RU2494017C2 - Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата - Google Patents
Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2494017C2 RU2494017C2 RU2010148806/11A RU2010148806A RU2494017C2 RU 2494017 C2 RU2494017 C2 RU 2494017C2 RU 2010148806/11 A RU2010148806/11 A RU 2010148806/11A RU 2010148806 A RU2010148806 A RU 2010148806A RU 2494017 C2 RU2494017 C2 RU 2494017C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- inserts
- nacelle
- air intake
- attenuation panel
- Prior art date
Links
- 210000003850 cellular structure Anatomy 0.000 claims abstract description 13
- 210000004027 cell Anatomy 0.000 claims description 9
- 210000002421 cell wall Anatomy 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 5
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 5
- 239000011324 bead Substances 0.000 description 3
- 230000002238 attenuated effect Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 1
- 230000003534 oscillatory effect Effects 0.000 description 1
- 230000001902 propagating effect Effects 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 230000000284 resting effect Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 230000001131 transforming effect Effects 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
- F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
-
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
- Wind Motors (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к панели ослабления волн, устанавливаемой между двигателем и воздухозаборником. Панель (66) ослабления воли содержит слой (68), находящийся в контакте с воздушным потоком (42), способным пропускать волну, распространение которой необходимо ограничить или предотвратить, также содержит одну ячеистую структуру (70) и отражающий или непроницаемый слой (72). Панель ослабления волн содержит вставки (74), выполненные с возможностью размещения между воздухозаборником и двигателем с тем, чтобы панель (66) ослабления волн не была раздавлена. Достигается повышение надежности работы двигателя летательного аппарата. 8 з.п. ф-лы, 10 ил.
Description
Настоящее изобретение касается панели ослабления волн, установленной между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата.
Силовая установка летательного аппарата содержит гондолу, в которой по существу концентрично установлен двигатель, соединенный при помощи пилона с остальной частью летательного аппарата.
Как показано на фиг.1, спереди гондола содержит воздухозаборник 10, позволяющий направлять воздушный поток в двигатель 12, при этом первая часть входящего воздушного потока, называемая первичным потоком, проходит через двигатель, участвуя в процессе горения, а вторая часть воздушного потока, называемая вторичным потоком, увлекается вентилятором и проходит в кольцевой канал, ограниченный внутренней стенкой гондолы и наружной стенкой двигателя.
Воздухозаборник 12 содержит губу 14, поверхность которой, находящаяся в контакте с аэродинамическими потоками, продолжена внутри гондолы внутренним каналом 16, имеющим по существу круглые сечения, и снаружи гондолы наружной стенкой 18, имеющей по существу круглые сечения.
Воздухозаборник 12 соединен с двигателем средствами 20 соединения типа фланца, содержащими, с одной стороны, на уровне конца внутреннего канала 16 кольцевой буртик 22, образующий первую опорную поверхность, и, с другой стороны, на уровне двигателя - кольцевой буртик 24, образующий вторую опорную поверхность, опирающуюся на первую опорную поверхность, при этом по окружности буртиков 22 и 24 распределены болты 26, заклепки или аналогичные средства для их удержания прижатыми друг к другу и для обеспечения, таким образом, соединения между воздухозаборником и двигателем.
Технологии, разработанные для снижения шума, создаваемого летательным аппаратом, и, в частности, шума, создаваемого силовыми установками, состоят в размещении, в частности на уровне стенки внутреннего канала 16, покрытия 28, предназначенного для поглощения части звуковой энергии, в частности, с использованием принципа резонаторов Гельмгольца. Для оптимизации акустической обработки это покрытие 28 должно располагаться на максимальной площади и, как правило, проходит от буртика 22 до губы 14.
Как известно, звукоизоляционное покрытие 28, называемое также панелью акустического ослабления, содержит в направлении снаружи внутрь акустически резистивный пористый слой 30, по меньшей мере, одну ячеистую структуру 32 и отражающий или непроницаемый слой 34.
Акустически резистивный слой является пористой структурой, выполняющей функцию рассеивания, частично преобразуя акустическую энергию проходящей через нее звуковой волны в тепло. Он содержит так называемые открытые зоны, способные пропускать акустические волны, и другие зоны, называемые закрытыми или сплошными, которые не пропускают звуковые волны, а предназначены для обеспечения механической прочности упомянутого слоя. Этот акустически резистивный слой характеризуется, в частности, площадью открытой поверхности, которая в основном меняется в зависимости от двигателя и от компонентов, образующих упомянутый слой.
В некоторых условиях полета воздушный поток, входящий в гондолу и предназначенный для питания двигателя, претерпевает сильное изменение давления и скорости, которые могут привести к явлению помпажа в двигателе. При этом лопатки двигателя производят колебательное движение вдоль продольной оси гондолы, которое создает волну, распространяющуюся во внутреннем канале 16 с увеличением интенсивности, и которое может привести к поломке одной или нескольких лопаток.
Первое решение для устранения этого эффекта состоит в повышении механической прочности лопаток, чтобы ограничить это колебательное движение. Однако это решение не является удовлетворительным, так как оно приводит к увеличению массы лопаток и, следовательно, к увеличению полетной массы.
