RU2480598C2 - Воздухозаборник для гондолы летательного аппарата - Google Patents

Воздухозаборник для гондолы летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2480598C2
RU2480598C2 RU2010139200/06A RU2010139200A RU2480598C2 RU 2480598 C2 RU2480598 C2 RU 2480598C2 RU 2010139200/06 A RU2010139200/06 A RU 2010139200/06A RU 2010139200 A RU2010139200 A RU 2010139200A RU 2480598 C2 RU2480598 C2 RU 2480598C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air intake
pipe
free end
supply pipe
front partition
Prior art date
Application number
RU2010139200/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2010139200A (ru
Inventor
Ги ВОШЕЛЬ
Стефан БЕЙАР
Original Assignee
Эрсель
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эрсель filed Critical Эрсель
Publication of RU2010139200A publication Critical patent/RU2010139200A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2480598C2 publication Critical patent/RU2480598C2/ru

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT 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
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT 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
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT 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
    • B64D2033/0266Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0286Arrangements 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
  • Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Sealing Devices (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Helmets And Other Head Coverings (AREA)

Abstract

Воздухозаборник, устанавливаемый выше по потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата, содержит: наружную стенку с кромкой, переднюю перегородку (108), подводящее устройство (105), подводящую трубу (107). Передняя перегородка (108) вместе с наружной стенкой ограничивает противообледенительный отсек (103) в кромке. В перегородке выполнено отверстие. Подводящее устройство (105) обеспечивает подачу горячего воздуха в противообледенительный отсек (103). Устройство (105) содержит подводящую трубу (107) для подачи горячего воздуха и периферийный уплотнительный элемент (109), охватывающий указанную подводящую трубу (107). Подводящая труба (107) имеет изогнутый свободный конец (111). Отверстие (113) в передней перегородке выполнено с возможностью прохождения через него свободного конца (111) вдоль главной оси (115) подводящей трубы. Уплотнительный элемент (109) содержит контактную пластину (121), охватывающую указанную трубу (107) с обеспечением герметичности в зоне передней перегородки (108). Достигается эффективное удаление наледи при надежной термоизоляции воздухозаборника от остальных элементов гондолы и упрощении изготовления. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 11 ил.

