RU2487055C2 - Гондола летательного аппарата, содержащая средства отвода горячего воздуха - Google Patents
Гондола летательного аппарата, содержащая средства отвода горячего воздуха Download PDFInfo
- Publication number
- RU2487055C2 RU2487055C2 RU2010127249/11A RU2010127249A RU2487055C2 RU 2487055 C2 RU2487055 C2 RU 2487055C2 RU 2010127249/11 A RU2010127249/11 A RU 2010127249/11A RU 2010127249 A RU2010127249 A RU 2010127249A RU 2487055 C2 RU2487055 C2 RU 2487055C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nacelle
- level
- panel
- hot air
- lip
- Prior art date
Links
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 9
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 6
- 230000008030 elimination Effects 0.000 claims description 4
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 33
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 15
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 13
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 12
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 12
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 8
- 210000003850 cellular structure Anatomy 0.000 description 5
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 4
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 230000008719 thickening Effects 0.000 description 3
- 230000009931 harmful effect Effects 0.000 description 2
- 238000010079 rubber tapping Methods 0.000 description 2
- 239000011247 coating layer Substances 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 238000013022 venting 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
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
- B64D15/04—Hot gas application
-
- 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
-
- 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
- B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
-
- 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)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Physical Or Chemical Processes And Apparatus (AREA)
- Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
- Polymers With Sulfur, Phosphorus Or Metals In The Main Chain (AREA)
- Glass Compositions (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Protection Of Pipes Against Damage, Friction, And Corrosion (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Telescopes (AREA)
- Exhaust Gas After Treatment (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле со средствами отвода горячего воздуха. Гондола летательного аппарата содержит средства (50) отвода горячего воздуха, обеспечивающие сообщение внутренней части с внешней частью гондолы, и зону соединения между двумя элементами (54, 56), на уровне которой два элемента накладываются друг на друга, причем каждый из двух элементов имеет поверхность, образующую внешнюю поверхность гондолы с одной и другой стороны зоны соединения. Средства (50) отвода содержат угловую вставку (52) из двух частей: первой части (58, 70, 88), вставляемой между наложенными друг на друга панелями, которая содержит, по меньшей мере, один выступающий и/или вогнутый элемент, позволяющий сформировать проход между упомянутыми панелями для обеспечения сообщения между внутренней и внешней частями гондолы, и второй части против одной панели, которая размещается внутри на уровне зоны соединения для ее защиты от избыточной температуры. Технический результат заключается в повышении эффективности борьбы с обледенением передней кромки гондолы летательного аппарата. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 17 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к гондоле летательного аппарата, содержащей средства отвода горячего воздуха, используемого, в частности, для устранения обледенения губы воздухозаборника упомянутой гондолы.
Для ограничения вредного воздействия на окружающую среду шума вблизи аэропортов международные стандарты в области излучения звуковых колебаний становятся все более и более жесткими.
Для уменьшения шума, производимого летательным аппаратом, были разработаны различные технологии, в частности, предусматривающие наличие на уровне стенок каналов гондол покрытий, предназначенных для поглощения части звуковой энергии, в частности, путем использования принципа резонаторов Гельмгольца. Известно, что это звуковое покрытие содержит (следуя от внешней стороны в направлении внутренней части) пористый акустически резистивный слой, ячеистую структуру и звуконепроницаемый отражающий слой для обеспечения эффективности покрытия. В настоящий момент в силу различных требований, предъявляемых, например, к формообразованию или совместимости с другим оборудованием, размеры обрабатываемых площадей ограничены. Таким образом, покрытие сложно совместимо с системами, позволяющими избежать образования и/или аккумулирования льда и/или инея, которые неизбежно возникают в этих зонах.
Эти системы подразделяются на две большие группы: первые, называемые противообледенительными системами, позволяют ограничить образование льда и/или инея, а вторые, называемые системами устранения обледенения, позволяют ограничить аккумулирование льда и/или инея и действуют в случае образования льда и/или инея. Далее в описании под термином «система или способ обработки инея» будут пониматься противообледенительная система или способ, или система или способ устранения обледенения.
Настоящее изобретение относится, в частности, к способу обработки инея, который заключается в использовании горячего воздуха, отбираемого на уровне двигателя и нагнетаемого на уровне внутренней стенки передних кромок.
Согласно способу практической реализации, изображенному на фиг.1, гондола 10 содержит, по меньшей мере, один канал 12, периферийную стенку 14 и расположенный в передней части воздухозаборник, ограниченный губой 16, которая соединяет канал 12 и периферийную стенку 14.
Известно, что канал 12 содержит покрытие 18 для акустической обработки, содержащее, следуя из внутренней части наружу, отражающий слой, по меньшей мере, одну ячеистую структуру и, по меньшей мере, одну акустически резистивную структуру.
Для усиления конструкции гондолы передний шпангоут 20 соединяет канал 12 и периферийную стенку 14, причем губа 16 жестко соединена с упомянутым передним шпангоутом 20.
Согласно способу практической реализации для обеспечения соединения панели, образующей губу 16, с панелью, образующей периферийную стенку 14, края упомянутых панелей прижимаются, а затем прикрепляются любыми предназначенными для этого средствами к выступающему краю 22 переднего шпангоута 20.
Согласно способу практической реализации для обеспечения соединения между панелью, образующей губу, и одной из панелей, ограничивающих канал 12, края упомянутых панелей выполнены с нахлестом и удерживаются прижатыми друг к другу любыми соответствующими средствами. Как это изображено на фиг.1, передний шпангоут 20 содержит выступающий край 24, к которому прижимается и крепится любыми соответствующими средствами внутренняя сторона панели губы.
Зона соединения, соответствующая зонам нахлеста панелей, образует поверхность, не обработанную в плане акустики.
Предпочтительно, покрытие 26, предназначенное для акустической обработки, покрывает, по меньшей мере, частично поверхность губы.
В дополнение к этому предусматриваются средства для нагнетания горячего воздуха на уровне губы, причем горячий воздух поступает из силовой установки. Предусматриваются средства, например каналы, на уровне внутренней поверхности стенки губы для удержания горячего воздуха против упомянутой стенки. Как это описывается в заявке на патент FR-070055586, данные каналы размещены между ячеистой структурой и акустически резистивной структурой покрытия 26 для акустической обработки.
В канале 12 предусматриваются средства отвода горячего воздуха, предназначенные для его выброса за пределы конструкции гондолы, как это показано на фиг.1.
