RU2013137711A - Гондола для двухконтурного трубореактивного двигателя летательного аппарата - Google Patents
Гондола для двухконтурного трубореактивного двигателя летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2013137711A RU2013137711A RU2013137711/06A RU2013137711A RU2013137711A RU 2013137711 A RU2013137711 A RU 2013137711A RU 2013137711/06 A RU2013137711/06 A RU 2013137711/06A RU 2013137711 A RU2013137711 A RU 2013137711A RU 2013137711 A RU2013137711 A RU 2013137711A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stream
- additional
- gas
- injected
- nacelle
- Prior art date
Links
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims abstract 8
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims abstract 8
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract 4
- 210000002421 cell wall Anatomy 0.000 claims 1
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
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
- B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
-
- 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
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
-
- 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
- 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
- F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
- F02K1/30—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for varying effective area of jet pipe or nozzle
-
- 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
- B64D2033/0226—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising boundary layer control 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
-
- 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
- B64D2033/0273—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 jet engines
-
- 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
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T137/00—Fluid handling
- Y10T137/0536—Highspeed fluid intake means [e.g., jet engine intake]
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
1. Гондола (1) для двухконтурного турбореактивного двигателя (6) летательного аппарата, имеющая продольную ось (Δ) и переднюю по потоку секцию, содержащую воздухозаборную конструкцию, снабженную кромкой (13) воздухозаборника, внутренняя стенка которой ограничивает собой пространство (10) для циркуляции основного воздушного потока (12), причем указанная гондола (1) содержит по меньшей мере одно устройство (100) для варьирования поперечного сечения указанного пространства (10), расположенное в стенке кромки воздухозаборника и содержащее:- средство (102) инжекции дополнительного потока (104) газа, конфигурированное для изменения ориентации и/или скорости указанного дополнительного потока (104) благодаря использованию эффекта вынужденной эжекции;- средство (106) всасывания по меньшей мере части этого инжектируемого дополнительного потока (112); и- внутреннюю зону (108) для возврата дополнительного потока (109) в одной или нескольких стенках (110), причем указанная зона (108) конфигурирована таким образом, чтобы сформировать полость, обеспечивающую возможность циркуляции части инжектируемого дополнительного потока (104) и всасываемого дополнительного потока (112) и контакт части инжектируемого газового дополнительного потока (104) и основного воздушного потока (112), содержащую для этого по меньшей мере одно заднее по потоку отверстие (130), конфигурированное для всасывания по меньшей мере части газа, контактирующей с воздухом основного потока (12), и передний по потоку выход (132), конфигурированный для обеспечения возможности циркуляции газа (104), инжектируемого средством (102) инжекции, и газа (109), циркулирующего в полости,отличающаяся тем, что вну�
Claims (9)
1. Гондола (1) для двухконтурного турбореактивного двигателя (6) летательного аппарата, имеющая продольную ось (Δ) и переднюю по потоку секцию, содержащую воздухозаборную конструкцию, снабженную кромкой (13) воздухозаборника, внутренняя стенка которой ограничивает собой пространство (10) для циркуляции основного воздушного потока (12), причем указанная гондола (1) содержит по меньшей мере одно устройство (100) для варьирования поперечного сечения указанного пространства (10), расположенное в стенке кромки воздухозаборника и содержащее:
- средство (102) инжекции дополнительного потока (104) газа, конфигурированное для изменения ориентации и/или скорости указанного дополнительного потока (104) благодаря использованию эффекта вынужденной эжекции;
- средство (106) всасывания по меньшей мере части этого инжектируемого дополнительного потока (112); и
- внутреннюю зону (108) для возврата дополнительного потока (109) в одной или нескольких стенках (110), причем указанная зона (108) конфигурирована таким образом, чтобы сформировать полость, обеспечивающую возможность циркуляции части инжектируемого дополнительного потока (104) и всасываемого дополнительного потока (112) и контакт части инжектируемого газового дополнительного потока (104) и основного воздушного потока (112), содержащую для этого по меньшей мере одно заднее по потоку отверстие (130), конфигурированное для всасывания по меньшей мере части газа, контактирующей с воздухом основного потока (12), и передний по потоку выход (132), конфигурированный для обеспечения возможности циркуляции газа (104), инжектируемого средством (102) инжекции, и газа (109), циркулирующего в полости,
отличающаяся тем, что внутренняя возвратная зона возврата имеет наружную переднюю часть, образующую зону сужения внутренней возвратной зоны.