Согласно другому решению, предусматривают панель 36 ослабления волн, содержащую в качестве панели акустического ослабления в направлении снаружи внутрь слой, проницаемый для некоторых волн, по меньшей мере, одну ячеистую структуру и отражающий или непроницаемый слой. Таким образом, эта панель предназначена для поглощения, при их прохождении, звуковой волны или звуковых волн, создаваемых за счет эффекта помпажа двигателя, и для ограничения их распространения. Согласно варианту выполнения, эта панель 36 проходит по окружности внутреннего канала 16, заменяя часть панели 28 акустического ослабления.
Характеристики этой панели ослабления волн определяют в зависимости от ослабляемой волны.
Для этого упомянутая панель 36 ослабления волн имеет толщину (в радиальном направлении), примерно в 3 раза превышающую толщину панели 28 акустического ослабления, и ширину (в продольном направлении), которая меняется в зависимости от положения упомянутой панели во внутреннем канале 16. Таким образом, чем ближе панель 36 ослабления волн находится к губе 14, тем больше ее ширина, и, наоборот, чем ближе она к двигателю, тем меньше ее ширина.
Следовательно, эту панель 36 ослабления волн следует размещать вблизи двигателя, чтобы уменьшить ее размеры и массу.
Но даже при ограничении рисков поломки лопаток присутствие этой панели 36 ослабления волн не остается без последствий.
Так, это присутствие уменьшает площадь покрытия 28 для акустической обработки и, следовательно, снижает эффективность упомянутого покрытия.
Кроме того, по обе стороны от панели 36 по всей ее окружности необходимо предусмотреть усиления 38 для ее удержания, что приводит к увеличению полетной массы.
Настоящее изобретение призвано устранить недостатки известных технических решений и предложить гондолу, содержащую панель ослабления волн, ограничивающую полетную массу и не снижающую эффективности акустической обработки.
В этой связи объектом настоящего изобретения является гондола летательного аппарата, содержащая воздухозаборник, позволяющий направлять воздушный поток в сторону двигателя, при этом упомянутый воздухозаборник содержит внутренний канал, образующий аэродинамическую поверхность, находящуюся в контакте с воздушным потоком, продолженную в заднем направлении аэродинамической поверхностью канала двигателя, при этом упомянутая гондола содержит панель ослабления волн, предназначенную для ограничения или предотвращения распространения, по меньшей мере, одной волны, создаваемой во время помпажа двигателя, и содержащую слой, находящийся в контакте с воздушным потоком, способный пропускать упомянутую, по меньшей мере, одну волну, распространение которой необходимо ограничить или предотвратить, по меньшей мере, одну ячеистую структуру и отражающий или непроницаемый слой, отличающаяся тем, что упомянутую панель ослабления волн помещают между воздухозаборником и двигателем, и ее слой, находящийся в контакте с воздушным потоком, обеспечивает непрерывность аэродинамических поверхностей, расположенных на входе и на выходе, и тем, что упомянутая панель ослабления волн содержит вставки, выполненные с возможностью размещения между воздухозаборником и двигателем с тем, чтобы упомянутая панель ослабления волн не была раздавлена.
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - вид в разрезе по радиальной плоскости передней части известной гондолы летательного аппарата.
Фиг.2 - вид в разрезе по радиальной плоскости передней части гондолы летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.3 - детальный вид в разрезе по радиальной плоскости панели ослабления волн, вставленной между воздухозаборником и двигателем гондолы летательного аппарата.
Фиг.4 - вид в перспективе вставки панели ослабления волн и средств соединения.
Фиг.5А-5С - виды в перспективе различных вариантов вставки панели ослабления волн в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.6А-6С - виды в поперечном разрезе различных вариантов панели ослабления волн в соответствии с настоящим изобретением.
На фиг.1 показана передняя часть гондолы летательного аппарата, содержащей воздухозаборник 40, позволяющий направлять воздушный поток 42 в сторону двигателя 44.
В дальнейшем тексте описания под продольным направлением следует понимать направление, параллельное продольной оси двигателя, и под радиальным направлением - направление, перпендикулярное к продольной оси. Под поперечной плоскостью следует понимать плоскость, перпендикулярную к продольному направлению, и под радиальной плоскостью - плоскость, содержащую продольную ось, перпендикулярную к поперечной плоскости.
Воздухозаборник 40 содержит губу 46, поверхность которой, находящаяся в контакте с входящим воздушным потоком 42, продолжена внутри гондолы внутренним каналом 48, имеющим по существу круглые сечения, и снаружи гондолы наружной стенкой 50, имеющей по существу круглые сечения.
Внутренний канал 48 содержит аэродинамическую поверхность 52, находящуюся в контакте с воздушным потоком 42, которая продолжена в заднем направлении гондолы аэродинамической поверхностью 54 канала 56 двигателя.
Сзади внутренний канал 48 воздухозаборника содержит кромку в виде кольца напротив кольцеобразной кромки канала 56 двигателя.