Согласно способу практической реализации средства отвода представлены в виде перфорационных отверстий или микроперфорационных отверстий 28, выполненных на уровне стенки губы.
Первым недостатком данного способа практической реализации является то, что необработанная в акустическом плане поверхность зоны, занятой средствами отвода, прибавляется к поверхности зоны соединения, также не обработанной, что не позволяет оптимизировать акустическую обработку.
Другим недостатком является то, что выполненные в металлическом листе губы микроперфорационные отверстия слабо поддерживают сквозную циркуляцию горячего воздуха, который стремится образовать явления микротрещин, значительно снижающих срок эксплуатации воздухозаборника.
И, наконец, согласно другому требованию внешний слой покрытий для акустической обработки выполнен из композитного материала, чувствительного к теплоте, причем средства отвода должны быть расположены соответствующим образом относительно обработанных в акустическом плане зон для ограничения риска обгорания композитного материала.
В документе US-5088277 приводится описание другого способа практической реализации средств отвода. Согласно данному документу передний шпангоут содержит в центральной части опорную поверхность, к которой будет прижиматься стенка, образующая губу. Для образования средств отвода стенка, образующая губу, содержит утолщения на уровне зоны соединения с передним шпангоутом. Таким образом, на уровне средств отвода стенка, образующая губу, отодвинута от переднего шпангоута для обеспечения прохода горячего воздуха, который отводится параллельно поверхности канала. Согласно способу практической реализации внешняя поверхность стенки, образующей канал, располагается в продолжении опорной поверхности переднего шпангоута так, что присутствует смещение между поверхностью канала и поверхностью губы даже в зонах за пределами утолщений.
Данный способ практической реализации не является удовлетворительным по следующим причинам:
Эти средства отвода образуют большие аэродинамические возмущения в воздушном потоке, циркулирующем в канале гондолы. Действительно, утолщения представляют собой формы, выступающие относительно поверхностей канала и губы, и способны создавать аэродинамические возмущения, неприемлемые для силовой установки и вентилятора, расположенных в задней части по потоку.
Эти возмущения представляют еще большее затруднение, поскольку система устранения обледенения носит узко локализованное действие, в то время как утолщения непрерывно возмущают воздушный поток, циркулирующий в канале гондолы.
Другим недостатком является то, что смещение между поверхностью канала и поверхностью губы приводит к поверхностному дефекту, также образующему аэродинамические возмущения.
И, наконец, поток горячего воздуха, отводимый параллельно поверхности канала, создает опасность обгорания композитных материалов, используемых для акустической обработки поверхности канала. Так же, как это проиллюстрировано в документе US-5088277, покрытие для акустической обработки отодвинуто от средств отвода, что приводит к уменьшению обрабатываемой в акустическом плане поверхности.
Поэтому настоящее изобретение направлено на устранение недостатков предшествующего уровня техники, предлагая гондолу с встроенной в нее системой отвода горячего воздуха, используемого для устранения обледенения, что позволяет оптимизировать акустическую обработку, увеличивая обрабатываемые поверхности без создания в то же время очень сильных аэродинамических возмущений.
С этой целью объектом настоящего изобретения является гондола летательного аппарата, содержащая средства отвода, обеспечивающие сообщение между внутренней частью и внешней частью гондолы, и зону соединения между двумя элементами, на уровне которой два элемента накладываются друг на друга, причем каждый из двух элементов имеет поверхность, образующую внешнюю поверхность гондолы с одной и другой стороны зоны соединения, отличающаяся тем, что упомянутые средства отвода содержат угловую вставку из двух частей, первой части, вставляемой между наложенными друг на друга панелями, которая содержит, по меньшей мере, один выступающий и/или вогнутый элемент, позволяющий сформировать проход между упомянутыми панелями для обеспечения сообщения между внутренней и внешней частями гондолы, и второй части, располагаемой против одной панели, которая размещена внутри на уровне зоны соединения, для ее защиты от избыточной температуры.
Таким образом, система отвода горячего воздуха позволяет защитить покрытие, используемое для акустической обработки, ограничивая риск контакта упомянутого покрытия с очень горячим воздухом.
Предпочтительно, средства отвода имеют соответствующие формы, позволяющие выбрасывать горячий воздух в направлении, не параллельном внешней поверхности гондолы, для его смешения с аэродинамическими потоками, циркулирующими в канале, и его охлаждения. Угол выброса горячего воздуха определяется таким образом, чтобы добиться компромисса между охлаждением упомянутого горячего воздуха и аэродинамическими возмущениями, производимыми упомянутым потоком горячего воздуха в аэродинамических потоках, циркулирующих в канале.
Другие характеристики и преимущества будут видны из нижеследующего описания изобретения, приведенного исключительно в качестве примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
- фиг.1 представляет собой разрез передней части гондолы на основе предшествующего уровня техники;
- фиг.2 представляет собой разрез, иллюстрирующий в деталях систему отвода горячего воздуха согласно изобретению;
- фиг.3 представляет собой разрез передней части гондолы, показывающий положение переднего шпангоута на основе предшествующего уровня техники и согласно изобретению, а также границы устранения обледенения и обрабатываемых в акустическом плане зон;
- фиг.4 представляет собой вид в перспективе, иллюстрирующий угловую вставку системы отвода согласно изобретению;
- фиг.5 представляет собой вид в перспективе угловой вставки, изображенной на фиг.5, установленной на панели, образующей губу;
- фиг.6 представляет собой вид в перспективе, иллюстрирующий угловую вставку, показанную на фиг.5, на которой изображены выпускные отверстия системы отвода;
- фиг.7 представляет собой вид в перспективе угловой вставки согласно другому варианту;
- фиг.8 представляет собой вид в перспективе, иллюстрирующий угловую вставку, показанную на фиг.7, установленную на панели, образующей губу;
- фиг.9 представляет собой вид в перспективе угловой вставки согласно другому варианту изобретения;
- фиг.10 представляет собой вид в перспективе угловой вставки согласно другому варианту изобретения;
- фиг.11 представляет собой вид сбоку угловой вставки, изображенной на фиг.10;
- фиг.12-14 представляют собой разрезы, иллюстрирующие различные варианты системы отвода согласно изобретению без угловой вставки;
- фиг.15 представляет собой разрез, иллюстрирующий вариант изобретения, с двумя последовательными соединениями: с одной стороны, между панелью, образующей губу, и угловой вставкой и, с другой стороны, между упомянутой угловой вставкой и панелью, образующей канал;
- фиг.16 и 17 представляют собой разрезы, иллюстрирующие варианты системы отвода согласно изобретению с круглыми прокладками, размещаемыми между двумя панелям на уровне зоны соединения.