Description

Изобретение относится к воздухозаборнику, выполненному с возможностью установки выше по потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата.
Летательный аппарат приводится в движение с помощью одной или нескольких силовых установок, каждая из которых включает в себя турбореактивный двигатель, помещенный в трубчатую гондолу. Силовые установки крепятся к летательному аппарату с помощью стоек, находящихся, как правило, под крылом или на фюзеляже.
Гондола, как правило, включает в себя воздухозаборник, расположенный выше по потоку от двигателя, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, охватывающую камеру сгорания турбореактивного двигателя и вмещающую средства реверсирования тяги. В задней по потоку части гондолы обычно находится выходное сопло, выходное отверстие которого располагается за турбореактивным двигателем.
Воздухозаборник содержит, во-первых, кромку, выполненную таким образом, чтобы обеспечить оптимальное всасывание в сторону турбореактивного двигателя воздуха, необходимого для работы вентилятора и внутренних компрессоров, а во-вторых, задний конструктивный элемент, на котором установлена кромка и который обеспечивает надлежащее направление воздуха в сторону лопастей вентилятора. Весь этот узел расположен перед кожухом вентилятора и представляет собой переднюю секцию гондолы.
При определенных температурно-влажностных условиях, складывающихся во время полета, на наружной поверхности кромки воздухозаборника образуется наледь. Наличие льда или инея может повлечь за собой изменение аэродинамических характеристик воздухозаборника и нарушение поступления воздуха в вентилятор.
Одно из технических решений, направленных на удаление инея или льда с наружной поверхности, состоит в предотвращении обледенения этой поверхности путем отбора горячего воздуха в зоне расположения компрессора турбореактивного двигателя с его последующей подачей к кромке воздухозаборника для нагрева его стенок.
В документе US 4688745 предложена гондола 10, содержащая воздухозаборник 12 с противообледенительным отсеком 13. Указанный воздухозаборник 12 может устанавливаться перед средним конструктивным элементом 14.
Для обеспечения удаления наледи с воздухозаборника 12 предусмотрено специальное устройство подачи горячего воздуха, выполненное в виде подводящей трубы 15, по которой горячий воздух, отбираемый из среднего конструктивного элемента 14, направляется в противообледенительный отсек 13.
Указанный отсек 13 ограничен следующими элементами:
- наружной стенкой 16 с кромкой, установленной с возможностью перемещения относительно указанного среднего конструктивного элемента 14 из рабочего положения в положение техобслуживания (под «рабочим положением» понимается такая конфигурация воздухозаборника, при которой летательный аппарат может совершать полет, а под «положением техобслуживания» - конфигурация воздухозаборника, при которой возможно проведение его техобслуживания);
- передней перегородкой 18.
Для того чтобы сформировать изогнутую подводящую трубу, сначала через отверстие, выполненное в передней перегородке 18 и имеющее диаметр, равный диаметру указанной трубы, вставляют прямую трубу. Затем изгибают свободный конец 19 трубы, находящийся в противообледенительном отсеке 13, до получения угла 90° относительно главной оси 20 прямой трубы.
Герметичность между изогнутой подводящей трубой 15 и передней перегородкой 18 обеспечивается посредством круглой контактной пластины 21.
Однако следует отметить, что помимо того, что подобное устройство подачи горячего воздуха сложно изготовить, оно не обеспечивает достаточно надежную герметичность в зоне соединения передней перегородки 18 с изогнутой подводящей трубой 15, что влечет за собой утечку горячего воздуха из противообледенительного отсека 13 и, как следствие, повреждение некоторых чувствительных к высоким температурам узлов, находящихся в зоне расположения среднего конструктивного элемента 14.
В патентной заявке FR 07/07049 предложено устройство для подачи горячего воздуха, в котором горячий воздух подают с помощью подводящей трубы, присоединенной к коллектору (типа «пикколо»). Этот коллектор выполнен за одно целое с перегородкой.
Однако бóльшая часть нагрузок, обусловленных давлением горячего воздуха, транспортируемого по подводящей трубе, приходится на коллектор, а следовательно, на перегородку и на воздухозаборник, что приводит к ослаблению их механической прочности.
Необходимо также иметь в виду, что рассмотренные выше известные устройства совершенно непригодны в случае использования так называемых систем с ламинарным передним обтекателем ЛПО (LFC), описанных, например, в патентной заявке FR 0608599 настоящего заявителя, где возникают проблемы герметичности между, с одной стороны, подвижными узлами воздухозаборника (кромка воздухозаборника, объединенная с его наружной панелью) и его неподвижными узлами (устройство подачи горячего воздуха с дополнительным оборудованием).
Исходя из вышеизложенного, одной из задач настоящего изобретения является создание воздухозаборника, содержащего эффективное, простое в эксплуатации, достаточно герметичное и прочное противообледенительное средство.
Для решения поставленной задачи, в соответствии с первым аспектом изобретения, предлагается воздухозаборник, выполненный с возможностью установки перед средним конструктивным элементом гондолы двигателя летательного аппарата и содержащий:
- наружную стенку с кромкой,
- переднюю перегородку, которая вместе с наружной стенкой ограничивает противообледенительный отсек в указанной кромке, причем в указанной перегородке выполнено отверстие,
- подводящее устройство, обеспечивающее подачу горячего воздуха в противообледенительный отсек и содержащее подводящую трубу для подачи горячего воздуха и периферийный уплотнительный элемент, охватывающий указанную подводящую трубу,
отличающийся тем, что подводящая труба для подачи горячего воздуха имеет изогнутый свободный конец, причем отверстие в передней перегородке выполнено с возможностью прохождения через него свободного конца вдоль главной оси подводящей трубы, и тем, что уплотнительный элемент содержит контактную пластину, охватывающую указанную трубу с обеспечением герметичности в зоне передней перегородки.
В настоящей заявке «изогнутой трубой» называется такая труба, главная ось которой не является коллинеарной (то есть не лежит на одной прямой) с вспомогательной осью свободного конца. Между вспомогательной и главной осями образован некоторый ненулевой угол, предпочтительно составляющий порядка 90°.
Благодаря герметичности передней перегородки удается предотвратить даже малейшую утечку горячего воздуха в средний конструктивный элемент, обеспечивая тем самым термоизоляцию воздухозаборника от остальных узлов гондолы.
Преимущества предлагаемого настоящим изобретением воздухозаборника наиболее очевидны в тех случаях, когда он установлен с возможностью поступательного перемещения относительно среднего конструктивного элемента из рабочего положения в положение техобслуживания, и обратно. Такая конфигурация известна под названием ламинарный передний обтекатель ЛПО (LFC) и описана, в частности, в цитированной выше патентной заявке FR 0608599. В рассматриваемой системе подводящее устройство неподвижно смонтировано на среднем конструктивном элементе с возможностью его извлечения из противообледенительного отсека, который может поступательно перемещаться относительно среднего конструктивного элемента. Предлагаемая в соответствии с настоящим изобретением конструкция позволяет добиться надежной герметичности каждый раз, когда подводящее устройство снова вставляют в отверстие передней перегородки для перевода воздухозаборника в рабочее положение.