2. Гондола (1) по п.1, в которой газ дополнительного потока (104, 112, 109) представляет собой воздух.
3. Гондола (1) по любому из пп.1-2, в которой средство (102) инжекции содержит эжекторный насадок.
4. Гондола (1) по п.3, в которой эжекторный насадок выполнен с возможностью ориентирования.
5. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4, в которой средство (102) инжекции снабжено системой (122) выпуска газа, содержащей по меньшей мере один клапан (124), конфигурированный для изменения расхода дополнительного потока (104, 109, 112).
6. Гондола (1) по п.5, в которой клапан(ы) (124) управляется(ются) датчиками.
7. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4, 6, в которой средство (106) всасывания выбрано из группы, содержащей цельную перфорированную стенку, стенку с сотовыми ячейками, решетки, в частности лопастные решетки, сетки, одну или несколько продольных или непродольных щелей.
8. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4, 6, в которой средство (102) инжекции и/или средство (106) всасывания управляются устройством для изменения кинетической энергии, расхода и ориентации дополнительного потока (104).
9. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4, 6, в которой стенка (140), расположенная по существу напротив дополнительного газового потока (104), инжектируемого средством (102) инжекции, имеет скругленную или изогнутую под углом поверхность.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR11/50412 | 2011-01-19 | ||
FR1150412A FR2970465B1 (fr) | 2011-01-19 | 2011-01-19 | Nacelle pour un turboreacteur d'aeronef double flux. |
PCT/FR2012/050051 WO2012098321A2 (fr) | 2011-01-19 | 2012-01-09 | Nacelle pour un turboréacteur d'aéronef double flux |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2013137711A true RU2013137711A (ru) | 2015-02-27 |
Family
ID=44364739
Family Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013137711/06A RU2013137711A (ru) | 2011-01-19 | 2012-01-09 | Гондола для двухконтурного трубореактивного двигателя летательного аппарата |
RU2013137710/06A RU2013137710A (ru) | 2011-01-19 | 2012-01-09 | Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата |
Family Applications After (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013137710/06A RU2013137710A (ru) | 2011-01-19 | 2012-01-09 | Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US20150030445A1 (ru) |
EP (2) | EP2665908A2 (ru) |
CN (2) | CN103328800A (ru) |
BR (2) | BR112013015345A2 (ru) |
CA (2) | CA2824369A1 (ru) |
FR (2) | FR2970465B1 (ru) |
RU (2) | RU2013137711A (ru) |
WO (2) | WO2012098321A2 (ru) |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9291101B2 (en) * | 2013-02-28 | 2016-03-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine inlet wall design |
US20160122005A1 (en) * | 2013-03-11 | 2016-05-05 | United Technologies Corporation | Embedded engines in hybrid blended wing body |
FR3030452A1 (fr) * | 2014-12-17 | 2016-06-24 | Aircelle Sa | Nacelle pour un turboreacteur d'aeronef double flux |
DE102015203218A1 (de) * | 2015-02-23 | 2016-08-25 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinentriebwerk mit Ölkühler in der Triebwerksverkleidung |
US10308368B2 (en) | 2015-10-30 | 2019-06-04 | General Electric Company | Turbofan engine and method of reducing air flow separation therein |
FR3045731B1 (fr) * | 2015-12-17 | 2018-02-02 | Safran Nacelles | Tuyere variable semi fluidique |
EP3452726B1 (en) | 2016-05-03 | 2021-02-24 | Carrier Corporation | Vane axial fan with intermediate flow control rings |
US10837362B2 (en) | 2016-10-12 | 2020-11-17 | General Electric Company | Inlet cowl for a turbine engine |
FR3095193B1 (fr) * | 2019-04-17 | 2022-06-24 | Safran Aircraft Engines | Procédé d’utilisation d’une entrée d’air de nacelle de turboréacteur comprenant une lèvre d’entrée d’air comprenant une portion mobile pour favoriser une phase d’inversion de poussée |