На фиг.2 и 3 изображена гондола (обозначена позицией 30), содержащая канал 32, периферийную стенку 34, а также губу 36 в передней части, соединяющую упомянутый канал 32 и упомянутую периферийную стенку 34 и ограничивающую воздухозаборник. Описание других конструктивных элементов гондолы не приводится, поскольку они известны специалистам.
Как правило, стенка канала (или губы) образуется путем сборки множества панелей, множества пластинок, множества обшивок и т.п. Далее в описании все формы стенки будут обозначены термином «панель».
Конструкция гондолы 30 содержит передний шпангоут 38, соединяющий периферийную стенку 34 и канал 32 и удерживающий губу 36. Детальное описание шпангоута не приводится, поскольку он также известен специалистам.
Передний шпангоут 38 содержит первый край, расположенный на уровне соединения периферийной стенки 34 и губы 36, и второй край, расположенный на уровне соединения канала 32 и губы 36.
На уровне первого края передний шпангоут 38 содержит опорную поверхность 40, на уровне которой осуществляется жесткое соединение периферийной стенки 34 и/или губы 36.
Согласно способу практической реализации для снижения влияния на лобовое сопротивление панели периферийной поверхности и губы соединены встык, не располагаются с нахлестом и жестко соединены с опорной поверхностью 40.
На уровне второго края передний шпангоут 38 содержит опорную поверхность 42, на уровне которой жестко соединены канал 32 и/или губа 36.
Согласно способу практической реализации стенка губы 36 жестко соединена с опорной поверхностью 42, а края стенок канала и расположенной напротив губы выполнены с нахлестом и жестко соединены любыми соответствующими средствами. Для снижения влияния на лобовое сопротивление панель канала (или панель губы) содержит уступ, высота которого соответствует толщине панели губы (или, соответственно, панели канала) для того, чтобы аэродинамические поверхности двух панелей с одной и другой стороны зоны нахлеста располагались в одной плоскости.
В общем зоной соединения называется зона, на уровне которой два элемента, в частности, две панели или части панелей, накладываются друг на друга. Настоящее изобретение рассматривает, в частности, зоны соединения двух элементов, каждый из которых содержит поверхность, образующую внешнюю поверхность гондолы с одной и другой стороны зоны соединения.
Далее в описании под термином «внутренняя часть гондолы» понимается зона гондолы, ограниченная периферийной стенкой, губой и каналом, которая не контактирует с аэродинамическими потоками, протекающими за пределами летательного аппарата, причем внешняя часть гондолы соответствует взаимодополняющей зоне, на уровне которой циркулируют аэродинамические потоки, а именно потоки, которые находятся в контакте с внешней поверхностью периферийной стенки или с внешней поверхностью канала, внутри которого движется поток воздуха, предназначенный для турбомашины.
Для уменьшения вредного воздействия звука канал 32 содержит покрытие 44 для акустической обработки, содержащее, следуя изнутри наружу, отражающий слой, по меньшей мере, одну ячеистую структуру и, по меньшей мере, одну акустически резистивную структуру. Покрытие для акустической обработки детально не рассматривается, поскольку оно также известно специалистам. Как правило, акустически резистивная структура, образующая аэродинамическую поверхность, выполнена из композитного материала.
Для улучшения акустической обработки губа может также содержать акустическое покрытие 46.
Зоны соединения, с одной стороны, переднего шпангоута и губы и, с другой стороны, губы и канала являются зонами, которые не подвергаются в акустическом плане обработке ввиду нахлеста упомянутых элементов.
Гондола также содержит систему обработки инея на уровне губы 36.
Настоящее изобретение относится, в частности, к гондоле с встроенной системой обработки инея горячим воздухом. В данном случае предусмотрены средства для нагнетания горячего воздуха внутрь губы для того, чтобы последний, контактируя с внутренней поверхностью губы, препятствовал образованию инея или его аккумулированию на уровне внешней поверхности губы.
Согласно способу практической реализации горячий воздух отбирается на уровне силовой установки, причем предусматривается система трубопроводов для его направления в пространство, которое ограничено передним шпангоутом и губой. Описание этих различных элементов более не приводится, поскольку они известны специалистам.
Предпочтительно, для повышения эффективности обработки инея предусматриваются средства для направления горячего воздуха рядом с внутренней поверхностью губы. Согласно способу практической реализации, описание которого приведено в заявке на патент FR-070055586, для акустической обработки между ячеистой структурой и акустически резистивной структурой покрытия располагаются каналы 48.
Гондола содержит средства 50, позволяющие отводить горячий воздух, использованный для обработки инея, за пределы упомянутой гондолы.
Согласно изобретению эти средства 50 отвода горячего воздуха предусмотрены на уровне зоны соединения и установлены между элементами, образующими зону соединения. Согласно изобретению средства 50 отвода горячего воздуха содержат, по меньшей мере, одну выступающую и/или вогнутую форму, расположенную между двумя элементами зоны соединения, что позволяет образовать проход между упомянутыми элементами для обеспечения сообщения внутренней и внешней частей гондолы и истечения горячего воздуха из внутренней части гондолы к внешней части.
Наличие средств отвода, расположенных против зоны соединения, позволяет уменьшить необработанную поверхность и оптимизировать акустическую обработку, причем поверхность, занятая средствами отвода, не прибавляется к поверхности зон соединения.
Согласно изобретению элемент, расположенный ближе к внешней части на уровне зоны соединения, не деформирован на уровне зоны соединения и не содержит никакого дополнительного утолщения, способного создавать аэродинамические возмущения. В зависимости от обстоятельств, или уменьшена толщина, по меньшей мере, одного из двух элементов для образования одного или множества пазов на уровне поверхности контакта упомянутых двух элементов на уровне зоны соединения, или элемент, расположенный ближе к внутренней части на уровне зоны соединения, деформирован в направлении внутренней части для обеспечения присоединения выступающей формы на уровне контактных поверхностей или, по меньшей мере, одного прикрепленного элемента.
Согласно важному отличительному признаку изобретения средства отвода имеют соответствующие формы, позволяющие выбрасывать горячий воздух в направлении, не параллельном внешней поверхности гондолы, для его смешения с аэродинамическими потоками, циркулирующими в канале, и его охлаждения.
