RU2483006C2 - Силовая установка летательного аппарата, содержащая систему отбора горячего воздуха - Google Patents
Силовая установка летательного аппарата, содержащая систему отбора горячего воздуха Download PDFInfo
- Publication number
- RU2483006C2 RU2483006C2 RU2010131450/11A RU2010131450A RU2483006C2 RU 2483006 C2 RU2483006 C2 RU 2483006C2 RU 2010131450/11 A RU2010131450/11 A RU 2010131450/11A RU 2010131450 A RU2010131450 A RU 2010131450A RU 2483006 C2 RU2483006 C2 RU 2483006C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- engine
- power plant
- pipeline
- conduit
- Prior art date
Links
- 230000000740 bleeding effect Effects 0.000 title 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 8
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 8
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 4
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 4
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 4
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 235000002566 Capsicum Nutrition 0.000 description 1
- 239000006002 Pepper Substances 0.000 description 1
- 235000016761 Piper aduncum Nutrition 0.000 description 1
- 235000017804 Piper guineense Nutrition 0.000 description 1
- 244000203593 Piper nigrum Species 0.000 description 1
- 235000008184 Piper nigrum Nutrition 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 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
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/047—Heating to prevent icing
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/16—Control of working fluid flow
- F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Pipeline Systems (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Sampling And Sample Adjustment (AREA)
- Compressors, Vaccum Pumps And Other Relevant Systems (AREA)
- Ventilation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата, содержащей гондолу (50), в которой размещается двигатель (52), причем гондола содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод (54) с воздухозаборником (56) в передней части. Силовая установка содержит, с одной стороны, систему обработки инея, содержащую первый трубопровод (62), оснащенный средствами (66) регулирования проходящего воздуха, для направления горячего воздуха из двигателя (52) к воздухозаборнику (56), а с другой стороны, систему снятия нагрузки, содержащую второй трубопровод (70), оснащенный средствами (72) регулирования проходящего воздуха, для направления воздуха из двигателя к зоне нагнетания. Средства (66) регулирования воздуха, проходящего в первом трубопроводе (62), отличаются от средств регулирования воздуха, проходящего во втором трубопроводе (70). Технический результат заключается в снижении шума от силовой установки летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к силовой установке, которая содержит системы отбора горячего воздуха, направленной на уменьшение шума, производимого упомянутым двигателем.
На фиг.1 и 2 изображена силовая установка летательного аппарата, содержащая гондолу 10, в которой по существу концентрически размещается двигатель 12, который соединен посредством пилона с остальной частью летательного аппарата.
Гондола 10 содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод 14 с воздухозаборником 16 в передней части, первую часть потока поступающего воздуха, называемого первичным потоком, который проходит через двигатель 12 для участия в сгорании, вторую часть воздушного потока, называемого вторичным потоком, который приводится в движение посредством вентилятора 18 и истекает в кольцевой канал 20, ограниченный внутренней стенкой гондолы и внешней стенкой двигателя.
Двигатель 12 содержит систему снятия нагрузки, например, для исключения явлений «помпажа» двигателя при взлете, причем упомянутая система позволяет отбирать воздух на уровне первой точки отбора 22 в камере сгорания и выбрасывать его за пределы двигателя 12. С этой целью двигатель содержит трубопровод 24, снабженный клапаном 26 для направления воздуха при определенных условиях из первой точки отбора 22 к зоне нагнетания за пределы двигателя через отверстие 28, выходящее в кольцевой канал 20, в частности, через множество отверстий, выполненных в хвостовой трубе. Данная система называется «перечницей».
Основным недостатком такого выброса в кольцевой канал 20 является производство шума.
Одновременно силовая установка может содержать систему обработки инея воздушного типа, направленную на отбор горячего воздуха на уровне двигателя и его нагнетания на уровне воздухозаборника 16. Описание такой системы приведено, в частности, в документе EP-1.232.944.
Такая система обработки инея содержит, по меньшей мере, трубопровод 30, снабженный в случае необходимости средствами регулирования расхода 32 для направления горячего воздуха из второй точки отбора 34 в двигателе к воздухозаборнику. После циркуляции на уровне воздухозаборника с целью обеспечения устранения обледенения горячий воздух выбрасывается в струю воздуха, поступающего в трубопровод 14 гондолы. Нагнетание горячего воздуха, использованного для устранения обледенения воздухозаборника, не приводит к образованию звуковых отрицательных факторов.