US20200386107A1 (en) * | 2019-06-10 | 2020-12-10 | The Boeing Company | Mitigation of adverse flow conditions in a nacelle inlet |
US11300049B2 (en) * | 2020-03-09 | 2022-04-12 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Inlet guide vane draw heat exchanger system |
US11828237B2 (en) | 2020-04-28 | 2023-11-28 | General Electric Company | Methods and apparatus to control air flow separation of an engine |
US11333079B2 (en) * | 2020-04-28 | 2022-05-17 | General Electric Company | Methods and apparatus to detect air flow separation of an engine |
US11542866B2 (en) * | 2020-05-13 | 2023-01-03 | The Boeing Company | Adaptable flow control for engine nacelles |
CN117818871B (zh) * | 2024-03-04 | 2024-05-17 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 被动式混合层流短舱应用方法 |
Family Cites Families (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2709337A (en) * | 1952-03-28 | 1955-05-31 | United Aircraft Corp | Boundary layer control for the diffuser of a gas turbine |
GB997863A (en) * | 1962-07-24 | 1965-07-07 | B S A Harford Pumps Ltd | Improvements relating to centrifugal pumps |
US3402894A (en) * | 1966-06-01 | 1968-09-24 | United Aircraft Corp | Base-thrust nozzles |
US3698642A (en) * | 1966-11-04 | 1972-10-17 | Thiokol Chemical Corp | Thrust vector control system |
FR1505592A (fr) * | 1966-11-04 | 1967-12-15 | Snecma | Procédé pour atténuer les bruits émis par les compresseurs et soufflantes et dispositif pour la mise en oeuvre de ce procédé |
US3572960A (en) * | 1969-01-02 | 1971-03-30 | Gen Electric | Reduction of sound in gas turbine engines |
GB1298069A (en) * | 1969-05-03 | 1972-11-29 | Secr Defence | Air intake for a gas turbine engine |
US3591087A (en) * | 1969-05-08 | 1971-07-06 | Rohr Corp | Apparatus for augmenting the thrust of an aircraft jet engine |
US3684054A (en) * | 1971-02-25 | 1972-08-15 | Richard D Lemmerman | Jet engine exhaust augmentation unit |
US5431533A (en) * | 1993-10-15 | 1995-07-11 | United Technologies Corporation | Active vaned passage casing treatment |
US6179251B1 (en) * | 1998-02-06 | 2001-01-30 | Northrop Grumman Corporation | Thin inlet lip design for low drag and reduced nacelle size |
WO2002036951A1 (en) * | 2000-11-03 | 2002-05-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan noise reduction by control of nacelle inlet throat |
US6655632B1 (en) * | 2002-08-27 | 2003-12-02 | General Electric Company | System and method for actively changing an effective flow-through area of an inlet region of an aircraft engine |
US7047725B2 (en) * | 2003-05-28 | 2006-05-23 | Rohr, Inc. | Assembly and method for aircraft engine noise reduction |
US7631483B2 (en) * | 2003-09-22 | 2009-12-15 | General Electric Company | Method and system for reduction of jet engine noise |
GB2413158B (en) * | 2004-04-13 | 2006-08-16 | Rolls Royce Plc | Flow control arrangement |
DE102004030597A1 (de) * | 2004-06-24 | 2006-01-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsarbeitsmaschine mit Aussenradstrahlerzeugung am Stator |
EP2426342B1 (en) * | 2006-10-12 | 2018-02-28 | United Technologies Corporation | Turbofan engine with variable bypass nozzle exit area and method of operation |
US7870721B2 (en) * | 2006-11-10 | 2011-01-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine providing simulated boundary layer thickness increase |
WO2009014780A2 (en) * | 2007-04-26 | 2009-01-29 | Lord Corporation | Noise controlled turbine engine with aircraft engine adaptive noise control tubes |
US8082726B2 (en) * | 2007-06-26 | 2011-12-27 | United Technologies Corporation | Tangential anti-swirl air supply |
FR2925877B1 (fr) * | 2007-12-26 | 2009-12-04 | Aircelle Sa | Installation de systeme de guidage sur une nacelle d'aeronef. |
US8234869B2 (en) * | 2010-08-09 | 2012-08-07 | Yen Tuan | Aviation engine inlet with tangential blowing for buzz saw noise control |
-
2011
- 2011-01-19 FR FR1150412A patent/FR2970465B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2012
- 2012-01-09 RU RU2013137711/06A patent/RU2013137711A/ru not_active Application Discontinuation