Предпочтительно, направление потока выбрасываемого горячего воздуха образует угол с внешней поверхностью, изменяющийся от 5° до 60°. Предпочтительно, угол заключен между 5° и 30° для получения хорошего компромисса между охлаждением горячего воздуха и возмущениями аэродинамического потока, циркулирующего в канале.
Согласно важному моменту изобретения элемент, расположенный внутри на уровне зоны соединения, содержит наклонную грань между зоной, на уровне которой внешняя поверхность упомянутого элемента прижимается к внутренней поверхности другого элемента, и зоной, на уровне которой внешняя поверхность упомянутого элемента образует внешнюю поверхность гондолы; причем упомянутая наклонная грань позволяет ориентировать поток горячего воздуха в направлении, не параллельном внешней поверхности гондолы.
Согласно способу практической реализации средства отвода предусматриваются по всей окружности канала гондолы или на одном или нескольких участках окружности.
Согласно усовершенствованному способу практической реализации угол выброса горячего воздуха может не быть постоянным по длине окружности. Таким образом, в зависимости от положения средств отвода на окружности канала угол выброса может быть оптимизирован.
Согласно способу практической реализации средства отвода содержат, по меньшей мере, одну угловую вставку 52, по меньшей мере, с одним выступающим и/или вогнутым элементом, расположенным между двумя элементами зоны соединения.
Согласно предпочтительному способу практической реализации угловая вставка 52 содержит участок, размещенный между панелью 54 губы 36 и панелью 56 канала 32, причем опорная поверхность 42 переднего шпангоута 38 расположена против зоны нахлеста упомянутых панелей 54 и 56, как это детально показано на фиг.2.
Данное техническое решение также позволяет дополнительно улучшить акустическую обработку, поскольку зоны соединения между передним шпангоутом 38, губой 36, каналом 32 и средствами 50 отвода наложены друг на друге, что приводит к дополнительному уменьшению необработанных поверхностей.
Данное техническое решение позволяет также оптимизировать обработку инея, поскольку не предусмотрено смещение средств 50 отводам вперед (согласно направлению истечения аэродинамических потоков) относительно переднего шпангоута 38.
Другим преимуществом является то, что система отвода больше не содержит перфорационных отверстий или микроперфорационных отверстий, что определенно способствует увеличению ее срока эксплуатации ввиду отсутствия возможных опасностей разрыва под пневматическим давлением.
Преимуществом данного технического решения также является то, что оно заставляет воздух отводиться посредством этой системы отвода, что существенным образом улучшает устранение обледенения с губы. Как это изображено на фиг.3, данное техническое решение позволяет в случае необходимости смещать передний шпангоут, преимуществом чего является возможность его наклонить и придать, таким образом, губе более высокую устойчивость к ударам.
Предпочтительно, средства 50 отвода содержат угловую вставку 52 с первым участком 58, вставленным между наложенными друг на друге панелями, и со вторым участком 60, размещенным против одной панели; причем эта панель, расположенная внутри на уровне зоны соединения, соответствует панели канала 32. Данное техническое решение позволяет защитить панель, образующую канал 32, которая, как правило, выполнена, по меньшей мере, частично из композитного материала.
Согласно первому варианту, изображенному на фиг.10 и 11, средства 50 отвода содержат угловую вставку 52 и подкладки 62, предусмотренные на уровне, по меньшей мере, одной из сторон угловой вставки, которые образуют выступающие элементы, делающие возможным прохождение горячего воздуха изнутри наружу. Предпочтительно, согласно данному способу практической реализации угловая вставка 52 содержит первый участок 58, на уровне которого прикреплены подкладки 62, вставленные между панелями 54 и 56, и второй участок 60, находящийся в контакте только с панелью 56 канала 32. Подкладки 62 расположены на стороне угловой вставки 52 против панели 54 губы для того, чтобы горячий воздух контактировал только с упомянутой панелью 54 для продолжения обработки инея и защиты панели 56 внутреннего канала, выполненной, как правило, по меньшей мере, частично из композитного материала, чувствительного к теплоте.
Предпочтительно, второй участок 60 наклонен относительно первого участка 58 таким образом, что свободный конец 64 второго участка 60 расположен на уровне аэродинамической поверхности панелей, образующих губу и канал. Предпочтительно, свободный конец 64 имеет форму скошенного края для получения кромки 66, поверхность которой расположена на уровне аэродинамической поверхности панелей, образующих губу и канал 32.
Второй наклоненный участок 60 позволяет выбрасывать горячий воздух во внешнюю часть гондолы под наклоном для его смешивания с аэродинамическими потоками, циркулирующими в канале, и для охлаждения.
Для обеспечения прохождения горячего воздуха первый участок 58 вытянут на всю длину L зоны наложения друг на друга панелей 54 и 56.
Согласно другому варианту, изображенному на фиг.4-9, средства 50 отвода содержат пластинку 52, называемую угловой вставкой, по меньшей мере, с одним пазом 68, расположенным, по меньшей мере, на одной из сторон угловой вставки 52, позволяющим проход горячего воздуха из внутренней части гондолы к внешней части.
Согласно способу практической реализации, изображенному на фиг.7-9, пластинка 52 содержит первый участок 70, вставленный между панелями 54 и 56, проходящий, по меньшей мере, по длине зоны наложения друг на друга упомянутых панелей 54 и 56, и второй участок 72, наклоненный относительно первого участка 70 таким образом, чтобы свободный конец 74 второго участка 72 был расположен на уровне аэродинамической поверхности панелей 54 и 56, образующих губу и канал 32.
Предпочтительно, свободный конец 74 имеет форму скошенного края для получения кромки 76, поверхность которой расположена на уровне аэродинамической поверхности панелей, образующих губу и канал 32.
Предпочтительно, панель 54 губы 36 содержит конец 78, имеющий форму скошенного края, для образования кромки, поверхность которой параллельна поверхности второго участка 72 пластинки 52.
Угловая вставка 52 содержит пазы 68 только на уровне стороны против панели 54 губы 36. Таким образом, горячий воздух направляется между угловой вставкой 52 и панелью 54 губы 36, что позволяет защитить панель 56 канала 32, которая выполняется, как правило, по меньшей мере, частично из композитного материала, чувствительного к теплоте.
Пазы 68 могут иметь более или менее значительную ширину, как это изображено на фиг.7-9.
Пазы 68 имеют высоту, которая меньше толщины пластинки 52, причем пазы проходят от первой кромки 80 до второй кромки 76.
