RU2469923C2 - Гондола с регулируемой выпускной секцией - Google Patents
Гондола с регулируемой выпускной секцией Download PDFInfo
- Publication number
- RU2469923C2 RU2469923C2 RU2010109801/11A RU2010109801A RU2469923C2 RU 2469923 C2 RU2469923 C2 RU 2469923C2 RU 2010109801/11 A RU2010109801/11 A RU 2010109801/11A RU 2010109801 A RU2010109801 A RU 2010109801A RU 2469923 C2 RU2469923 C2 RU 2469923C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nacelle
- dividers
- gondola
- section
- elements
- Prior art date
Links
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims abstract description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 9
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 claims description 7
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 2
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
-
- 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
-
- 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
- F02K1/08—Varying effective area of jet pipe or nozzle by axially moving or transversely deforming an internal member, e.g. the exhaust cone
-
- 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
- F02K1/08—Varying effective area of jet pipe or nozzle by axially moving or transversely deforming an internal member, e.g. the exhaust cone
- F02K1/085—Varying effective area of jet pipe or nozzle by axially moving or transversely deforming an internal member, e.g. the exhaust cone by transversely deforming an internal member
-
- 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)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Гондола (1) турбореактивного двигателя содержит заднюю секцию (5) с внутренней неподвижной конструкцией (9), расположенной вокруг хвостовой части двигательного отсека и образующей совместно с реактивным соплом (6) откалиброванную выпускную секцию (10) для вентиляции двигательного отсека с помощью расположенных в выпускной секции разделительных средств. Указанные разделительные средства подразделены на жесткие разделители (11, 12), предназначенные для обеспечения постоянного интервала, и компенсирующие элементы (13), которые компенсируют взаимные перемещения турбореактивного двигателя и гондолы. Компенсирующие элементы состоят из совокупности элементов, первый конец которых прикреплен к жестким разделителям, а второй конец свободен. Снижается нагрузка на гондолу, возникающая в результате относительного перемещения и деформирования турбореактивного двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Данное изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя для летательного аппарата.
Летательный аппарат приводится в движение посредством одного или нескольких турбореактивных двигателей, каждый из которых размещен в гондоле, в которой также находится ряд сопряженных исполнительных устройств, обеспечивающих работу двигателя и выполняющих различные функции во время работы двигателя или при его выключении. К таким сопряженным исполнительным устройствам относится, в частности, механическая система привода реверсора тяги.
Гондола, как правило, имеет трубчатую конструкцию, включает в себя воздухозаборник перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию, расположенную вокруг вентилятора турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, в которой размещены средства реверсора тяги и которая окружает камеру сгорания турбореактивного двигателя, и, кроме того, в конце гондолы обычно находится реактивное сопло, выпускное отверстие которого расположено позади турбореактивного двигателя.
Современные гондолы часто используют для размещения в них турбовентиляторного двигателя, способного генерировать посредством лопастей вращающегося вентилятора горячий воздушный поток (первичный поток), выходящий из камеры сгорания турбореактивного двигателя.
Гондола обычно содержит наружную неподвижную конструкцию (ННК), которая вместе с внутренней концентрической конструкцией задней секции, называемой внутренней неподвижной конструкцией (ВНК), расположенной вокруг участка турбореактивного двигателя, примыкающего к задней части вентилятора, образует кольцевой канал потока, также известный как канал вторичного потока, предназначенный для направления движения вторичного потока холодного воздуха вокруг внешней поверхности турбореактивного двигателя.
Неподвижная внутренняя конструкция и реактивное сопло образуют выпускную секцию для вентиляции двигательного отсека, основная функция которой заключается в обновлении воздуха, проходящего между ВНК и двигателем, но которую можно использовать для восстановления тяги, потерянной в результате отбора воздуха из канала вторичного потока, путем регулирования геометрии поперечного сечения воздушного потока. Для этого в выпускной секции расположены разделительные средства в виде жестких разделителей, закрепленных на месте за счет ленточного соединения.
Гондола, содержащая выпускную секцию, в которой предусмотрены указанные разделительные средства, известна, например, из документов ЕР 0867366 А и US 5906097 А. Однако, поскольку в полете турбореактивный двигатель часто меняет свое положение относительно гондолы, двигательный отсек создает весьма существенные нагрузки на подобную гондолу.