С помощью предлагаемого воздухозаборника удается обеспечить эффективное удаление наледи с одновременным достижением надежной герметичности в зоне передней перегородки. Таким образом, практически весь горячий воздух, транспортируемый по подводящей трубе, попадает в противообледенительный отсек, не вызывая повреждения воздухозаборника. Это объясняется тем, что вследствие изогнутой формы подводящей трубы горячий воздух проникает в противообледенительный отсек под углом к главной оси подводящей трубы. В случае, когда главная и вспомогательная оси расположены под углом, равным, по существу, 90°, направление потока горячего воздуха по существу перпендикулярно главной оси. В результате создается круговая циркуляция горячего воздуха без перегрева горячим воздухом наружной стенки воздухозаборника.
В то же время конструкция согласно изобретению позволяет ограничить давление на наружную стенку и на кромку, а следовательно, и возможные деформации воздухозаборника. Иначе говоря, благодаря изогнутой форме подводящей трубы в противообледенительном отсеке удается предотвратить прямое воздействие на кромку воздуха, поступающего из двигателя под давлением. Дело в том, что усилия, создаваемые горячим воздухом, направлены, главным образом, вдоль главной оси подводящей трубы и, по существу, перпендикулярно к передней перегородке, а горячий воздух поступает в противообледенительный отсек вдоль вспомогательной оси, которая не расположена на одной прямой с главной осью, и, таким образом, давление, обусловленное поступающим в противообледенительный отсек горячим воздухом, не направлено в сторону наружной стенки воздухозаборника.
Кроме того, конструкция согласно изобретению позволяет упростить изготовление подводящего устройства. Это связано с тем, что уже изогнутая подводящая труба входит в противообледенительный отсек через отверстие в передней перегородке, выполненное с возможностью прохождения через него изогнутого свободного конца вдоль главной оси подводящей трубы. Иначе говоря, в процессе установки подводящего устройства механику не приходится изгибать свободный конец в противообледенительном отсеке.
В соответствии с другими вариантами изобретения предлагаемый воздухозаборник характеризуется одним или несколькими из следующих опциональных признаков, которые могут присутствовать по отдельности или в самых разнообразных сочетаниях:
- наружная стенка установлена с возможностью перемещения относительно наружного среднего элемента из рабочего положения, в котором обеспечена герметичность между подводящим устройством и отверстием, выполненным в передней перегородке, в положение техобслуживания, достигаемое перемещением воздухозаборника в сторону передней части гондолы, в котором перегородка и подводящее устройство отстоят друг от друга, и обратно из положения техобслуживания в рабочее положение;
- указанное отверстие выполнено с возможностью прохождения через него контактной пластины и свободного конца, что позволяет добиться беспрепятственного прохождения подводящей трубы через переднюю перегородку;
- предусмотрена концентрическая наружная труба, по меньшей мере частично охватывающая подводящую трубу, что позволяет усилить термоизоляцию подводящей трубы относительно остальных находящихся в гондоле элементов и обеспечить их защиту в случае разрыва подводящей трубы;
- подводящая труба, концентрическая наружная труба и контактная пластина выполнены за одно целое, что позволяет обойтись без использования каких-либо добавочных деталей типа прокладок для обеспечения герметичности между указанными отдельными элементами;
- контактная пластина выполнена, по существу, удлиненной вдоль вспомогательной оси свободного конца подводящей трубы, причем наибольшая длина вдоль вспомогательной оси свободного конца трубы превышает длину изогнутого свободного конца, что позволяет еще более усилить герметичность;
- внутри противообледенительного отсека имеется патрубок, с которым, по существу, соединен свободный конец подводящей трубы, для сбора горячего воздуха, поступающего из подводящей трубы, что позволяет добиться более равномерного сбора горячего воздуха и его направленного перемещения в противообледенительный отсек;
- на конце патрубка, находящемся напротив подводящей трубы, выполнен частичный вырез, в который входит изогнутый свободный конец подводящей трубы, благодаря чему обеспечивается перекрытие подводящей трубы с патрубком, позволяющее добиться более эффективного сбора горячего воздуха;
- патрубок имеет, по существу, расширяющийся участок, что позволяет предотвратить нарушение циркуляции воздуха, выходящего из подводящей трубы в сторону патрубка;
- на свободном конце подводящей трубы и на патрубке предусмотрено по одной пластине, которые расположены напротив друг друга, что позволяет добиться надежного сбора горячего воздуха;
- пластина патрубка выполнена за одно целое со стенкой патрубка, что позволяет устранить необходимость в принятии дополнительных мер для создания герметичности между пластиной патрубка и патрубком;
- угол между двумя пластинами и вспомогательной осью изогнутого свободного конца равен, по существу, 45°, что позволяет улучшить кинематические характеристики, надежность деформации уплотнения;
- указанный патрубок проходит по обе стороны указанного изогнутого свободного конца, и в нем выполнен вырез, взаимодействующий с имеющим ответную форму фланцем, предусмотренным на указанном конце;
- указанный вырез выполнен в утолщении указанного патрубка;
- между контактной пластиной и передней перегородкой или опорным элементом, установленным на передней перегородке, помещено по меньшей мере одно центрирующее средство, что позволяет ограничить относительные перемещения подвижных и неподвижных узлов гондолы;
- в передней перегородке или в опорном элементе выполнено гнездо, в которое входит центрирующее средство, когда подводящее устройство для подачи горячего воздуха смещается вдоль вспомогательной оси свободного конца подводящей трубы, что позволяет компенсировать малейшие отклонения или создавать промежуточные положения в случаях, когда подводящее устройство приводится в движение;
- уплотнительный элемент содержит по меньшей мере одну уплотнительную прокладку, отделяющую контактную пластину от передней перегородки или от опорного элемента, закрепленного на передней перегородке;
- контактная пластина и опорный элемент имеют комплементарные формы, причем предусмотрены по меньшей мере две прокладки, обеспечивающие герметичность между указанным опорным элементом и указанной пластиной.
В соответствии с другим аспектом изобретения предложена гондола двигателя летательного аппарата, отличающаяся тем, что она содержит воздухозаборник вышеописанного типа.
Ниже сущность изобретения описана более подробно и со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:
- на фиг.1 показан частичный вид сбоку, иллюстрирующий гондолу с воздухозаборником, известным из уровня техники;
- на фиг.2 в аксонометрии показан частичный вид воздухозаборника по фиг.1;
- на фиг.3 показан продольный разрез подводящего устройства предлагаемого воздухозаборника в соответствии с первым вариантом осуществления;
- на фиг.4 показан вид сбоку предлагаемого устройства в соответствии с вариантом осуществления, показанным на фиг.3;
- на фиг.5 показан продольный разрез подводящего устройства предлагаемого воздухозаборника в соответствии со вторым вариантом осуществления;