Таким образом, пазы 68 выходят, с одной стороны, на уровне кромки 80 через отверстия 82, которые сообщаются с внутренней частью гондолы, а, с другой стороны, на уровне кромки 76 через отверстия 84, которые сообщаются с внешней частью гондолы.
Второй участок наклонен, причем основание пазов 68 также наклонено на уровне упомянутой второй части, что позволяет выбрасывать горячий воздух во внешнюю часть гондолы под наклоном таким образом, чтобы он смешивался с аэродинамическими потоками, циркулирующими в канале, и охлаждался.
Согласно другому способу практической реализации, изображенному на фиг.4-6, пластинка или угловая вставка 52 содержит выступ 86, высота которого по существу равна толщине панели 54 губы, который разграничивает первый участок 88 в виде пластинки с небольшой толщиной, вставленной между двумя панелями 54 и 56, проходящий, по меньшей мере, по длине зоны наложения друг на друга упомянутых панелей 54 и 56, и второй участок 90, имеющий форму скошенного края с кромкой 92, поверхность которого расположена на уровне аэродинамической поверхности панелей, образующих губу и внутренний канал, и наклоненную грань 94, к которой прижата панель 56 канала 32.
Угловая вставка 52 содержит пазы 96 только на уровне стороны против панели 54 губы 36. Таким образом, горячий воздух направляется между угловой вставкой 52 и панелью 54 губы 36, что позволяет защитить панель 56 канала 32, выполняемую, как правило, по меньшей мере, частично из композитного материала, чувствительного к теплоте.
Пазы 96 могут иметь более или менее значительную ширину.
Пазы 96 имеют высоту, которая меньше толщины пластинки 52, и проходят от первой кромки 98 до второй кромки 92.
Таким образом, пазы 96 выходят наружу, с одной стороны, на уровне кромки 98 через отверстия 100, которые сообщаются с внутренней частью гондолы, а, с другой стороны, на уровне кромки 92 через отверстия 102, которые сообщаются с внешней частью гондолы.
Как отмечалось ранее, второй участок наклонен, причем основание пазов 68 также наклонено на уровне упомянутой второй части, что позволяет выбрасывать горячий воздух во внешнюю часть гондолы под наклоном для его смешивания с аэродинамическими потоками, циркулирующими в канале, и охлаждения.
Согласно различным вариантам пластинки или угловые вставки 52 удерживаются на месте любыми предназначенными для этого средствами. Согласно способу практической реализации могут быть предусмотрены отверстия 104 для прохождения через них винтов или заклепок.
Как это показано на фиг.12 и 13, средства 50 отвода содержат выступающие и/или вогнутые элементы 106, выполненные непосредственно на панели 54, образующей губу 36. Согласно способу практической реализации внутренняя поверхность панели 54 содержит пазы 106, проходящие вдоль всей зоны соединения, которые сообщаются первым концом с внутренней частью гондолы, а вторым концом с внешней частью гондолы.
Согласно способу практической реализации, изображенному на фиг.13, панель 56 продолжается между передним шпангоутом 38 и панелью 54, образующей губу на уровне зоны соединения.
Согласно другому способу практической реализации, изображенному на фиг.12, предусмотрена промежуточная деталь 108 для соединения панели 54, образующей губу, панели 56, образующей канал 32, и переднего шпангоута 38. Эта промежуточная деталь 108 содержит два ответвления, причем первое ответвление 110 прижимается к внутренней поверхности панели 54, образующей губу 36, а второе ответвление 112 прижимается к внешней поверхности панели 56, образующей канал 32. Согласно данному варианту средства 50 отвода располагаются между панелью 56 и промежуточной деталью 108. В зависимости от обстоятельств выступающие и/или вогнутые формы могут быть выполнены на уровне поверхности ответвления 110 промежуточной детали 108 в контакте с внутренней поверхностью панели 54, и/или упомянутые формы могут быть выполнены на уровне внутренней поверхности панели 54 в контакте с ответвлением 110 промежуточной детали 108.
Согласно другому варианту, изображенному на фиг.14, передний шпангоут 38 продолжается между панелью 54, образующей губу 36, и панелью 56, образующей канал 32. Согласно способу практической реализации средства 50 отвода содержат выступающие и/или вогнутые формы 114, выполненные непосредственно на уровне поверхности переднего шпангоута 38 в контакте с панелью 54, причем упомянутые выступающие и/или вогнутые формы проходят по длине, достаточной для обеспечения сообщения внутренней части гондолы, в частности, зоны, ограниченной передним шпангоутом и губой, с внешней частью гондолы.
На фиг.15 изображен другой вариант, согласно которому лист или пластинка 116 обеспечивают соединение между панелью 54, образующей губу 36, и панелью 56, образующей канал 32. Таким образом, этот способ практической реализации содержит первую зону соединения между панелью 54 и пластинкой 116 и вторую зону соединения между пластинкой 116 и панелью 56. Согласно способу практической реализации средства 50 отвода содержат выступающие и/или вогнутые формы 118, располагаемые между панелью 54 и пластинкой 116. В зависимости от обстоятельств выступающие и/или вогнутые формы 118 выполняются на уровне поверхности пластинки 116 в контакте с панелью 54, или на уровне внутренней поверхности панели 54 в контакте с пластинкой 116.
Согласно другим способам практической реализации, изображенным на фиг.16 и 17, средства 50 отвода содержат множество элементов 120, расположенных между элементами зоны соединения, в частности, в виде круглых прокладок.
Таким образом, как это изображено на фиг.16, круглые прокладки 120 расположены между ответвлением 110 промежуточной детали 108 и панелью 54 губы 36.
Как это изображено на фиг.17, круглые прокладки 120 расположены между передним шпангоутом 38 и панелью 54, образующей губу 36, и между панелью 56, образующей канал 32, и панелью 54, образующей губу 36.
Безусловно, изобретение не ограничивается способами практической реализации, изображенными на различных фигурах чертежа, причем выступающие и/или вогнутые формы средств отвода предусмотрены непосредственно, по меньшей мере, на одной из деталей, образующей зону соединения, и/или на вставной детали, называемой угловой вставкой, располагаемой между двумя деталями, образующими зону соединения.