- 2012-01-09 BR BR112013015345A patent/BR112013015345A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2012-01-09 CA CA 2824369 patent/CA2824369A1/fr not_active Abandoned
- 2012-01-09 WO PCT/FR2012/050051 patent/WO2012098321A2/fr active Application Filing
- 2012-01-09 CA CA 2824367 patent/CA2824367A1/fr not_active Abandoned
- 2012-01-09 CN CN2012800058463A patent/CN103328800A/zh active Pending
- 2012-01-09 EP EP12702595.5A patent/EP2665908A2/fr not_active Withdrawn
- 2012-01-09 CN CN2012800055516A patent/CN103314206A/zh active Pending
- 2012-01-09 BR BR112013016652A patent/BR112013016652A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2012-01-09 WO PCT/FR2012/050052 patent/WO2012098322A2/fr active Application Filing
- 2012-01-09 EP EP12702596.3A patent/EP2665909B1/fr not_active Not-in-force
- 2012-01-09 RU RU2013137710/06A patent/RU2013137710A/ru not_active Application Discontinuation
- 2012-01-19 FR FR1250524A patent/FR2970466B1/fr active Active
-
2013
- 2013-07-18 US US13/945,023 patent/US20150030445A1/en not_active Abandoned
- 2013-07-19 US US13/946,316 patent/US20150030446A1/en not_active Abandoned
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN103328800A (zh) | 2013-09-25 |
RU2013137710A (ru) | 2015-02-27 |
CA2824367A1 (fr) | 2012-07-26 |
FR2970466B1 (fr) | 2013-01-04 |
CN103314206A (zh) | 2013-09-18 |
EP2665909A2 (fr) | 2013-11-27 |
WO2012098322A3 (fr) | 2012-09-13 |
BR112013015345A2 (pt) | 2016-09-20 |
WO2012098322A2 (fr) | 2012-07-26 |
FR2970466A1 (fr) | 2012-07-20 |
FR2970465A1 (fr) | 2012-07-20 |
EP2665909B1 (fr) | 2017-09-13 |
CA2824369A1 (fr) | 2012-07-26 |
WO2012098321A3 (fr) | 2012-09-13 |
EP2665908A2 (fr) | 2013-11-27 |
FR2970465B1 (fr) | 2013-10-11 |
US20150030445A1 (en) | 2015-01-29 |
US20150030446A1 (en) | 2015-01-29 |
BR112013016652A2 (pt) | 2016-10-04 |
WO2012098321A2 (fr) | 2012-07-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2013137711A (ru) | Гондола для двухконтурного трубореактивного двигателя летательного аппарата | |
RU2015145152A (ru) | Охлаждающее устройство для турбореактивного двигателя гондолы летательного аппарата | |
US20140230444A1 (en) | System and Method for Reducing Back Pressure in a Gas Turbine System | |
RU2015131056A (ru) | Повышение энергетической эффективности турбин | |
RU2007115878A (ru) | Выпускной коллектор для рабочих газов, образующий колено, в летательном аппарате, способ осуществления работы выпускного коллектора и газотурбинный двигатель, содержащий указанный коллектор | |
JP2014092157A5 (ru) | ||
JP5843717B2 (ja) | ガスタービンの多段式の軸流圧縮機に水を噴射する方法 | |
CN204663701U (zh) | 一种涡扇发动机的排气混合器 | |
CN203742722U (zh) | 用于汽车上的尾气过滤净化装置 | |
RU2007115879A (ru) | Выпускной коллектор для рабочих газов, образующий горизонтальное колено в летательном аппарате, способ осуществления работы выпускного коллектора и газотурбинный двигатель, содержащий указанный коллектор | |
EP2400221A3 (en) | Ejector purge of cavity adjacent exhaust flowpath | |
JP2013520615A5 (ru) | ||
RU2012103704A (ru) | Компрессорная установка (варианты) и способ придания параметров потоку газа | |
WO2009140682A3 (en) | Marine propulsion system | |
RU2012152003A (ru) | Способ создания системы сил летательного аппарата вертикального взлета и посадки и летательный аппарат для его осуществления | |
CN105569882B (zh) | 内燃机 | |
JP2012163097A5 (ru) | ||
CN104722170A (zh) | 声、雾结合促进pm2.5长大的方法及专用装置 | |
RU2013140422A (ru) | Устройство впрыска для камеры сгорания турбомашины | |
RU2013104197A (ru) | Система сгорания | |
RU2006112407A (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с распределенным по длине тепломассоподводом | |
CN105986930A (zh) | 一种涡扇发动机的排气混合器 | |
RU107289U1 (ru) | Устройство для очистки отработавших газов двигателей внутреннего сгорания | |
RU2585989C1 (ru) | Глушитель шума автотранспортного средства | |
CN204637907U (zh) | 一种声、雾结合促进pm2.5长大装置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20160401 |