- на фиг.6 показан продольный разрез подводящего устройства предлагаемого воздухозаборника в соответствии с третьим вариантом осуществления;
- на фиг.7 показан продольный разрез подводящего устройства предлагаемого воздухозаборника в соответствии с четвертым вариантом осуществления;
- на фиг.8 показан продольный разрез подводящего устройства предлагаемого воздухозаборника в соответствии с пятым вариантом осуществления;
- на фиг.9 показан продольный разрез подводящего устройства предлагаемого воздухозаборника в соответствии с шестым вариантом осуществления;
- на фиг.10а и 10b показаны продольные разрезы, соответствующие варианту осуществления, показанному на фиг.9, соответственно в рабочем положении воздухозаборника и в положении техобслуживания.
В соответствии с вариантом осуществления, представленным на фиг.3 и 4, предлагаемый воздухозаборник устанавливается перед средним конструктивным элементом гондолы двигателя летательного аппарата (не показан).
Воздухозаборник имеет наружную стенку (не показана), которая выполнена за одно целое с кромкой входного воздухозаборного отверстия.
Предлагаемая конструкция включает в себя также переднюю перегородку 108, которая вместе с наружной стенкой ограничивает противообледенительный отсек 103 в кромке и в которой выполнено отверстие 113.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления наружная стенка установлена с возможностью перемещения относительно среднего наружного конструктивного элемента из рабочего положения, в котором обеспечена герметичность между подводящим устройством 105 и отверстием 113 в передней перегородке, в положение техобслуживания, в котором перегородка 108 и подводящее устройство 105 отстоят друг от друга, вследствие скольжения воздухозаборника в направлении передней части гондолы, - в данном случае мы имеем дело с упомянутой выше системой типа ЛПО (LFC).
Таким образом, в ходе проведения каждой операции техобслуживания предлагаемый воздухозаборник перемещают по направлению к передней части гондолы, а подводящее устройство 105 остается при этом неподвижно закрепленным на среднем конструктивном элементе. Для того чтобы возвратить воздухозаборник в рабочее положение, оператору необходимо сместить его в направлении задней части гондолы. В этом положении можно снова подавать горячий воздух в противообледенительный отсек 103 с помощью подводящего устройства 105, а герметичность будет обеспечена в тот момент, когда воздухозаборник вернется в рабочее положение.
В соответствии с одним из вариантов осуществления на передней перегородке 108 с помощью известных специалистам средств закреплен опорный элемент 106. Этот элемент может иметь любую известную специалистам форму, позволяющую обеспечить надежную герметичность в зоне передней перегородки 108.
Предлагаемый воздухозаборник содержит также подводящее устройство 105 для подачи горячего воздуха, с помощью которого этот воздух вводится в противообледенительный отсек 103.
Указанное подводящее устройство 105 содержит подводящую трубу 107 для подачи горячего воздуха и периферийный уплотнительный элемент 109, охватывающий указанную трубу 107.
Подводящая труба 107 имеет изогнутый свободный конец 111. Форма отверстия 113 выбрана такой, чтобы обеспечить возможность прохождения свободного конца 111 вдоль главной оси 115 указанной трубы. Размеры отверстия 113 должны быть такими, чтобы через него мог пройти, по меньшей мере, свободный конец 111 и, кроме того, часть уплотнительного элемента 109.
Главная ось 115 подводящей трубы образует со вспомогательной осью 117 некоторый ненулевой угол, который предпочтительно составляет по существу 90°.
Изогнутый свободный конец 111 может быть разделен на несколько изогнутых свободных участков, которые могут иметь разнообразную известную специалистам форму. На цилиндрическом участке изогнутого свободного конца может быть также выполнена перфорация.
На подводящее устройство 105 воздействует смещающее усилие, обусловленное давлением, вызванным циркуляцией горячего воздуха. Для ограничения этого смещающего усилия можно установить (с помощью любого из известных специалистам средств) подводящее устройство на опоре, закрепленной на неподвижном элементе гондолы.
В соответствии с одним из предпочтительных вариантов осуществления предусмотрена концентрическая наружная труба 119, которая, по меньшей мере, частично либо полностью охватывает подводящую трубу 107. Благодаря наличию этой наружной трубы удается усилить термоизоляцию подводящей трубы 107 относительно остальных компонентов, находящихся в среднем конструктивном элементе гондолы. Подводящая труба 107, по которой подается горячий воздух, проходит через зоны размещения узлов оборудования, в частности, электрического и электронного, которые не рассчитаны на работу в условиях высоких температур.
Кроме того, наружная труба 119 обеспечивает защиту оборудования в случае разрыва подводящей трубы 107. В случае такого разрыва горячий воздух не будет поступать в средний конструктивный элемент, а продолжит движение в сторону противообледенительного отсека 103 по указанной наружной трубе 119.
В соответствии с одним из вариантов осуществления часть наружной трубы 119 заходит в противообледенительный отсек 103, благодаря чему удается вводить горячий воздух в указанный отсек без опасности его утечки в случае разрыва подводящей трубы 107.
Роль уплотнительного элемента 109 сводится, главным образом, к обеспечению надежной герметичности в месте соединения с передней перегородкой 108 или с закрепленным на этой перегородке опорным элементом 106.
Для этой цели уплотнительный элемент 109 снабжен контактной пластиной 121, которая охватывает подводящую трубу 107 так, что обеспечивается герметичность в зоне передней перегородки 108. Форму отверстия 113 предпочтительно выбирают таким образом, чтобы обеспечить возможность прохождения через него контактной пластины 121 и свободного конца 111, в результате чего станет возможным и беспрепятственный проход подводящей трубы 107 через переднюю перегородку 108.
Форма контактной пластины 121 выбирается, как правило, с учетом конфигурации выходного участка подводящей трубы 107. Предпочтительно, эта пластина выполнена по существу удлиненной вдоль вспомогательной оси 117 свободного конца подводящей трубы. Наибольшая длина L контактной пластины 121 вдоль вспомогательной оси 117 должна превышать или быть равной длине I изогнутого свободного конца 111. При такой удлиненной форме удастся еще более усилить герметичность, поскольку отверстие 113 имеет такие же размеры, как у контактной пластины 121, или даже меньшие. Таким образом, подводящая труба 107 и даже контактная пластина 121, проходящие через указанное отверстие 113, будут вводиться в противообледенительный отсек 103 без каких бы то ни было повреждений или изменений формы.
Контактная пластина, как правило, имеет продолговатую форму, но может быть также эллиптической или прямоугольной формы.
В соответствии с одним из предпочтительных вариантов осуществления подводящая труба 107, концентрическая наружная труба 119 и контактная пластина 121 выполняются за одно целое. В качестве материала используют, как правило, титан или инконель. Благодаря этому удается обойтись без использования каких-либо дополнительных деталей типа прокладок для обеспечения герметичности между отдельными элементами подводящего устройства 105.