Claims (9)
1. Гондола летательного аппарата, содержащая средства (50) отвода горячего воздуха, обеспечивающие сообщение внутренней части с внешней частью гондолы, и зону соединения между двумя элементами (54, 56), на уровне которой два элемента накладываются друг на друга, причем каждый из двух элементов имеет поверхность, образующую внешнюю поверхность гондолы с одной и другой стороны зоны соединения, отличающаяся тем, что упомянутые средства (50) отвода содержат угловую вставку (52) из двух частей, первой части (58, 70, 88), вставляемой между наложенными друг на друга панелями, которая содержит, по меньшей мере, один выступающий и/или вогнутый элемент, позволяющий сформировать проход между упомянутыми панелями для обеспечения сообщения между внутренней и внешней частями гондолы, и второй части (60, 72, 90), располагаемой против одной панели, которая размещена внутри на уровне зоны соединения для ее защиты от избыточной температуры.
2. Гондола летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что направление выбрасываемой струи горячего воздуха образует с внешней поверхностью угол, изменяющийся от 5° до 30°, оптимизированный для получения хорошего компромисса между охлаждением горячего воздуха и возмущениями аэродинамического потока, циркулирующего в канале.
3. Гондола летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что элемент, расположенный внутри на уровне зоны соединения, содержит наклонную грань между зоной, на уровне которой внешняя поверхность упомянутого элемента прижата к внутренней поверхности другого элемента, и зоной, на уровне которой внешняя поверхность упомянутого элемента образует внешнюю поверхность гондолы, причем упомянутая наклонная грань позволяет ориентировать поток горячего воздуха в направлении, не параллельном внешней поверхности гондолы.
4. Гондола летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что вторая часть (60, 72, 90) имеет форму скошенного края для получения кромки (66, 76, 92), поверхность которой расположена на уровне аэродинамической поверхности панелей (54, 56).
5. Гондола летательного аппарата по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что средства (50) отвода содержат угловую вставку (52) с подкладками (62), которые предусмотрены на уровне, по меньшей мере, одной из сторон упомянутой угловой вставки, образующую выступающие элементы, делающие возможным прохождение воздуха из внутренней части к внешней части.
6. Гондола летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что средства (50) отвода содержат угловую вставку (52), по меньшей мере, с одним пазом (68, 96), по меньшей мере, на одной из ее сторон, обеспечивая прохождение воздуха из внутренней части гондолы к внешней части.
7. Гондола летательного аппарата по п.6, отличающаяся тем, что пазы (68, 96) выходят, с одной стороны, на уровне первой кромки (80, 98) через отверстия (82, 100), которые сообщаются с внутренней частью гондолы, и, с другой стороны, на уровне второй кромки (76, 92) через отверстия (84, 102), которые сообщаются с внешней частью гондолы.
8. Гондола летательного аппарата по п.6 или 7, отличающаяся тем, что угловая вставка (52) содержит выступ (86), высота которого по существу равна толщине первой панели (54), которая разграничивает первую часть (88) в виде пластинки небольшой толщины, вставленной между двумя панелями (54, 56), проходящий, по меньшей мере, по длине зоны наложения упомянутых панелей (54, 56), и вторую часть (90) в форме скошенного края с кромкой (92), поверхность которой расположена на уровне аэродинамической поверхности упомянутых панелей (54, 56), и наклонную грань (94), к которой прижата вторая панель (56), а также тем, что угловая вставка (52) содержит пазы (96) только на уровне стороны против первой панели (54).
9. Гондола летательного аппарата, содержащая внутренний канал (32), внешнюю поверхность (34), губу (36) в передней части, соединяющую упомянутый внутренний канал (32) и упомянутую внешнюю поверхность (34), разграничивающую воздухозаборник, причем передний шпангоут (38) соединяет упомянутую внешнюю поверхность (34) и упомянутый внутренний канал (32) и удерживает упомянутую губу (36), систему устранения обледенения, использующую горячий воздух, нагнетаемый внутрь упомянутой губы (36), и средства (50) отвода горячего воздуха по любому из предшествующих пунктов, вставленные между панелью (56), образующей внутренний канал (32), и панелью (54), образующей губу (36).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0759493A FR2924409B1 (fr) | 2007-12-03 | 2007-12-03 | Nacelle d'aeronef comprenant des moyens d'evacuations d'air chaud |
| FR0759493 | 2007-12-03 | ||
| PCT/FR2008/052164 WO2009077688A2 (fr) | 2007-12-03 | 2008-12-01 | Nacelle d'aeronef comprenant des moyens d'evacuation d'air chaud |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010127249A RU2010127249A (ru) | 2012-01-10 |
| RU2487055C2 true RU2487055C2 (ru) | 2013-07-10 |
Family
ID=39561804
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010127249/11A RU2487055C2 (ru) | 2007-12-03 | 2008-12-01 | Гондола летательного аппарата, содержащая средства отвода горячего воздуха |
| RU2010127274/11A RU2494014C2 (ru) | 2007-12-03 | 2008-12-01 | Гондола летательного аппарата, содержащая оптимизированную систему обработки инея |
Family Applications After (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010127274/11A RU2494014C2 (ru) | 2007-12-03 | 2008-12-01 | Гондола летательного аппарата, содержащая оптимизированную систему обработки инея |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US8602360B2 (ru) |
| EP (2) | EP2217497B1 (ru) |
| JP (2) | JP5495134B2 (ru) |
| CN (2) | CN101918275B (ru) |
| AT (2) | ATE501933T1 (ru) |
| BR (2) | BRPI0818986A2 (ru) |
| CA (2) | CA2707655C (ru) |
| DE (1) | DE602008005646D1 (ru) |
| FR (1) | FR2924409B1 (ru) |
| RU (2) | RU2487055C2 (ru) |
| WO (2) | WO2009077688A2 (ru) |
Families Citing this family (39)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2952032B1 (fr) * | 2009-11-05 | 2012-04-06 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise |
| US9010084B2 (en) * | 2009-02-02 | 2015-04-21 | Airbus Operations Sas | Aircraft nacelle including an optimised acoustic processing system |