Задача настоящего изобретения заключается в устранении данной проблемы. Для этого предложена гондола турбореактивного двигателя, содержащая заднюю секцию с внутренней неподвижной конструкцией, расположенной вокруг хвостовой части двигательного отсека и образующей совместно с реактивным соплом откалиброванную выпускную секцию для вентиляции двигательного отсека с помощью разделительных средств, расположенных в выпускной секции, причем гондола отличается тем, что разделительные средства подразделены на жесткие разделители, предназначенные для обеспечения постоянного интервала, и компенсирующие элементы, которые компенсируют взаимные перемещения турбореактивного двигателя и гондолы.
Таким образом, подобное разграничение разделительных средств позволяет значительно ограничить нагрузки, которые испытывает гондола в связи с деформированием турбореактивного двигателя.
Предпочтительно компенсирующие элементы прикреплены к жестким разделителям.
Компенсирующие элементы также предпочтительно образуют клапан. Такое решение обеспечивает значительное преимущество, поскольку вследствие этого компенсирующие элементы способны приспосабливаться к увеличению давления, возникающему в двигательном отсеке. Таким образом, компенсирующие элементы установлены с возможностью отвода назад под действием указанного увеличения давления с тем, чтобы открыть дополнительный канал для увеличения выпускного воздушного потока.
В первом варианте осуществления изобретения жесткие разделители установлены во внутренней неподвижной конструкции.
Во втором варианте осуществления изобретения жесткие разделители установлены в реактивном сопле.
Жесткие разделители предпочтительно состоят из совокупности U-образных элементов, образующих разделители, распределенные по периферии выпускной секции.
В соответствии с признаком изобретения компенсирующие элементы состоят из совокупности элементов, первый конец которых присоединен к жестким разделителям, а второй конец свободен.
Компенсирующие элементы предпочтительно выполнены в форме кольца, содержащего ряд продольных пазов, образующих продольные пальцы.
В соответствии с первым вариантом осуществления изобретения свободный второй конец каждого элемента прижат к реактивному соплу.
В соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения свободный второй конец каждого элемента прижат к внутренней неподвижной конструкции.
Данное изобретение также относится к летательному аппарату, который отличается тем, что содержит, по меньшей мере, одну предлагаемую в данном изобретении гондолу.
Пример осуществления изобретения раскрыт на основании подробного описания, приведенного ниже со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых изображено следующее:
фиг.1 схематически изображает продольное сечение гондолы в соответствии с изобретением в закрытом состоянии;
фиг.2 представляет собой увеличенный схематический вид в аксонометрии на заднюю секцию гондолы, показанной на фиг.1;
фиг.3 представляет собой увеличенный схематический вид на выпускную секцию со стороны задней секции гондолы, показанной на фиг.2;
фиг.4 представляет собой частичный схематический вид спереди выпускной секции, показанной на фиг.3;
фиг.5 схематически изображает продольное сечение выпускной секции гондолы, показанной на фиг.1; и
фиг.6 представляет собой схематический вид по аналогии с фиг.5, при увеличении давления в камере сгорания турбореактивного двигателя.
Предлагаемая гондола 1 летательного аппарата, как показано на фиг.1 и 2, имеет, по сути, известную из уровня техники переднюю секцию 2 с воздухозаборником, среднюю секцию 3, расположенную вокруг вентилятора, и заднюю секцию 5, окружающую двигательный отсек (не показанный), заканчивающийся реактивным соплом 6, выходное отверстие которого расположено в задней части турбореактивного двигателя.
Гондола 1 содержит наружную неподвижную конструкцию 7, или ННК, которая совместно с концентрической внутренней неподвижной конструкцией 9, или ВНК, расположенной вокруг участка турбореактивного двигателя, примыкающего к задней части вентилятора 4, образует кольцевой канал 8 потока.
Внутренняя неподвижная конструкция 9 и реактивное сопло 6 образуют выпускную секцию 10 для вентиляции двигательного отсека, которую используют для восстановления некоторой тяги, потерянной в результате отбора воздуха из кольцевого канала 8, путем регулирования геометрии поперечного сечения воздушного потока.