В соответствии с одним из предпочтительных вариантов осуществления уплотнительный элемент 109 включает в себя, по меньшей мере, один уплотнительный элемент типа прокладки 123, которая отделяет контактную пластину 121 от передней перегородки 108 или от закрепленного на этой перегородке опорного элемента 106. Целесообразно, чтобы такие уплотнительные элементы сохраняли устойчивость при скольжении предлагаемого воздухозаборника и в то же время обеспечивали достаточно надежную герметичность. В рассматриваемом случае герметичность достигается благодаря деформации прокладки (прокладок) 123. Сила этой деформации определяется величиной относительных перемещений подвижных и неподвижных узлов гондолы во время функционирования системы и, в частности, в полете.
Под термином «уплотнительные элементы», который мы используем в данном описании, подразумевается любая уплотнительная система, способная выдерживать воздействие высоких температур горячего воздуха в подводящей трубе 107 (как правило, порядка 500°С) и сохраняющая устойчивость при скольжении. Подобный уплотнительный элемент может быть выполнен, в частности, из подходящего уплотнительного материала.
В соответствии с одним из вариантов осуществления одна уплотнительная прокладка 123 проходит по всей окружности контактной пластины 121. В соответствии с другим вариантом предусмотрены несколько раздельных уплотнительных прокладок 123, располагающихся по всей окружности контактной пластины 121.
В случае, когда размеры отверстия 113 меньше, чем у контактной пластины 121, как это показано на фиг.5, эта пластина упирается в переднюю перегородку 108. Как правило, между контактной пластиной 121 и передней перегородкой 108 помещают одну или несколько уплотнительных прокладок 124. Как сказано выше, между соприкасающимися поверхностями передней перегородки 108 и контактной пластины 121 помещают одну сплошную уплотнительную прокладку или же, в соответствии с одним из альтернативных вариантов, между указанными соприкасающимися поверхностями помещают несколько раздельных прокладок.
В соответствии с другим вариантом осуществления, показанным на фиг.6, контактная пластина 121 и опорный элемент 106 имеют комплементарные формы. При этом имеются, по меньшей мере, две прокладки 125, которые обеспечивают герметичное уплотнение между указанным опорным элементом 106 и указанной контактной пластиной 121. Эти прокладки 125 расположены либо непрерывно, либо разнесены по боковому периметру элементов контактной пластины 121, имеющей форму, комплементарную по отношению к форме опорного элемента 106.
Можно также предусмотреть несколько линий уплотнения, образованных прокладками или любыми иными известными специалистам средствами, используемыми для обеспечения герметичности. Такое увеличение числа линий уплотнения позволит еще более повысить надежность термоизоляции среднего конструктивного элемента.
В соответствии с еще одним вариантом осуществления, показанным на фиг.7, между передней перегородкой 108 (или опорным элементом, расположенным на этой перегородке) и контактной пластиной 121 помещено, по меньшей мере, одно центрирующее средство 130. Благодаря этому удается ограничить относительные перемещения подвижных и неподвижных узлов. Предпочтительно, чтобы в передней перегородке 108 или в опорном элементе было выполнено специальное гнездо 131, в которое входит центрирующее средство 130, когда устройство 105 для подачи горячего воздуха смещается вдоль вспомогательной оси 117 свободного конца подводящей трубы. В результате удается компенсировать любые отклонения или создавать промежуточные положения в случаях, когда подводящее устройство 105 приводится в движение относительно его установочного положения.
Центрирующее средство (или средства) располагается, например, на боковой поверхности контактной пластины 121 или на опорном элементе, установленном на передней перегородке. Кроме того, между соприкасающимися поверхностями передней перегородки 108 и контактной пластины 121 помещают одно сплошное центрирующее средство или же, в соответствии с одним из альтернативных вариантов, помещают несколько отдельных центрирующих средств.
Центрирующее средство 130 может быть связано с уплотнительным элементом типа прокладки 135, что позволяет ограничить величины деформации для обеспечения целостности уплотнения.
Свободный конец 111 подводящей трубы, по существу, соединен с патрубком внутри противообледенительного отсека 103 с целью сбора горячего воздуха, поступающего из подводящей трубы 107, что позволяет добиться более равномерного сбора горячего воздуха и его направленного перемещения в указанный противообледенительный отсек 103.
В соответствии с вариантом осуществления, показанным на фиг.8, на конце 143 патрубка 141, находящемся напротив подводящей трубы 107, выполнен частичный вырез 145, в который входит изогнутый свободный конец 111 этой трубы, что позволяет получить перекрытие подводящей трубы 107 с патрубком 141 с целью добиться более эффективного сбора горячего воздуха.
Патрубок 141 крепится на передней перегородке 108 или на опорном элементе 106.
Предпочтительно, чтобы патрубок 141 имел, по существу, расширяющийся участок 147, что позволит предотвратить нарушение циркуляции воздуха, выходящего из подводящей трубы в сторону этого патрубка.
Благодаря наличию расширяющегося участка 147 удается добиться рециркуляции горячего воздуха в противообледенительном отсеке 103, что обеспечит более эффективное удаление льда.
В соответствии с другим вариантом осуществления, проиллюстрированным на фиг.9, на свободном конце 111 подводящей трубы и на патрубке 151 предусмотрено по одной пластине 153 и 155, которые расположены напротив друг друга, что позволяет добиться надежной герметичности между патрубком 151 и подводящей трубой 107.
В соответствии с одним из предпочтительных вариантов пластина 153 патрубка выполнена за одно целое со стенкой патрубка 151, что позволяет устранить проблемы с герметичностью между этой пластиной и самим патрубком 151.
Согласно другому предпочтительному варианту угол между двумя пластинами 153, 155 и вспомогательной осью 117 изогнутого свободного конца равен, по существу, 45°, что позволяет улучшить кинематические характеристики надежность деформации герметичного уплотнения.
На одной из пластин 153, 155 может быть закреплено уплотнительное средство 160 типа прокладки. Благодаря тому, что величина угла выбрана равной 45°, удается добиться более надежной деформации уплотнительного средства 160.
Размер отверстия 113 должен быть достаточным для того, чтобы обеспечить возможность прохождения через него узла, состоящего из трубы 107, пластины 121, пластины 155 и прокладки 160, без взаимодействия их с опорным элементом 106 и с прокладкой 123.
Очевидно, что изобретение не ограничивается только рассмотренными выше вариантами его осуществления.
Так, например, можно предусмотреть модификацию варианта, представленного на фиг.9, как это показано на фиг.10а и 10b.
В соответствии с этой модификацией патрубок 161, неподвижно установленный внутри противообледенительного отсека 103, проходит по обе стороны от изогнутого свободного конца 111.
Этот патрубок имеет утолщение 163, в котором выполнен вырез 165 с возможностью его взаимодействия с ответным фланцем 167, предусмотренным на изогнутом свободном конце 111.
В указанном вырезе или на указанном фланце предусмотрена уплотнительная прокладка 169.
Как видно на фиг.10b, когда устройство находится в рабочем положении, прокладка 169 оказывается деформированной между вырезом 165 и фланцем 167, а изогнутый свободный конец 111 целиком располагается внутри патрубка 161.
В результате предотвращается утечка горячего воздуха за пределы патрубка 161.
Следует также отметить, что благодаря выполненному в патрубке 161 утолщению 163 достигается равномерная, то есть без сужения сечения, циркуляция горячего воздуха внутри патрубка 161.