| FR2950325B1 (fr) * | 2009-09-23 | 2011-09-09 | Airbus Operations Sas | Panneau pour le traitement acoustique plus particulierement adapte a une entree d'air d'une nacelle d'aeronef |
| FR2953811B1 (fr) * | 2009-12-15 | 2012-03-16 | Airbus Operations Sas | Panneau pour une entree d'air d'une nacelle d'aeronef assurant un traitement acoustique et un traitement du givre optimises |
| 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 |
| FR2976556B1 (fr) * | 2011-06-17 | 2013-12-27 | Airbus Operations Sas | Entree d'air d'une nacelle d'aeronef incorporant une levre renforcee avec un systeme de degivrage par effet joule |
| FR2980776B1 (fr) | 2011-10-03 | 2014-08-22 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comportant un panneau pour le traitement acoustique integrant des canaux d'air chaud et au moins un canal annulaire |
| FR2980775B1 (fr) | 2011-10-03 | 2014-07-11 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comportant un panneau pour le traitement acoustique integrant des canaux d'air chaud et au moins une chambre de stabilisation |
| FR2980774B1 (fr) * | 2011-10-03 | 2013-10-25 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comportant un dispositif d'alimentation en air chaud d'un panneau combinant les traitements acoustique et du givre |
| US20140263837A1 (en) * | 2013-03-12 | 2014-09-18 | Spirit Aerosystems, Inc. | Nacelle inlet thermal anti-ice spray duct |
| JP2016519246A (ja) * | 2013-05-07 | 2016-06-30 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 防氷スプリッタノーズ |
| FR3023538B1 (fr) * | 2014-07-11 | 2016-07-15 | Aircelle Sa | Levre avant de nacelle de turboreacteur comportant des percages d’air chaud en amont de panneaux acoustiques |
| US10421551B2 (en) | 2014-12-15 | 2019-09-24 | United Technologies Corporation | Aircraft anti-icing system |
| US10156243B2 (en) * | 2015-05-04 | 2018-12-18 | Safran Aero Boosters Sa | Composite splitter lip for axial turbomachine compressor |
| AU2016267963B2 (en) | 2015-05-25 | 2020-08-13 | Dotterel Technologies Limited | A shroud for an aircraft |
| CN106555676B (zh) * | 2015-09-28 | 2018-03-06 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 短舱冷却与进气道防冰的复合装置及涡扇发动机 |
| US10533497B2 (en) | 2016-04-18 | 2020-01-14 | United Technologies Corporation | Short inlet with integrated liner anti-icing |
| US10189572B2 (en) * | 2016-05-02 | 2019-01-29 | The Boeing Company | Systems and methods for preventing ice formation on portions of an aircraft |
| US10221765B2 (en) | 2016-08-26 | 2019-03-05 | Honeywell International Inc. | Anti-icing exhaust system |
| CN106672246B (zh) * | 2016-12-15 | 2019-01-25 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种直升机动力舱后部封严结构 |
| FR3062880A1 (fr) | 2017-02-10 | 2018-08-17 | Airbus | Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef |
| CN107054698B (zh) * | 2017-03-07 | 2021-04-06 | 沈武云 | 航天器外表面除热装置 |
| AU2018306554A1 (en) | 2017-07-24 | 2020-02-20 | Dotterel Technologies Limited | Shroud |
| FR3072908B1 (fr) * | 2017-10-26 | 2021-02-26 | Safran Nacelles | Ensemble propulsif pour aeronef |
| FR3073561B1 (fr) * | 2017-11-10 | 2020-11-20 | Safran Aircraft Engines | Anneau d'aubes fixes d'un turboreacteur comprenant une structure de traitement acoustique |
| FR3074149B1 (fr) * | 2017-11-30 | 2019-12-13 | Safran Nacelles | Nacelle d’aeronef |
| FR3074776B1 (fr) * | 2017-12-13 | 2020-02-28 | Safran Nacelles | Levre d’entree d’air de nacelle pour turboreacteur |
| AU2019271730A1 (en) | 2018-05-16 | 2020-12-24 | Dotterel Technologies Limited | Systems and methods for audio capture |
| FR3085303B1 (fr) * | 2018-09-05 | 2020-11-20 | Airbus Operations Sas | Panneau insonorisant avec une ame alveolaire et un systeme de degivrage |
| FR3087489B1 (fr) * | 2018-10-18 | 2022-12-09 | Airbus Operations Sas | Partie anterieure de nacelle de groupe propulsif d'aeronef comportant une voie principale de propagation d'efforts entre une levre d'entree d'air et une peau arriere d'un panneau acoustique |
| FR3087420B1 (fr) * | 2018-10-19 | 2021-03-12 | Airbus Operations Sas | Nacelle de moteur d’aeronef comprenant un systeme de protection contre le givre. |
| US11440665B2 (en) * | 2018-10-23 | 2022-09-13 | Airbus Operations Gmbh | Vented leading-edge assembly and method for manufacturing a vented leading-edge assembly |
| FR3095420B1 (fr) * | 2019-04-26 | 2023-04-21 | Safran Nacelles | Entrée d’air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d’air |
| US11325716B2 (en) * | 2019-05-24 | 2022-05-10 | Rohr, Inc. | Inlet bulkhead with ventilation groove |
| FR3096662B1 (fr) | 2019-05-27 | 2022-08-12 | Safran Nacelles | Lèvre d’entrée d’air de nacelle de turbomachine comprenant un dispositif acoustique et procédé de fabrication d’une telle lèvre |
| FR3099912B1 (fr) * | 2019-08-18 | 2021-08-13 | Safran Nacelles | Entrée d’air d’une nacelle d’une turbomachine d’aéronef |
| FR3100842A1 (fr) * | 2019-09-12 | 2021-03-19 | Airbus Operations | Entrée d'air, nacelle, ensemble propulsif et aéronef à lèvre rainurée |
| GB2588204B (en) * | 2019-10-15 | 2022-09-14 | Safran Nacelles Ltd | Aircraft nacelle inlet |
| FR3133593A1 (fr) * | 2022-03-17 | 2023-09-22 | Safran Nacelles | Entrée d’air pour nacelle d’une turbomachine d’aéronef et procédé de montage d’une entrée d’air |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3933327A (en) * | 1974-08-30 | 1976-01-20 | Rohr Industries, Inc. | Aircraft anti-icing plenum |
| US4154256A (en) * | 1978-03-29 | 1979-05-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Self stabilizing sonic inlet |
| SU669638A1 (ru) * | 1976-12-30 | 1986-10-07 | Предприятие П/Я В-2323 | Противообледенительна система летательного аппарата |
| US4738416A (en) * | 1986-09-26 | 1988-04-19 | Quiet Nacelle Corporation | Nacelle anti-icing system |
| WO2006136748A2 (fr) * | 2005-06-22 | 2006-12-28 | Airbus France | Systeme d'anti-givrage et de degivrage de nacelle de moteur d'aeronef a tapis resistif |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1210202A (en) * | 1969-03-06 | 1970-10-28 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