С этой целью, и как показано более точно на фиг.3-6, в выпускной секции 10 расположены разделительные средства, изготовленные из металла, в частности из титана.
Эти разделительные средства подразделены на жесткие разделители 11, 12, предназначенные для обеспечения постоянного интервала, и компенсирующие элементы 13, которые компенсируют взаимные перемещения турбореактивного двигателя и гондолы 1.
В частности, жесткие разделители 11, 12 состоят из совокупности U-образных элементов, образующих разделители.
Жесткие разделители 11 расположены так, что свободные плечи U-образных элементов расположены параллельно оси 14 гондолы 1 и направлены вперед.
Жесткие разделители 12 расположены в плоскости, поперечной оси 14 гондолы 1.
Жесткие разделители 11, 12 равномерно распределены в одной плоскости по периферии выпускной секции 10 так, что один жесткий разделитель 12 вставлен между двумя жесткими разделителями 11, как показано более точно на фиг.3 и 4.
Каждый из жестких разделителей 11, 12 соединен заклепкой с внутренней неподвижной конструкцией 9, как показано схематически на фиг.5, крепление указано под номером 20 позиции.
Интервалы между различными жесткими разделителями 11, 12, соответственно, образуют каналы для осуществления калиброванной вентиляции в выпускной секции 10.
То же самое относится к промежутку, образованному в каждом жестком разделителе 12, который также образует канал для осуществления калиброванной вентиляции в выпускной секции 10.
В соответствии с фиг.4 компенсирующие элементы 13 выполнены в форме кольца 15, состоящего из совокупности продольных пазов 16, образующих продольные пальцы 17, параллельные оси 14.
Это кольцо 15 закреплено заклепками 18 к каждому из жестких разделителей 11, 12 передним концом каждого пальца 17, при этом свободный задний конец пальца прижат к наружной поверхности реактивного сопла 6.
Таким образом, разделители 11 выполняют в случае значительных перемещений двигателя относительно гондолы 1 функцию упоров помимо того, что они удерживают на месте передний конец каждого пальца 17. При этом разделители 12 удерживают на месте передние концы пальцев 17 без закрытия вентиляционной выпускной секции 10.
В частности, каждый палец 17 условно состоит из первого или переднего участка 17а, присоединенного ко второму, или заднему, участку 17b посредством изгиба 19.
Этот палец 17 выполнен таким образом, что после закрепления кольца 15 в жестких разделителях 11, 12 второй участок 17b необходимо отвести радиально в сторону для того, чтобы прижать его к реактивному соплу 6. Таким образом, каждый палец 17 постоянно работает на растяжение, так как второй участок 17b стремится восстановить свое исходное положение, условно показанное штрихпунктирной линией на фиг.5.
Таким образом, подразделение разделительных средств на жесткие разделители 11, 12, с одной стороны, и компенсирующие элементы 13, с другой стороны, существенно ограничивает нагрузки, которые испытывает гондола 1 в связи с деформированием турбореактивного двигателя.
Кроме того, указанные пальцы 17 образуют клапан. Такое решение обеспечивает значительное преимущество, поскольку вследствие этого компенсирующие элементы 13 способны приспосабливаться к увеличению давления, возникающему в двигательном отсеке, как показано на фиг.6. В частности, под воздействием этого увеличения давления второй участок 17b каждого пальца 17 способен перемещаться радиально от реактивного сопла 6 и, соответственно, открывать дополнительный канал, обозначенный стрелкой, с целью увеличения выпускного воздушного потока.
Несмотря на то что данное изобретение раскрыто на основании конкретных иллюстративных вариантов осуществления, вполне очевидным является то, что оно не ограничивается этими вариантами и что в его состав входят устройства, технически эквивалентные описанным устройствам, и их сочетания, в случае если они попадают в объем охраны изобретения.
Claims (10)
1. Гондола (1) турбореактивного двигателя, содержащая заднюю секцию (5) с внутренней неподвижной конструкцией (9), расположенной вокруг хвостовой части двигательного отсека и образующей совместно с реактивным соплом (6) откалиброванную выпускную секцию (10) для вентиляции двигательного отсека с помощью расположенных в выпускной секции разделительных средств, отличающаяся тем, что разделительные средства подразделены на жесткие разделители (11, 12), предназначенные для обеспечения постоянного интервала, и компенсирующие элементы (13), которые компенсируют взаимные перемещения турбореактивного двигателя и гондолы, причем компенсирующие элементы (13) состоят из совокупности элементов, первый конец которых прикреплен к жестким разделителям (11), а второй конец свободен.
2. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что компенсирующие элементы (13) прикреплены к жестким разделителям (11, 12).
3. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что компенсирующие элементы (13) образуют клапан.
4. Гондола (1) по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что жесткие разделители (11, 12) установлены во внутренней неподвижной конструкции (9).
5. Гондола (1) по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что жесткие разделители установлены в реактивном сопле.
6. Гондола (1) по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что жесткие разделители (11, 12) состоят из совокупности U-образных элементов, образующих разделители, распределенные по периферии выпускной секции (10).
7. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что компенсирующие элементы (13) выполнены в форме кольца (15), содержащего ряд продольных пазов (16), образующих продольные пальцы (17).
8. Гондола (1) по п.4, отличающаяся тем, что свободный второй конец каждого элемента прижат к реактивному соплу (6).
9. Гондола (1) по п.5, отличающаяся тем, что свободный второй конец каждого элемента прижат к внутренней неподвижной конструкции.
10. Летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, одну гондолу (1) по любому из пп.1-9.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0705920 | 2007-08-20 | ||
| FR0705920A FR2920146B1 (fr) | 2007-08-20 | 2007-08-20 | Nacelle a section de sortie adaptable |
| PCT/FR2008/000859 WO2009024660A1 (fr) | 2007-08-20 | 2008-06-19 | Nacelle a section de sortie adaptable |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010109801A RU2010109801A (ru) | 2011-09-27 |
| RU2469923C2 true RU2469923C2 (ru) | 2012-12-20 |
Family
ID=39204058
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010109801/11A RU2469923C2 (ru) | 2007-08-20 | 2008-06-19 | Гондола с регулируемой выпускной секцией |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8875518B2 (ru) |
| EP (1) | EP2181041A1 (ru) |
| CN (1) | CN101784449B (ru) |
| BR (1) | BRPI0813603A2 (ru) |
| CA (1) | CA2696792C (ru) |
| FR (1) | FR2920146B1 (ru) |
| RU (1) | RU2469923C2 (ru) |
| WO (1) | WO2009024660A1 (ru) |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2966435B1 (fr) * | 2010-10-25 | 2013-04-26 | Aircelle Sa | Nacelle de turboreacteur a section de sortie de ventilation adaptable |
| WO2012125895A1 (en) * | 2011-03-17 | 2012-09-20 | Bombardier Inc. | System and method for operating a precooler in an aircraft |
| FR2978989B1 (fr) * | 2011-08-12 | 2013-07-26 | Aircelle Sa | Cone d'ejection pour turboreacteur d'aeronef |
| EP3019724B1 (en) * | 2013-07-09 | 2018-04-11 | United Technologies Corporation | Preloaded aft vent area for low pressure fan ducts |
| WO2016027187A1 (en) | 2014-08-20 | 2016-02-25 | Bombardier Inc. | Actuated outlet door for aircraft high-temperature exhaust |
| FR3075865B1 (fr) * | 2017-12-21 | 2020-07-17 | Safran Nacelles | Ensemble propulsif pour aeronef et procede de ventilation d’une enceinte moteur |
| FR3099916B1 (fr) * | 2019-08-16 | 2022-08-05 | Safran Aircraft Engines | Structure interne pour nacelle de turbomachine |
| EP3798131B1 (en) * | 2019-09-27 | 2022-11-02 | Rohr, Inc. | Passive internal compartment exhaust for an aircraft propulsion system |
| US11518535B2 (en) * | 2019-09-30 | 2022-12-06 | Rohr, Inc. | Nacelle cowl deflection limiter |
| FR3103226B1 (fr) * | 2019-11-15 | 2021-11-12 | Airbus Operations Sas | Turbomachine d’aeronef comportant une tuyere primaire equipee d’une cale d’usure |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5704207A (en) * | 1995-02-03 | 1998-01-06 | The Boeing Company | Flow control apparatus for gas turbine engine installation pressure relief doors |
| EP0867366A2 (en) * | 1997-03-28 | 1998-09-30 | The Boeing Company | Segmented engine flow control device |