Настоящее изобретение направлено на то, чтобы предложить силовую установку летательного аппарата, содержащую системы отбора горячего воздуха в двигателе, имеющую целью снижение производства шума упомянутого двигателя, в частности шума, проистекающего из системы снятия нагрузки.
С этой целью объектом изобретения является силовая установка летательного аппарата, содержащая гондолу, в которой размещается двигатель, причем упомянутая гондола содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод с воздухозаборником в передней части, причем силовая установка содержит, с одной стороны, систему обработки инея, содержащую, по меньшей мере, первый трубопровод, оснащенный средствами регулирования проходящего воздуха, для направления горячего воздуха из двигателя к воздухозаборнику, а с другой стороны, систему снятия нагрузки, содержащую, по меньшей мере, второй трубопровод, оснащенный средствами регулирования проходящего воздуха, для направления воздуха из двигателя к зоне нагнетания, причем упомянутый, по меньшей мере, второй трубопровод соединен с упомянутым, по меньшей мере, первым трубопроводом, отличающаяся тем, что средства регулирования проходящего воздуха в упомянутом, по меньшей мере, первом трубопроводе отличаются от средств регулирования проходящего воздуха в упомянутом, по меньшей мере, втором трубопроводе.
Другие отличительные признаки и преимущества станут видны из нижеследующего описания изобретения, из описания, приводимого исключительно в качестве примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 представляет собой разрез, в схематическом виде иллюстрирующий силовую установку в соответствии с предшествующим уровнем техники;
фиг.2 представляет собой схему, иллюстрирующую системы отбора в соответствии с предшествующим уровнем техники;
фиг.3 представляет собой разрез, в схематическом виде иллюстрирующий силовую установку согласно изобретению; и
фиг.4 представляет собой схему, иллюстрирующую системы отбора согласно изобретению.
На фиг.3 изображена силовая установка летательного аппарата, содержащая гондолу 50, в которой по существу концентрически размещается двигатель 52, соединенный с остальной частью летательного аппарата пилоном. Гондола 50 содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод 54 с воздухозаборником 56 в передней части, называемым также губой, первую часть потока поступающего воздуха, называемого первичным потоком, проходящего через двигатель 52 для участия в сгорании, вторую часть потока воздуха, называемого вторичным потоком, приводимого в движение посредством вентилятора 58 и истекающего в кольцевой канал 60, ограниченный внутренней стенкой гондолы и внешней стенкой двигателя.
Силовая установка содержит систему обработки инея воздушного типа, направленную на отбор горячего воздуха на уровне двигателя и его нагнетания на уровне воздухозаборника 56.
Данная система обработки инея содержит, по меньшей мере, первый трубопровод 62 для направления горячего воздуха, по меньшей мере, от первой точки отбора 64 в двигателе 52 к воздухозаборнику 56. Данная система содержит, предпочтительно, первые средства 66 регулирования проходящего воздуха, в частности, для корректировки расхода горячего воздуха, передаваемого к воздухозаборнику. После циркуляции на уровне воздухозаборника 56 для обеспечения устранения обледенения горячий воздух выбрасывается наружу. Согласно способу практической реализации, изображенному на фиг.3, воздух, использованный для устранения обледенения, вбрасывается в поток воздуха, поступающего в трубопровод 54 гондолы. Однако изобретение не ограничивается этим решением выхода воздуха, способного осуществляться на периферии гондолы.
Нагнетание воздуха, использованного для устранения обледенения воздухозаборника, не приводит к образованию звуковых отрицательных факторов.
Система устранения обледенения, а также выход воздуха, использованного для устранения обледенения, далее не детализируются, поскольку они известны специалистам. Кроме того, они могут иметь различные технические решения, описание которых, в частности, приведено в документе EP-1.232.944.
Дополнительно силовая установка содержит систему снятия нагрузки, в частности, для исключения явлений «помпажа» двигателя при взлете, направленную на отбор воздуха на уровне второй точки отбора 68 в камере сгорания и его выброса к зоне нагнетания, за пределами двигателя 52. С этой целью двигатель содержит, по меньшей мере, второй трубопровод 70, оснащенный вторыми средствами 72 регулирования проходящего воздуха, такими как клапан, для отбора воздуха из второй точки отбора 68 к зоне нагнетания.