Claims (19)

1. Воздухозаборник, устанавливаемый выше но потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата и содержащий:
- наружную стенку с кромкой,
- переднюю перегородку (108), которая вместе с наружной стенкой ограничивает противообледенительный отсек (103) в указанной кромке, причем в указанной перегородке выполнено отверстие,
- подводящее устройство (105), обеспечивающее подачу горячего воздуха в противообледенительный отсек (103), причем указанное устройство (105) содержит подводящую трубу (107) для подачи горячего воздуха и периферийный уплотнительный элемент (109), охватывающий указанную подводящую трубу (107), отличающийся тем, что подводящая труба (107) имеет изогнутый свободный конец (111), причем отверстие (113) в передней перегородке выполнено с возможностью прохождения через него свободного конца (111) вдоль главной оси (115) подводящей трубы, и тем, что
уплотнительный элемент (109) содержит контактную пластину (121), охватывающую указанную трубу (107) с обеспечением герметичности в зоне передней перегородки (108).
2. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что его наружная стенка установлена с возможностью перемещения относительно наружного среднего элемента из рабочего положения, в котором обеспечена герметичность между подводящим устройством (105) и отверстием (113), выполненным в передней перегородке, в положение техобслуживания, достигаемое перемещением воздухозаборника в сторону передней части гондолы, в котором передняя перегородка (108) и подводящее устройство (105) отстоят друг от друга, и обратно из положения техобслуживания в рабочее положение.
3. Воздухозаборник по п.1 или 2, отличающийся тем, что отверстие (113) выполнено с возможностью прохождения через него контактной пластины (121) и свободного конца (111) подводящей трубы.
4. Воздухозаборник по п.1 или 2, отличающийся тем, что содержит концентрическую наружную трубу (119), по меньшей мере, частично охватывающую подводящую трубу (107).
5. Воздухозаборник по п.4, отличающийся тем, что подводящая труба (107), концентрическая наружная труба (119) и контактная пластина (121) выполнены за одно целое.
6. Воздухозаборник по п.5, отличающийся тем, что контактная пластина (121) выполнена, по существу, удлиненной вдоль вспомогательной оси (117) свободного конца подводящей трубы, причем наибольшая длина (L) вдоль вспомогательной оси (117) свободного конца трубы превышает длину (I) изогнутого свободного конца (111).
7. Воздухозаборник по любому из пп.1, 2, 6, отличающийся тем, что свободный конец (111) подводящей трубы, по существу, соединен с патрубком (141; 151; 161), имеющимся внутри противообледенительного отсека (103) для сбора горячего воздуха, поступающего из подводящей трубы (107).
8. Воздухозаборник по п.7, отличающийся тем, что на конце патрубка (141), находящемся напротив подводящей трубы (107), выполнен частичный вырез (145), в который входит изогнутый свободный конец (111) подводящей трубы.
9. Воздухозаборник по п.7, отличающийся тем, что патрубок (141) имеет, по существу, расширяющийся участок (147).
10. Воздухозаборник по п.7, отличающийся тем, что на свободном конце (111) подводящей трубы и на патрубке (151; 161) предусмотрено по одной пластине (153, 155; 165, 167), которые расположены напротив друг друга.
11. Воздухозаборник по п.10, отличающийся тем, что пластина (153; 165) патрубка выполнена за одно целое со стенкой патрубка (151; 161).
12. Воздухозаборник по п.10 или 11, отличающийся тем, что угол между двумя пластинами (153; 155) и вспомогательной осью (117) изогнутого свободного конца равен, по существу, 45°.
13. Воздухозаборник по п.10 или 11, отличающийся тем, что указанный патрубок (161) проходит по обе стороны указанного изогнутого свободного конца (111), и тем, что в нем выполнен вырез (165), взаимодействующий с имеющим ответную форму фланцем (167), предусмотренным на указанном конце (111).
14. Воздухозаборник по п.13, отличающийся тем, что указанный вырез (165) выполнен в утолщении (163) указанного патрубка (161).
15. Воздухозаборник по любому из пп.1, 2, 6, 8-11, 14, отличающийся тем, что между контактной пластиной (121) и передней перегородкой (108) или опорным элементом (106), установленным на передней перегородке (108), помещено, по меньшей мере, одно центрирующее средство (106).
16. Воздухозаборник по п.15, отличающийся тем, что в передней перегородке (108) или в опорном элементе (106) выполнено гнездо (131), в которое входит центрирующее средство (130), когда подводящее устройство (105) для подачи горячего воздуха смещается вдоль вспомогательной оси (117) свободного конца подводящей трубы.
17. Воздухозаборник по пп.1, 2, 6, 8-11, 14, 16, отличающийся тем, что уплотнительный элемент (109) содержит, по меньшей мере, одну уплотнительную прокладку (123; 124; 125), отделяющую контактную пластину (121) от передней перегородки (108) или от опорного элемента (106), установленного на передней перегородке (108).
18. Воздухозаборник по п.17, отличающийся тем, что контактная пластина (121) и опорный элемент (106) имеют комплементарные формы и тем, что предусмотрены, по меньшей мере, две прокладки (125), обеспечивающие герметичность между указанным опорным элементом (106) и указанной пластиной (121).
19. Гондола двигателя летательного аппарата, отличающаяся тем, что она содержит воздухозаборник по любому из предшествующих пунктов.
RU2010139200/06A 2008-02-27 2009-01-28 Воздухозаборник для гондолы летательного аппарата RU2480598C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0801071A FR2927882B1 (fr) 2008-02-27 2008-02-27 Structure d'entree d'air pour une nacelle d'un aeronef
FR08/01071 2008-02-27
PCT/FR2009/000095 WO2009112695A1 (fr) 2008-02-27 2009-01-28 Structure d'entrée d'air pour une nacelle d'un aéronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010139200A RU2010139200A (ru) 2012-04-10
RU2480598C2 true RU2480598C2 (ru) 2013-04-27