| US5906097A (en) * | 1997-03-28 | 1999-05-25 | The Boeing Company | Engine flow control device |
| RU2000129519A (ru) * | 1998-04-22 | 2002-11-10 | Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. | Узел летательного аппарата и выхлопное переходное устройство для летательного аппарата |
| US20050188676A1 (en) * | 2003-02-21 | 2005-09-01 | Jean-Pierre Lair | Ventilated confluent exhaust nozzle |
Family Cites Families (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1058933A (en) * | 1963-10-02 | 1967-02-15 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in jet propulsion nozzles |
| US3598318A (en) * | 1970-04-10 | 1971-08-10 | Boeing Co | Movable acoustic splitter for nozzle area control and thrust reversal |
| GB1318748A (en) * | 1970-08-11 | 1973-05-31 | Secr Defence | Gas turgine ducted fan engines for aircraft |
| US3721389A (en) * | 1971-06-10 | 1973-03-20 | Boeing Co | Exit nozzle assemblies for gas turbine power plants |
| FR2260697B1 (ru) * | 1974-02-11 | 1976-06-25 | Snecma | |
| GB1605260A (en) * | 1974-09-07 | 1986-11-12 | Rolls Royce | Gas turbine engines |
| US4232513A (en) * | 1977-10-19 | 1980-11-11 | Rolls-Royce Limited | Pressure relief panel for aircraft powerplant |
| US4271666A (en) * | 1979-08-20 | 1981-06-09 | Avco Corporation | Integral infrared radiation suppressor for a turbofan engine |
| US4825644A (en) * | 1987-11-12 | 1989-05-02 | United Technologies Corporation | Ventilation system for a nacelle |
| US4961588A (en) * | 1989-01-31 | 1990-10-09 | Westinghouse Electric Corp. | Radial seal |
| US5054281A (en) * | 1989-09-25 | 1991-10-08 | Rohr Industries, Inc. | Gas turbine engine compartment vent system |
| DE4008956A1 (de) * | 1990-03-20 | 1991-09-26 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Einlaufsystem fuer ueber- oder hyperschallflugzeuge |
| US5174525A (en) * | 1991-09-26 | 1992-12-29 | General Electric Company | Structure for eliminating lift load bending in engine core of turbofan |
| US5524846A (en) * | 1993-12-21 | 1996-06-11 | The Boeing Company | Fire protection system for airplanes |
| 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 |
| US5577381A (en) * | 1994-12-06 | 1996-11-26 | United Technologies Corporation | Exhaust nozzle cooling scheme for gas turbine engine |
| US5632493A (en) * | 1995-05-04 | 1997-05-27 | Eg&G Sealol, Inc. | Compliant pressure balanced seal apparatus |
| FR2734319B1 (fr) * | 1995-05-15 | 1997-07-18 | Aerospatiale | Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef |
| GB2308866B (en) * | 1996-01-04 | 1999-09-08 | Rolls Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine with secondary duct |
| US6487848B2 (en) * | 1998-11-06 | 2002-12-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine jet noise suppressor |
| US7578132B2 (en) * | 2001-03-03 | 2009-08-25 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine exhaust nozzle |
| US6751944B2 (en) * | 2001-10-23 | 2004-06-22 | The Nordam Group, Inc. | Confluent variable exhaust nozzle |
| US7188417B2 (en) * | 2002-06-28 | 2007-03-13 | United Technologies Corporation | Advanced L-channel welded nozzle design |
| FR2896276B1 (fr) * | 2006-01-19 | 2008-02-15 | Airbus France Sas | Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur. |
| US7614210B2 (en) * | 2006-02-13 | 2009-11-10 | General Electric Company | Double bypass turbofan |
| GB0607773D0 (en) * | 2006-04-20 | 2006-05-31 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
| EP2074307B1 (en) * | 2006-10-12 | 2011-01-26 | United Technologies Corporation | Translating core cowl having aerodynamic flap sections |
| FR2960216B1 (fr) * | 2010-05-19 | 2013-02-15 | Aircelle Sa | Element d'aerodynamisme pour une nacelle d'aeronef |
| US9555871B2 (en) * | 2012-03-05 | 2017-01-31 | The Boeing Company | Two-surface sandwich structure for accommodating in-plane expansion of one of the surfaces relative to the opposing surface |
