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
longitudinal
flap
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
Priority to US2585708P priority Critical
Priority to DE102008007469.1 priority
Priority to DE102008007469A priority patent/DE102008007469A1/de
Priority to US61/025,857 priority
Application filed by Эрбус Оперейшнс Гмбх (De), Эрбус Оперейшнс Гмбх filed Critical Эрбус Оперейшнс Гмбх (De)
Priority to PCT/EP2009/000753 priority patent/WO2009098044A1/de
Publication of RU2010135968A publication Critical patent/RU2010135968A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2490178C2 publication Critical patent/RU2490178C2/ru

Links

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLYING SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/16De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by mechanical means
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLYING SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00Features, 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
    • F02C7/04Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047Heating to prevent icing
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00Features, 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
    • F02C7/04Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/05Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
    • F02C7/055Air 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
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLYING SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0213Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for auxiliary power units (APU's)
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLYING SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0233Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US2585708P true 2008-02-04 2008-02-04
DE102008007469.1 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
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) AT530441T (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 (14)

* 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
CN105392700B (zh) 2013-07-26 2018-12-18 Mra系统有限责任公司 飞行器发动机吊架
US10252811B2 (en) * 2013-10-08 2019-04-09 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 DEVICE FOR OPENING AND CLOSING SHUTTERS
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
EP3508425A1 (en) * 2018-01-05 2019-07-10 Rosemount Aerospace Inc. Features to prevent ice accumulation on heated faceplate
US10928416B2 (en) 2018-05-09 2021-02-23 Rosemount Aerospace Inc. Dual heated ramp for ice and water management in angle of attack sensors
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

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
DE3407137C2 (ru) * 1984-02-28 1988-02-18 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De
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
DE102008007469A1 (de) 2009-08-06
EP2254795B1 (de) 2011-10-26
BRPI0907478A2 (pt) 2019-02-26
WO2009098044A1 (de) 2009-08-13
US8590832B2 (en) 2013-11-26
EP2254795A1 (de) 2010-12-01
AT530441T (de) 2011-11-15
RU2490178C2 (ru) 2013-08-20
CA2713579A1 (en) 2009-08-13
JP2011514465A (ja) 2011-05-06
CN101939222B (zh) 2013-08-28
CN101939222A (zh) 2011-01-05
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
CA2754339A1 (en) Wing of an aircraft and assembly of a wing comprising a device for influencing a flow
CN104973254A (zh) 包括可变流量的空气流量阀的飞行器推进组件
JP2011506189A5 (ru)
JP2010512274A5 (ru)
RU2010147877A (ru) Устройство и способ для охлаждения отработанного воздуха систем кондиционирования воздуха летательных аппаратов
RU2013135103A (ru) Охладитель наддувочного воздуха, система и способ контроля конденсации внутри охлаждающих трубок
RU2371352C1 (ru) Самолет с изменяемым направлением вектора тяги
JP5610558B2 (ja) 航空機のキャビンの内圧を制御するためのバルブ
US3561345A (en) Damper arrangement
EP3165798A1 (en) Off-set and sine-wave shaped butterfly plate to reduce aero-torque and reduce actuator size
US20170036755A1 (en) Gust Alleviator
CN204664452U (zh) 水比例阀及具有其的燃气热水器
CN105546160A (zh) 核电厂空气处理机组及其连锁迎风旁通阀
CN103398461B (zh) 空调排风窗
RU2010145011A (ru) Обтекаемое тело и система обеспечения большой подъемной силы с таким обтекаемым телом
RU156534U1 (ru) Выхлопное сопло воздушно-реактивного двигателя
CN205504994U (zh) 一种燃烧器机械式风与燃料联动连续调节装置
CN105201653A (zh) 辅助动力装置进气系统的进气风门的作动机构
RU2487303C1 (ru) Устройство для регулирования расхода воздуха
CN213017830U (zh) 一种电磁气动切换球阀
CN207599130U (zh) 气体流量调节装置、风道组件和空调器
CN209340525U (zh) 一种可控管道气流方向与定位装置

Legal Events

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

Effective date: 20180205