Family

ID=39854417

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010139200/06A RU2480598C2 (ru) 2008-02-27 2009-01-28 Воздухозаборник для гондолы летательного аппарата

Country Status (10)

Country Link
US (1) US8777164B2 (ru)
EP (1) EP2250357B1 (ru)
CN (1) CN101952573B (ru)
AT (1) ATE535694T1 (ru)
BR (1) BRPI0908256A2 (ru)
CA (1) CA2713471A1 (ru)
ES (1) ES2378030T3 (ru)
FR (1) FR2927882B1 (ru)
RU (1) RU2480598C2 (ru)
WO (1) WO2009112695A1 (ru)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008019146A1 (de) * 2008-04-16 2009-11-05 Airbus Deutschland Gmbh Enteisungssystem für ein Flugzeug
EP2318683A2 (fr) * 2008-07-30 2011-05-11 Aircelle Panneau d'atténuation acoustique pour nacelle de moteur d'aéronef
SG173598A1 (en) * 2009-02-06 2011-09-29 Arresto Biosciences Inc Methods and compositions for treatment of neovascularization
FR2954279B1 (fr) * 2009-12-18 2014-08-22 Airbus Operations Sas Entree d'air d'une nacelle d'aeronef integrant des moyens d'injection en air chaud pour le traitement du givre optimises
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
JP5582927B2 (ja) * 2010-08-30 2014-09-03 三菱重工業株式会社 航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機
FR2975435B1 (fr) * 2011-05-16 2016-09-02 Snecma Dispositif de degivrage d'un bec de separation de turbomachine
US20140263837A1 (en) * 2013-03-12 2014-09-18 Spirit Aerosystems, Inc. Nacelle inlet thermal anti-ice spray duct
US9528442B2 (en) * 2013-08-21 2016-12-27 The Boeing Company Aircraft engine anti-icing (EAI) barrier assembly, system and method
CN103758588B (zh) * 2014-02-19 2015-09-09 襄阳三鹏航空科技有限公司 一种飞机用涡轮增压器的外壳机构及其制造工艺
US10138811B2 (en) * 2014-03-13 2018-11-27 The Boeing Company Enhanced temperature control anti-ice nozzle
EP3253652B1 (en) 2015-02-05 2019-05-01 C Series Aircraft Limited Partnership Apparatus for obstructing air flow through an aperture for a duct in an aircraft wing
US10100734B2 (en) * 2015-02-24 2018-10-16 Honeywell International Inc. Multi-channel particle separator
US10723464B2 (en) 2015-08-26 2020-07-28 Rohr, Inc. Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system
US10393020B2 (en) * 2015-08-26 2019-08-27 Rohr, Inc. Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system
US20170314412A1 (en) * 2016-05-02 2017-11-02 General Electric Company Dimpled Naccelle Inner Surface for Heat Transfer Improvement
US10189572B2 (en) * 2016-05-02 2019-01-29 The Boeing Company Systems and methods for preventing ice formation on portions of an aircraft
CN105863845B (zh) * 2016-06-07 2017-12-15 中国南方航空工业(集团)有限公司 结冰指示系统
US20180229850A1 (en) * 2017-02-15 2018-08-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Anti-icing system for gas turbine engine
CN107654295B (zh) * 2017-12-13 2019-07-19 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种单侧安装的进气道密封组件
US11220344B2 (en) * 2018-12-17 2022-01-11 Rohr, Inc. Anti-ice double walled duct system
US10989116B2 (en) 2019-03-05 2021-04-27 Rohr, Inc. Inlet anti-ice double walled duct with supply line seal
CN112572807A (zh) * 2020-12-21 2021-03-30 中国商用飞机有限责任公司 飞机上具有喷射气流的笛形管防冰装置

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4688745A (en) * 1986-01-24 1987-08-25 Rohr Industries, Inc. Swirl anti-ice system
USH648H (en) * 1988-08-12 1989-07-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Air passage device
EP0918150A1 (fr) * 1997-11-21 1999-05-26 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Dispositif de dégivrage pour capot d'entrée d'air de moteur à réaction
SU1475257A1 (ru) * 1987-03-30 1999-07-27 С.Г. Бондарев Обогреваемое воздухоприемное устройство газотурбинного двигателя
RU2279998C2 (ru) * 2002-11-18 2006-07-20 Открытое акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" Воздухозаборник двигателя летательного аппарата
WO2006136680A1 (fr) * 2005-06-21 2006-12-28 Airbus France Systeme pour le degivrage du bord d'attaque d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur
WO2007110499A1 (fr) * 2006-03-27 2007-10-04 Airbus France Systeme pour le degivrage d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2097926A (en) * 1937-06-09 1937-11-02 Fuel Dev Corp Deicing apparatus for airplanes
US4674708A (en) * 1983-04-27 1987-06-23 Del Castillo Gilbert Amphibious discoidal aircraft
AU581684B2 (en) * 1984-10-08 1989-03-02 Short Brothers Plc Duct for hot air
US4613102A (en) * 1985-02-21 1986-09-23 The B. F. Goodrich Company Pneumatic deicers with template
US5088277A (en) * 1988-10-03 1992-02-18 General Electric Company Aircraft engine inlet cowl anti-icing system
EP0590553A1 (en) * 1992-09-30 1994-04-06 The B.F. Goodrich Company Pneumatic deicing distribution valve and system
US5609314A (en) * 1994-06-02 1997-03-11 The B. F. Goodrich Company Skin for a deicer
US5873544A (en) * 1996-06-17 1999-02-23 Senior Flexonics, Inc. Slidable duct assembly for aircraft anti-icing conduit systems
FR2772341B1 (fr) * 1997-12-12 2000-03-24 Aerospatiale Diffuseur d'air chaud pour capot d'entree d'air de moteur a reaction a circuit de degivrage
US6267328B1 (en) * 1999-10-21 2001-07-31 Rohr, Inc. Hot air injection for swirling rotational anti-icing system
US6354538B1 (en) * 1999-10-25 2002-03-12 Rohr, Inc. Passive control of hot air injection for swirling rotational type anti-icing system
FR2802573B1 (fr) * 1999-12-21 2002-02-15 Aerospatiale Matra Airbus Dispositif d'evacuation d'air chaud pour capot d'entree d'air de moteur a reaction, a circuit de degivrage
US6520452B1 (en) * 2000-08-18 2003-02-18 The B. F. Goodrich Company Deicer for aircraft
FR2813581B1 (fr) * 2000-09-06 2002-11-29 Aerospatiale Matra Airbus Capot d'entree d'air de moteur a reaction pourvu de moyens de degivrage
FR2820715B1 (fr) * 2001-02-15 2003-05-30 Eads Airbus Sa Procede de degivrage d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre
US7278610B2 (en) * 2004-03-03 2007-10-09 Goodrich Corporation Aircraft wing with electrothermal deicing and/or anti-icing device
US20060032983A1 (en) * 2004-07-19 2006-02-16 Brand Joseph H Foreign object damage tolerant nacelle anti-icing system
FR2875542B1 (fr) * 2004-09-21 2009-02-13 Airbus France Sas Dispositif de protection contre le givrage pour moteurs d'aeronefs et procedes de degivrage associe
FR2886674B1 (fr) * 2005-06-07 2007-08-03 Airbus France Sas Systeme pour le degivrage du bord d'attaque d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur
FR2898939B1 (fr) * 2006-03-22 2008-05-09 Snecma Sa Systeme de degivrage d'un cone d'entree de turbomoteur pour aeronef
US7779866B2 (en) * 2006-07-21 2010-08-24 General Electric Company Segmented trapped vortex cavity
FR2906568B1 (fr) 2006-10-02 2012-01-06 Aircelle Sa Structure d'entree d'air deposable pour nacelle de turboreacteur.
FR2921901B1 (fr) 2007-10-08 2011-03-18 Aircelle Sa Structure d'entree d'air apte a etre montee en amont d'une structure mediane de nacelle pour moteur d'aeronef, et nacelle equipee d'une telle structure d'entree d'air
US7900872B2 (en) * 2007-12-12 2011-03-08 Spirit Aerosystems, Inc. Nacelle inlet thermal anti-icing spray duct support system
US8061657B2 (en) * 2008-12-31 2011-11-22 General Electric Company Method and apparatus for aircraft anti-icing

