаться между закрытым положением, в котором пропускная способность входящего потока является минимальной, и открытым положением, в котором пропускная способность входящего потока является максимальной, и
что самолетная система имеет устройство энергоснабжения, которое посылает командный сигнал на управляющую функцию для перемещения впускных заслонок (К) двигателя из их закрытого положения в их открытое положение, когда устройство энергоснабжения активирует вспомогательный двигатель.
RU2010135968/11A 2008-02-04 2009-02-04 Впускная заслонка двигателя для установки на корпусе воздухозаборника двигателя самолета, а также двигатель с такой впускной заслонкой и самолетная система RU2490178C2 (ru)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US2585708P 2008-02-04 2008-02-04
DE102008007469A DE102008007469A1 (de) 2008-02-04 2008-02-04 Verlängerungsteil für eine Einlaufklappe, Einlaufklappe mit einem solchen Verlängerungsteil und Triebwerk mit einer Einlaufklappe
US61/025,857 2008-02-04
DE102008007469.1 2008-02-04
PCT/EP2009/000753 WO2009098044A1 (de) 2008-02-04 2009-02-04 Triebwerks-einlaufklappe zur anbringung an dem gehäuse eines lufteinlasses eines flugzeug-triebwerks sowie triebwerk mit einer solchen triebwerks-einlaufklappe und flugzeugsystem

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010135968A true RU2010135968A (ru) 2012-03-20
RU2490178C2 RU2490178C2 (ru) 2013-08-20

Family

ID=40822188

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010135968/11A RU2490178C2 (ru) 2008-02-04 2009-02-04 Впускная заслонка двигателя для установки на корпусе воздухозаборника двигателя самолета, а также двигатель с такой впускной заслонкой и самолетная система

Country Status (10)

Country Link
US (1) US8590832B2 (ru)
EP (1) EP2254795B1 (ru)
JP (1) JP2011514465A (ru)
CN (1) CN101939222B (ru)
AT (1) ATE530441T1 (ru)
BR (1) BRPI0907478A2 (ru)
CA (1) CA2713579A1 (ru)
DE (1) DE102008007469A1 (ru)
RU (1) RU2490178C2 (ru)
WO (1) WO2009098044A1 (ru)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2929153B1 (fr) * 2008-03-31 2010-04-23 Snecma Procede de fabrication d'un disque aubage monobloc, par decoupe au jet d'eau abrasif
FR2961789B1 (fr) * 2010-06-24 2012-07-20 Eurocopter France Procede pour eviter le colmatage d'une grille, grille et entree d'air mettant en oeuvre un tel procede
CN102777261B (zh) * 2011-05-13 2016-02-10 中国商用飞机有限责任公司 进气风门用基板以及包括该基板的进气风门
GB2495917B (en) * 2011-10-24 2014-10-22 Ge Aviat Systems Ltd Multiple source electrical power distribution in aircraft
US9957060B2 (en) * 2012-03-21 2018-05-01 Hamilton Sundstrand Corporation Deployable inlet scoop for an inboard ram air turbine
US10266273B2 (en) 2013-07-26 2019-04-23 Mra Systems, Llc Aircraft engine pylon
WO2015054334A1 (en) * 2013-10-08 2015-04-16 United Technologies Corporation Acoustic controlled ice deflecting auxiliary power unit inlet system
CN106286040A (zh) * 2015-06-01 2017-01-04 观致汽车有限公司 发动机进气组件、发动机系统及防止发动机进气管内积聚大冰块的方法
CN106321300A (zh) * 2015-06-16 2017-01-11 观致汽车有限公司 一种发动机进气管及发动机系统
FR3050404B1 (fr) * 2016-04-22 2019-08-02 Compagnie Plastic Omnium Dispositif d'ouverture et de fermeture de volets
US10273012B2 (en) * 2016-09-08 2019-04-30 Ge Aviation Systems Llc Deicing module for an aircraft and method for deicing
CN106640378B (zh) * 2016-11-24 2018-06-29 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种进气道主承载结构及进气道主承载结构变形控制方法
US11181545B2 (en) 2017-08-17 2021-11-23 Rosemount Aerospace Inc. Angle of attack sensor with thermal enhancement
CN107956609B (zh) * 2017-12-18 2023-07-11 东风商用车有限公司 一种可调挡雨片倾角的引气管控制系统及其控制方法
EP3508425B1 (en) 2018-01-05 2021-11-24 Rosemount Aerospace Inc. Features to prevent ice accumulation on heated faceplate
US10877062B2 (en) 2018-05-09 2020-12-29 Rosemount Aerospace Inc. Aft-located heated ramp for ice and water management of angle of attack sensors
US10928416B2 (en) 2018-05-09 2021-02-23 Rosemount Aerospace Inc. Dual heated ramp for ice and water management in angle of attack sensors
US11162970B2 (en) 2019-06-17 2021-11-02 Rosemount Aerospace Inc. Angle of attack sensor
CN110576978A (zh) * 2019-09-23 2019-12-17 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种进气道辅助进气装置及具有其的飞机
US11649057B2 (en) 2019-12-13 2023-05-16 Rosemount Aerospace Inc. Static plate heating arrangement
CN114771871B (zh) * 2022-06-14 2022-10-04 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种进气道结冰传感器调试方法、传感器及控制系统
GB202211928D0 (en) * 2022-08-16 2022-09-28 Rolls Royce Plc Inlet assembly