| US3889903A (en) * | 1973-03-09 | 1975-06-17 | Boeing Co | Airfoil leading edge structure with boundary layer control |
| AU581684B2 (en) * | 1984-10-08 | 1989-03-02 | Short Brothers Plc | Duct for hot air |
| JPS61160395A (ja) * | 1985-01-09 | 1986-07-21 | 財団法人日本航空機開発協会 | 航空機の防氷装置 |
| US4752049A (en) * | 1985-12-30 | 1988-06-21 | The Boeing Company | Leading edge slat/anti-icing system and method for airfoil |
| 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 |
| US5088277A (en) * | 1988-10-03 | 1992-02-18 | General Electric Company | Aircraft engine inlet cowl anti-icing system |
| US5011098A (en) | 1988-12-30 | 1991-04-30 | The Boeing Company | Thermal anti-icing system for aircraft |
| IT1250510B (it) * | 1991-10-03 | 1995-04-08 | Alenia Aeritalia & Selenia | Sistema di scarico a bassa pressione ed alta miscelazione per il fluido di riscaldamento di un dispositivo anti-ghiaccio previsto nella presa d'aria di un motore turbo-getto. |
| US5390878A (en) * | 1993-02-09 | 1995-02-21 | Grumman Aerospace Corporation | Strain isolator assembly |
| 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 |
| ITMI20010078A1 (it) * | 2001-01-17 | 2002-07-17 | Aermacchi S P A | Pannello acustico a struttura composita migliorato |
| FR2820716B1 (fr) * | 2001-02-15 | 2003-05-30 | Eads Airbus Sa | Procede de degivrage par circulation forcee d'un fluide, d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre |
| GB0211800D0 (en) * | 2002-05-22 | 2002-07-03 | Short Brothers Plc | An ice protection system for aircraft structures |
| 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 |
| US7607306B2 (en) * | 2005-08-03 | 2009-10-27 | General Electric Company | Infrared suppressor apparatus and method |
| FR2898939B1 (fr) * | 2006-03-22 | 2008-05-09 | Snecma Sa | Systeme de degivrage d'un cone d'entree de turbomoteur pour aeronef |
| FR2898867B1 (fr) * | 2006-03-27 | 2008-12-19 | Airbus France Sas | Systeme pour le degivrage d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur. |
-
2007
- 2007-12-03 FR FR0759493A patent/FR2924409B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-12-01 CN CN200880119681.6A patent/CN101918275B/zh active Active
- 2008-12-01 WO PCT/FR2008/052164 patent/WO2009077688A2/fr active Application Filing
- 2008-12-01 DE DE602008005646T patent/DE602008005646D1/de active Active
- 2008-12-01 JP JP2010535440A patent/JP5495134B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2008-12-01 BR BRPI0818986 patent/BRPI0818986A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-12-01 JP JP2010535438A patent/JP5500453B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2008-12-01 EP EP08861685A patent/EP2217497B1/fr active Active
- 2008-12-01 RU RU2010127249/11A patent/RU2487055C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-12-01 US US12/745,957 patent/US8602360B2/en active Active
- 2008-12-01 CA CA2707655A patent/CA2707655C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2008-12-01 CN CN200880118895.1A patent/CN101952169B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2008-12-01 AT AT08863015T patent/ATE501933T1/de not_active IP Right Cessation
- 2008-12-01 US US12/745,953 patent/US8448901B2/en active Active
- 2008-12-01 BR BRPI0818987 patent/BRPI0818987A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-12-01 CA CA2707501A patent/CA2707501C/fr active Active
- 2008-12-01 WO PCT/FR2008/052166 patent/WO2009077690A2/fr active Application Filing
- 2008-12-01 RU RU2010127274/11A patent/RU2494014C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-12-01 EP EP08863015A patent/EP2231474B1/fr active Active
- 2008-12-01 AT AT08861685T patent/ATE518752T1/de not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3933327A (en) * | 1974-08-30 | 1976-01-20 | Rohr Industries, Inc. | Aircraft anti-icing plenum |
| SU669638A1 (ru) * | 1976-12-30 | 1986-10-07 | Предприятие П/Я В-2323 | Противообледенительна система летательного аппарата |
| US4154256A (en) * | 1978-03-29 | 1979-05-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Self stabilizing sonic inlet |
| US4738416A (en) * | 1986-09-26 | 1988-04-19 | Quiet Nacelle Corporation | Nacelle anti-icing system |
| WO2006136748A2 (fr) * | 2005-06-22 | 2006-12-28 | Airbus France | Systeme d'anti-givrage et de degivrage de nacelle de moteur d'aeronef a tapis resistif |
Also Published As
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2487055C2 (ru) | Гондола летательного аппарата, содержащая средства отвода горячего воздуха | |
| EP1103462B1 (en) | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection | |
| RU2468226C2 (ru) | Покрытие для акустической обработки, передняя кромка и воздухозаборник летательного аппарата, содержащие такое покрытие | |
| US6920958B2 (en) | Annular acoustic panel | |
| US8172037B2 (en) | Coating for acoustic treatment that integrates the function of hot-air treatment of frost | |
| US9010084B2 (en) | Aircraft nacelle including an optimised acoustic processing system | |
| US6688558B2 (en) | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection | |
| EP1715158B1 (en) | Duct liner with acoustic splice and corresponding fan case | |
| JP2003269398A (ja) | ファンケーシングの吸音処理 | |
| CN102301122A (zh) | 用于飞行器发动机机舱的声衰减板 | |
| EP3281192B1 (en) | Acoustic liner and method of constructing an acoustic liner | |
| US20170096230A1 (en) | Compartmentalized structure for the acoustic treatment and the de-icing of an aircraft nacelle and aircraft nacelle incorporating said structure | |
| US20190309682A1 (en) | Sound attenuation panel for aircraft having a combination of acoustic attenuation properties | |
| CN111465557B (zh) | 用于涡轮喷气发动机机舱的进气唇缘 | |
| US11407522B2 (en) | Air inlet, nacelle, propulsive assembly and aircraft with grooved lip | |
| RU2545608C2 (ru) | Звукоизолирующая панель, конструкция воздухозаборника и внутренняя неподвижная конструкция с такой панелью для гондолы авиадвигателя | |
| RU2801764C2 (ru) | Воздухозаборник гондолы и гондола, содержащая такой воздухозаборник | |
| US20220212809A1 (en) | Air intake lip of a turbomachine nacelle comprising an acoustic device and method for producing such a lip |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191202 |