Согласно изобретению, второй трубопровод 70 соединен с первым трубопроводом 62 после вторых средств 72 регулирования для обеспечения нагнетания воздуха, отобранного посредством системы снятия нагрузки в первом трубопроводе 62, для того, чтобы упомянутый воздух был выброшен аналогичным образом, что и воздух, использованный для устранения обледенения.
Средства 72 регулирования воздуха ко второму трубопроводу 70 отличаются от средств 66 регулирования для обеспечения двух функций, а именно оптимального устранения обледенения и снятия нагрузки.
Преимуществом данного решения является устранение звуковых отрицательных факторов, производимых системой снятия нагрузки.
Кроме того, такое расположение способствует улучшению устранения обледенения, поскольку расход горячего воздуха становится более большим.
Согласно вариантам, первая точка отбора 64 и вторая точка отбора 68 могут быть расположены в одной и той же зоне двигателя или в различных зонах.
Claims (2)
1. Силовая установка летательного аппарата, содержащая гондолу (50), в которой размещается двигатель (52), причем упомянутая гондола содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод (54) с воздухозаборником (56) в передней части, причем силовая установка содержит, с одной стороны, систему обработки инея, содержащую, по меньшей мере, первый трубопровод (62), оснащенный средствами (66) регулирования проходящего воздуха, для направления горячего воздуха из двигателя (52) к воздухозаборнику (56), а с другой стороны, систему снятия нагрузки, содержащую, по меньшей мере, второй трубопровод (70), оснащенный средствами (72) регулирования проходящего воздуха, для направления воздуха из двигателя к зоне нагнетания, причем упомянутый, по меньшей мере, второй трубопровод (70) соединен с упомянутым, по меньшей мере, первым трубопроводом (62), отличающаяся тем, что средства (66) регулирования проходящего воздуха в упомянутом, по меньшей мере, первом трубопроводе (62) отличаются от средств (72) регулирования проходящего воздуха в упомянутом, по меньшей мере, втором трубопроводе (70).
2. Силовая установка летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что упомянутый, по меньшей мере, второй трубопровод (70) соединен с упомянутым, по меньшей мере, первым трубопроводом (62) после упомянутых средств (66, 72) регулирования воздуха, проходящего в упомянутом, по меньшей мере, первом трубопроводе (62) и в упомянутом, по меньшей мере, втором трубопроводе (70).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0760439 | 2007-12-28 | ||
| FR0760439A FR2925878B1 (fr) | 2007-12-28 | 2007-12-28 | Ensemble propulsif d'aeronef comprenant des systemes de prelevement d'air chaud |
| PCT/FR2008/052398 WO2009083691A1 (fr) | 2007-12-28 | 2008-12-22 | Ensemble propulsif d'aeronef comprenant des systemes de prelevement d'air chaud |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010131450A RU2010131450A (ru) | 2012-02-10 |
| RU2483006C2 true RU2483006C2 (ru) | 2013-05-27 |
Family
ID=39301088
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010131450/11A RU2483006C2 (ru) | 2007-12-28 | 2008-12-22 | Силовая установка летательного аппарата, содержащая систему отбора горячего воздуха |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8677764B2 (ru) |
| EP (1) | EP2225156B1 (ru) |
| JP (1) | JP2011508143A (ru) |
| CN (1) | CN101952171B (ru) |
| BR (1) | BRPI0819587A2 (ru) |
| CA (1) | CA2710445C (ru) |
| FR (1) | FR2925878B1 (ru) |
| RU (1) | RU2483006C2 (ru) |
| WO (1) | WO2009083691A1 (ru) |
Families Citing this family (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102182559A (zh) * | 2011-05-04 | 2011-09-14 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种带预冷和回热功能的进气道防冰系统 |
| CN102900539B (zh) * | 2011-07-26 | 2015-01-14 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | 防冰和降噪组件 |
| US9879599B2 (en) | 2012-09-27 | 2018-01-30 | United Technologies Corporation | Nacelle anti-ice valve utilized as compressor stability bleed valve during starting |
| CN103850800B (zh) * | 2012-11-29 | 2016-04-06 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | 进气道防冰装置及民用涡扇发动机 |