-
2007
- 2007-08-20 FR FR0705920A patent/FR2920146B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-06-19 CA CA2696792A patent/CA2696792C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2008-06-19 BR BRPI0813603 patent/BRPI0813603A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-06-19 US US12/674,237 patent/US8875518B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2008-06-19 WO PCT/FR2008/000859 patent/WO2009024660A1/fr active Application Filing
- 2008-06-19 RU RU2010109801/11A patent/RU2469923C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-06-19 CN CN200880102592.0A patent/CN101784449B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2008-06-19 EP EP08828022A patent/EP2181041A1/fr not_active Withdrawn
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5704207A (en) * | 1995-02-03 | 1998-01-06 | The Boeing Company | Flow control apparatus for gas turbine engine installation pressure relief doors |
| EP0867366A2 (en) * | 1997-03-28 | 1998-09-30 | The Boeing Company | Segmented engine flow control device |
| US5906097A (en) * | 1997-03-28 | 1999-05-25 | The Boeing Company | Engine flow control device |
| RU2000129519A (ru) * | 1998-04-22 | 2002-11-10 | Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. | Узел летательного аппарата и выхлопное переходное устройство для летательного аппарата |
| US20050188676A1 (en) * | 2003-02-21 | 2005-09-01 | Jean-Pierre Lair | Ventilated confluent exhaust nozzle |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US8875518B2 (en) | 2014-11-04 |
| BRPI0813603A2 (pt) | 2014-12-30 |
| WO2009024660A1 (fr) | 2009-02-26 |
| CN101784449A (zh) | 2010-07-21 |
| EP2181041A1 (fr) | 2010-05-05 |
| RU2010109801A (ru) | 2011-09-27 |
| US20110214747A1 (en) | 2011-09-08 |
| CN101784449B (zh) | 2015-01-07 |
| CA2696792A1 (fr) | 2009-02-26 |
| FR2920146A1 (fr) | 2009-02-27 |
| CA2696792C (fr) | 2015-10-06 |
| FR2920146B1 (fr) | 2009-10-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2469923C2 (ru) | Гондола с регулируемой выпускной секцией | |
| CA2843075C (en) | Exhaust section for bypass gas turbine engines | |
| EP3263461B1 (en) | Non-circular aft nacelle cowling geometry | |
| US20050263643A1 (en) | Cowl structure for a gas turbine engine | |
| EP2610471B1 (en) | Variable area fan nozzle | |
| EP3347587B1 (en) | Thrust reverser assembly | |
| CN101772454B (zh) | 包括至少一个过压瓣的短舱 | |
| US10539095B2 (en) | Aircraft gas turbine engine nacelle | |
| US20160369743A1 (en) | Thrust reverser with forward positioned blocker doors | |
| RU2471681C2 (ru) | Гондола турбореактивного двигателя | |
| EP3441601B1 (en) | Turbine engine thrust reverser stop | |
| US11084600B2 (en) | Nacelle inlet with reinforcement structure | |
| US10428763B2 (en) | Controlling a relative position at an interface between translating structures of an aircraft nacelle | |
| US11624339B2 (en) | Aircraft turbojet engine nacelle, propulsion unit and aircraft including such a nacelle | |
| US9732620B2 (en) | Snap in platform damper and seal assembly for a gas turbine engine | |
| US9169026B2 (en) | Turbojet engine nacelle | |
| RU2570482C2 (ru) | Решетчатый или каскадный реверсор тяги для турбореактивного двигателя самолета и гондола, оснащенная таким реверсором тяги | |
| US10677193B2 (en) | Rear frame for a thrust reverser structure with diversion grids | |
| US20160208738A1 (en) | Turbojet engine nacelle comprising a unit assembly capable of moving along a guide assembly | |
| JP7329900B2 (ja) | 航空エンジンの後縁コアコンパートメント排気口 | |
| US9689346B2 (en) | Gas turbine engine convergent/divergent exhaust nozzle divergent seal with dovetail interface | |
| EP3632791B1 (en) | Nacelle inlet with reinforcement structure |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160620 |