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4688745A (en) * 1986-01-24 1987-08-25 Rohr Industries, Inc. Swirl anti-ice system
SU1475257A1 (ru) * 1987-03-30 1999-07-27 С.Г. Бондарев Обогреваемое воздухоприемное устройство газотурбинного двигателя
USH648H (en) * 1988-08-12 1989-07-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Air passage device
EP0918150A1 (fr) * 1997-11-21 1999-05-26 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Dispositif de dégivrage pour capot d'entrée d'air de moteur à réaction
RU2279998C2 (ru) * 2002-11-18 2006-07-20 Открытое акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" Воздухозаборник двигателя летательного аппарата
WO2006136680A1 (fr) * 2005-06-21 2006-12-28 Airbus France Systeme pour le degivrage du bord d'attaque d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur
WO2007110499A1 (fr) * 2006-03-27 2007-10-04 Airbus France Systeme pour le degivrage d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur

Also Published As

Publication number Publication date
US20110011981A1 (en) 2011-01-20
BRPI0908256A2 (pt) 2015-07-21
US8777164B2 (en) 2014-07-15
CN101952573B (zh) 2013-07-17
EP2250357A1 (fr) 2010-11-17
ES2378030T3 (es) 2012-04-04
ATE535694T1 (de) 2011-12-15
CN101952573A (zh) 2011-01-19
EP2250357B1 (fr) 2011-11-30
FR2927882B1 (fr) 2010-02-12
CA2713471A1 (fr) 2009-09-17
RU2010139200A (ru) 2012-04-10
WO2009112695A1 (fr) 2009-09-17
FR2927882A1 (fr) 2009-08-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2480598C2 (ru) Воздухозаборник для гондолы летательного аппарата
EP1942249B1 (en) Heat transfer system for turbine engine using heat pipes
US7823374B2 (en) Heat transfer system and method for turbine engine using heat pipes
US9982630B2 (en) Turbofan bypass air cooled oil cooler fairings
CA2517799C (en) Swirl-enhanced aerodynamic fastener shield for turbomachine
EP3187718B1 (en) Core compartment ventilation devices for nacelles of gas turbine engines for cooling a core compartment of a gas turbine engine
CA2491935A1 (en) Cooling system for hot parts of an aircraft engine, and aircraft engine equipped with such a cooling system
RU2505458C2 (ru) Гондола турбореактивного двигателя со сдвижным передним капотом
WO2015092251A1 (fr) Turbomachine d'aéronef comportant un échangeur de chaleur du type pré-refroidisseur
US10532802B2 (en) Propulsion assembly comprising a box for retaining drained fluids
US7575196B2 (en) Ice protection system and method including a plurality of segmented sub-areas and a cyclic diverter valve
JP6462042B2 (ja) 断熱ブランケットおよび断熱ブランケット組立体
EP2610179A2 (en) Aircraft air inlet diverter assemblies with improved aerodynamic characteristics
RU2606524C2 (ru) Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата
US11492968B2 (en) Discharge duct of an intermediate housing hub for an aircraft turbojet engine comprising cooling channels
US20150308340A1 (en) Aircraft
EP3239476A1 (en) Case clearance control system and corresponding gas turbine engines
WO2015066361A1 (en) Turbomachinery inlet screen
JP6622826B2 (ja) タービンエンジンの熱シール
CN103958350B (zh) 具有内置取样收集器的复合面板
US20120318380A1 (en) Turbojet engine nacelle provided with a cooling assembly for cooling a component
US11692481B1 (en) Inertial particle separator duct assembly with splitter
RU2463511C2 (ru) Уплотнение с интегрированной стыковочной поверхностью
EP3081799B1 (en) Turbo engine with a fluid duct system
BR102012033639B1 (pt) montagens de desviador de entrada de ar de aeronave com características aerodinâmicas melhoradas

Legal Events

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

Effective date: 20160129