| FR2998871B1 (fr) | 2012-12-05 | 2015-01-30 | Airbus Operations Sas | Vanne a double niveau de regulation et dispositif de degivrage d'une entree d'air d'une nacelle d'aeronef integrant ladite vanne |
| FR3009278B1 (fr) | 2013-07-30 | 2016-12-23 | Airbus Operations Sas | Procede de regulation du degivrage d'un bord d'attaque d'un aeronef et dispositif pour sa mise en oeuvre |
| CN104929778B (zh) * | 2014-03-18 | 2017-08-25 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 发动机进气道防冰系统 |
| US10371060B2 (en) | 2015-02-20 | 2019-08-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compound engine assembly with confined fire zone |
| US10428734B2 (en) * | 2015-02-20 | 2019-10-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compound engine assembly with inlet lip anti-icing |
| US20160245162A1 (en) | 2015-02-20 | 2016-08-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compound engine assembly with offset turbine shaft, engine shaft and inlet duct |
| US10408123B2 (en) | 2015-02-20 | 2019-09-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Engine assembly with modular compressor and turbine |
| US10533492B2 (en) | 2015-02-20 | 2020-01-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compound engine assembly with mount cage |
| US10533500B2 (en) | 2015-02-20 | 2020-01-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compound engine assembly with mount cage |
| US9869240B2 (en) | 2015-02-20 | 2018-01-16 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compound engine assembly with cantilevered compressor and turbine |
| US10823060B2 (en) * | 2015-12-18 | 2020-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine with short inlet, acoustic treatment and anti-icing features |
| US10443497B2 (en) | 2016-08-10 | 2019-10-15 | Rolls-Royce Corporation | Ice protection system for gas turbine engines |
| GB201807840D0 (en) * | 2018-05-15 | 2018-06-27 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
| US11788465B2 (en) | 2022-01-19 | 2023-10-17 | General Electric Company | Bleed flow assembly for a gas turbine engine |
| US11808281B2 (en) | 2022-03-04 | 2023-11-07 | General Electric Company | Gas turbine engine with variable pitch inlet pre-swirl features |
| CN115419526A (zh) * | 2022-08-30 | 2022-12-02 | 芜湖中科飞机制造有限公司 | 一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3333437A1 (de) * | 1983-09-16 | 1985-04-11 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Einrichtung zur verdichterregelung von gasturbinentriebwerken |
| EP1232944A1 (fr) * | 2001-02-15 | 2002-08-21 | AIRBUS FRANCE (Société par Actions Simplifiée) | Procédé de dégivrage par circulation forcée d'un fluide, d'un capot d'entrée d'air de moteur à réaction et dispositif pour sa mise en oeuvre |
| FR2875542A1 (fr) * | 2004-09-21 | 2006-03-24 | Airbus France Sas | Dispositif de protection contre le givrage pour moteurs d'aeronefs et procedes de degivrage associe |
| RU2279998C2 (ru) * | 2002-11-18 | 2006-07-20 | Открытое акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" | Воздухозаборник двигателя летательного аппарата |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3981466A (en) * | 1974-12-23 | 1976-09-21 | The Boeing Company | Integrated thermal anti-icing and environmental control system |
| US4083181A (en) * | 1976-06-14 | 1978-04-11 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Gas turbine engine with recirculating bleed |
| US4550564A (en) * | 1984-03-19 | 1985-11-05 | United Technologies Corporation | Engine surge prevention system |
| US4783026A (en) * | 1987-05-22 | 1988-11-08 | Avco Corporation | Anti-icing management system |
| US4852343A (en) * | 1987-07-02 | 1989-08-01 | Avco Corporation | Method of operating anti-icing valve |
| US5114100A (en) * | 1989-12-29 | 1992-05-19 | The Boeing Company | Anti-icing system for aircraft |
| US5161364A (en) * | 1991-04-01 | 1992-11-10 | United Technologies Corporation | Control of aircraft bleed air stage mixing |
| US6371411B1 (en) * | 1999-11-23 | 2002-04-16 | The Boeing Company | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection |
| DE102004024007B4 (de) * | 2004-05-13 | 2007-10-11 | Airbus Deutschland Gmbh | Flugzeugkomponente, insbesondere Flügel |
| CN2913183Y (zh) | 2006-06-02 | 2007-06-20 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 带防冰腔的升压式低压除水环控装置 |
-
2007
- 2007-12-28 FR FR0760439A patent/FR2925878B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-12-22 BR BRPI0819587 patent/BRPI0819587A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-12-22 RU RU2010131450/11A patent/RU2483006C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-12-22 CA CA2710445A patent/CA2710445C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2008-12-22 US US12/810,870 patent/US8677764B2/en active Active
- 2008-12-22 EP EP08866581.5A patent/EP2225156B1/fr active Active
- 2008-12-22 JP JP2010540161A patent/JP2011508143A/ja active Pending
- 2008-12-22 WO PCT/FR2008/052398 patent/WO2009083691A1/fr active Application Filing
- 2008-12-22 CN CN200880124026.XA patent/CN101952171B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3333437A1 (de) * | 1983-09-16 | 1985-04-11 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Einrichtung zur verdichterregelung von gasturbinentriebwerken |
| EP1232944A1 (fr) * | 2001-02-15 | 2002-08-21 | AIRBUS FRANCE (Société par Actions Simplifiée) | Procédé de dégivrage par circulation forcée d'un fluide, d'un capot d'entrée d'air de moteur à réaction et dispositif pour sa mise en oeuvre |
| RU2279998C2 (ru) * | 2002-11-18 | 2006-07-20 | Открытое акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" | Воздухозаборник двигателя летательного аппарата |
| FR2875542A1 (fr) * | 2004-09-21 | 2006-03-24 | Airbus France Sas | Dispositif de protection contre le givrage pour moteurs d'aeronefs et procedes de degivrage associe |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2925878A1 (fr) | 2009-07-03 |
| US8677764B2 (en) | 2014-03-25 |
| US20100281880A1 (en) | 2010-11-11 |
| CA2710445A1 (fr) | 2009-07-09 |
| CN101952171B (zh) | 2014-01-29 |
| FR2925878B1 (fr) | 2010-04-23 |
| CN101952171A (zh) | 2011-01-19 |
| CA2710445C (fr) | 2016-06-07 |
| EP2225156B1 (fr) | 2013-05-15 |
| BRPI0819587A2 (pt) | 2015-05-05 |
| EP2225156A1 (fr) | 2010-09-08 |
| JP2011508143A (ja) | 2011-03-10 |
| RU2010131450A (ru) | 2012-02-10 |
| WO2009083691A1 (fr) | 2009-07-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2483006C2 (ru) | Силовая установка летательного аппарата, содержащая систему отбора горячего воздуха | |
| RU2318122C2 (ru) | Диффузор наземного или авиационного газотурбинного двигателя | |
| US5261228A (en) | Apparatus for bleeding air | |
| CA2870604C (en) | High pressure muffling devices | |
| US8430202B1 (en) | Compact high-pressure exhaust muffling devices | |
| US8192147B2 (en) | Nacelle assembly having inlet bleed | |
| US4711084A (en) | Ejector assisted compressor bleed | |
| RU2012120085A (ru) | Воздухозаборник газотурбинного двигателя в гондоле | |
| US10260371B2 (en) | Method and assembly for providing an anti-icing airflow | |
| US20120131900A1 (en) | Inlet particle separator system | |
| US20070220899A1 (en) | System for deicing an aircraft turbine engine inlet cone | |
| CN110259600A (zh) | 双外涵自适应循环发动机 | |
| US10544737B2 (en) | Method and system for mitigation of cavity resonance | |
| US8235170B1 (en) | Integrated tailcone muffler assemblies and methods | |
| US20170081020A1 (en) | Active laminar flow control system with drainage | |
| US10082040B2 (en) | Aircraft comprising a turbine engine incorporated into the rear fuselage with variable supply | |
| US20160090912A1 (en) | Inlet particle separator system | |
| RU2384466C2 (ru) | Система всасывания для отсоса пограничного слоя | |
| JP2008025564A (ja) | 往復ピストン燃焼機関用複合拡散装置、及び往復ピストン燃焼機関 | |
| RU2465481C2 (ru) | Вихревой движитель | |
| RU2018107115A (ru) | Турбореактивный двухконтурный двигатель | |
| CN113882952B (zh) | 进气整流罩、燃气涡轮发动机以及热气防冰方法 | |
| RU2203453C2 (ru) | Устройство для отвода дымовых и/или промышленных газов в атмосферу | |
| RU2028459C1 (ru) | Турбина | |
| RU2018139555A (ru) | Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20131223 |