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2623610A (en) * 1949-10-25 1952-12-30 Gen Electric Air inlet screen for gas turbines
US2652131A (en) * 1950-07-22 1953-09-15 George W Smith Retractable screen for the air intake of jet engine and shields or shutters or the same
US2704136A (en) * 1951-06-05 1955-03-15 Armstrong Siddeley Motors Ltd Retractable debris guard
US2752111A (en) * 1952-03-26 1956-06-26 Boeing Co Air intake system for aircraft power plants
US3329377A (en) * 1965-10-11 1967-07-04 United Aircraft Canada Protection for aircraft engines against snow, ice and airborne particles
FR1589899A (ru) * 1968-10-24 1970-04-06
US3664612A (en) 1969-12-22 1972-05-23 Boeing Co Aircraft engine variable highlight inlet
GB1244292A (en) * 1970-01-14 1971-08-25 Rolls Royce Gas turbine engine
US3770228A (en) * 1971-12-08 1973-11-06 Lockheed Aircraft Corp Air inlet flap
US4165849A (en) * 1977-12-14 1979-08-28 Anthony Fox Combination air brake and engine shield for aircraft
US4203566A (en) * 1978-08-21 1980-05-20 United Aircraft Products, Inc. Air inlet control for aircraft or the like
US4463903A (en) * 1982-05-10 1984-08-07 Nightingale Douglas J Turbomachine ejector nozzle
DE3407137A1 (de) * 1984-02-28 1985-08-29 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Einrichtung zur verbesserung der stroemungsverhaeltnisse am lufteinlauf fuer in flugzeugen eingebaute gasturbinentriebwerke
US4782658A (en) 1987-05-07 1988-11-08 Rolls-Royce Plc Deicing of a geared gas turbine engine
US6050527A (en) 1997-12-19 2000-04-18 The Boeing Company Flow control device to eliminate cavity resonance
FR2817906B1 (fr) 2000-12-12 2003-03-28 Snecma Moteurs Volet redresseur de turbomachine et son procede de realisation
RU2200240C1 (ru) * 2001-07-13 2003-03-10 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Сверхзвуковой воздухозаборник (варианты)
KR100433879B1 (ko) 2002-09-09 2004-06-04 삼성전자주식회사 광통신 소자의 온도제어장치
FR2857699B1 (fr) 2003-07-17 2007-06-29 Snecma Moteurs Dispositif de degivrage pour aube de roue directrice d'entree de turbomachine, aube dotee d'un tel dispositif de degivrage, et moteur d'aeronef equipe de telles aubes
US7344107B2 (en) * 2004-10-26 2008-03-18 The Boeing Company Dual flow APU inlet and associated systems and methods
GB2440133A (en) 2006-07-18 2008-01-23 Gkn Aerospace Transparency Sys A de-icing heated leading edge component of an aircraft
GB2442967B (en) 2006-10-21 2011-02-16 Rolls Royce Plc An engine arrangement
GB0708459D0 (en) 2007-05-02 2007-06-06 Rolls Royce Plc A temperature controlling arrangement

Also Published As

Publication number Publication date
EP2254795B1 (de) 2011-10-26
ATE530441T1 (de) 2011-11-15
EP2254795A1 (de) 2010-12-01
WO2009098044A1 (de) 2009-08-13
DE102008007469A1 (de) 2009-08-06
US8590832B2 (en) 2013-11-26
JP2011514465A (ja) 2011-05-06
CA2713579A1 (en) 2009-08-13
BRPI0907478A2 (pt) 2019-02-26
CN101939222A (zh) 2011-01-05
CN101939222B (zh) 2013-08-28
RU2490178C2 (ru) 2013-08-20
US20100307442A1 (en) 2010-12-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010135968A (ru) Впускная заслонка двигателя для установки на корпусе воздухозаборника двигателя самолета, а также двигатель с такой впускной заслонкой и самолетная система
RU2723371C2 (ru) Выпускные клапаны восстановления тяги для использования с летательным аппаратом
RU2011135407A (ru) Закрылок для обеспечения большой подъемной силы, структура закрылка для обеспечения большой подъемной силы с устройством для оказания влияния на поток на нем, а также самолет с таким устройством
CN112146839B (zh) 一种上表面吹气动力模拟地面试验装置
RU2010135966A (ru) Комбинация крыло-двигатель, самолет, а также секция крыла самолета с канальной структурой отводимого от двигателя воздуха
CN110044628A (zh) 一种用于压气机稳定性试验的动态畸变发生器及其方法
JP2011506189A5 (ru)
RU2010147877A (ru) Устройство и способ для охлаждения отработанного воздуха систем кондиционирования воздуха летательных аппаратов
RU2010129552A (ru) Система обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и переустанавливаемым предкрылком
DE112014004513T5 (de) Steuerung des Kompressorstopfens in einem Turbolader
RU2013135103A (ru) Охладитель наддувочного воздуха, система и способ контроля конденсации внутри охлаждающих трубок
CN104729825A (zh) 一种辅助控制高速风洞亚跨声速流场的喷流系统
JP2016121687A (ja) 吸入粒状物質セパレータを備えたシステム及び方法
RU2371352C1 (ru) Самолет с изменяемым направлением вектора тяги
CN204664452U (zh) 水比例阀及具有其的燃气热水器
CN102841508B (zh) 分流式气浴风道
US3561345A (en) Damper arrangement
CN106053082B (zh) 一种压气机试验件及其逼喘方法
CN111779564A (zh) 可实现侧面旁通封闭的调温器
CN209372355U (zh) 一种带旁路旋转门直流吹式阵风风洞
CN105201653A (zh) 辅助动力装置进气系统的进气风门的作动机构
US20170036755A1 (en) Gust Alleviator
CN207599130U (zh) 气体流量调节装置、风道组件和空调器
CN208417557U (zh) 流量线性调节阀
CN112392628A (zh) 航空发动机核心机、控制方法和航空发动机

Legal Events

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

Effective date: 20180205