Согласно варианту выполнения, детально показанному на фиг.3, внутренний канал 48 содержит кольцевой буртик 58, содержащий первую опорную поверхность, образующую заднюю кромку упомянутого внутреннего канала 48. Напротив него канал 56 двигателя содержит кольцевой буртик 60, содержащий вторую опорную поверхность, образующую переднюю кромку упомянутого канала 56 и по существу параллельную первой опорной поверхности.
Буртики 58 и 60 содержат отверстия 62, выполненные с возможностью прохождения через них стержней, расположенные друг против друга, отстоящие друг от друга и распределенные по окружности буртиков.
Предпочтительно, внутренний канал 48 содержит покрытие 64 для акустической обработки, называемое также панелью акустического ослабления, содержащее в направлении снаружи внутрь акустически резистивный пористый слой, по меньшей мере, одну ячеистую структуру и отражающий или непроницаемый слой, при этом акустически резистивный слой образует аэродинамическую поверхность 52.
Детальное описание двигателя, воздухозаборника, а также панели акустического ослабления опускается, так как они хорошо известны специалистам.
Согласно изобретению гондола содержит панель 66 ослабления волн, предназначенную для ограничения или предотвращения распространения, по меньшей мере, одной волны, создаваемой во время помпажа двигателя, которая может повредить лопатки вентилятора двигателя.
Эта панель 66 ослабления волн содержит слой 68, находящийся в контакте с воздушным потоком 42, выполненный с возможностью пропускания упомянутой, по меньшей мере, одной волны, распространение которой необходимо ограничить или предотвратить, по меньшей мере, одну ячеистую структуру 70 и отражающий или непроницаемый слой 72. Можно предусмотреть несколько наложенных друг на друга ячеистых структур, разделенных слоем, пропускающим волны.
Эта панель 66 ослабления волн проходит, по меньшей мере, по части окружности гондолы и предпочтительно по всей окружности. Ее можно выполнять из одной или нескольких частей.
Характеристики слоя 68, в частности площадь открытой поверхности, и ячеистой(ых) структуры (структур) подгоняют в зависимости от волны или волн, распространение которой(ых) необходимо ограничить или предотвратить. Согласно варианту выполнения, панель 66 ослабления волн имеет толщину, по меньшей мере, равную 3-кратной толщине акустической панели 64 воздухозаборника.
Согласно важному отличительному признаку изобретения, панель 66 ослабления волн помещают между воздухозаборником и двигателем, и ее слой 68 образует аэродинамическую поверхность, обеспечивающую непрерывность аэродинамических поверхностей 52 и 54, расположенных на входе и на выходе по направлению движения воздушного потока 42. Дополнительно она содержит вставки 74, называемые также распорками, выполненными с возможностью установки между воздухозаборником и двигателем, чтобы воспринимать, в частности, усилия сжатия между воздухозаборником и двигателем с тем, чтобы упомянутая панель 66 ослабления волн не была раздавлена.
Эта конструкция позволяет уменьшить ширину панели ослабления волн, поскольку она расположена максимально близко к двигателю. Кроме того, учитывая ее положение, она не мешает обработке акустического ослабления и не снижает эффективности упомянутой обработки. Наконец, вставки 74 обеспечивают прохождение потоков усилий между воздухозаборником и двигателем.
Вставки 74 устанавливают в сквозные отверстия панели ослабления волн, формы которых подогнаны к формам вставок 74 для фиксации упомянутых вставок относительно панели 66.
Предпочтительно вставки 74 содержат сквозное отверстие 76 для прохождения средств 78 соединения в виде стержня, выполненного с возможностью обеспечения соединения между воздухозаборником и двигателем.
Эта конструкция позволяет получить простое и эффективное удержание панели ослабления волн и ограничить дополнительную полетную массу, при этом средства 78 обеспечивают соединения между воздухозаборником и двигателем, а также между панелью ослабления волн и остальной частью гондолы.
Согласно вариантам средства 78 соединения выполнены в виде болтов, заклепок или аналогичных средств, содержащих стержень с двумя упорами с одной и другой стороны, выполненными с возможностью прижимать друг к другу воздухозаборник и двигатель и удерживать панель 66 ослабления волн.
Вставки 74 отстоят друг от друга и предпочтительно распределены по окружности гондолы и расположены напротив отверстий 62.
Согласно другому отличительному признаку форму вставок 74 определяют таким образом, чтобы увеличить момент инерции упомянутых вставок в радиальной плоскости. Этот тип профиля позволяет воспринимать возможные моменты сил и ограничивать влияние вставок на обработку волн, при этом наибольший размер находится в радиальном направлении, чтобы вставки взаимодействовали лишь с ограниченным числом ячеек ячеистой структуры 70.
Согласно вариантам вставка 74 может иметь постоянное сечение в продольном направлении и иметь призматическое (квадратное или прямоугольное) сечение, как показано на фиг.5С, овальное сечение, как показано на фиг.5В, с наибольшим размером в радиальном направлении или удлиненное сечение с двумя лепестками 80, расположенными симметрично относительно отверстия 76 в радиальном направлении, как показано на фиг.5А.
Согласно другому варианту выполнения, показанному на фиг.4, вставка 74 имеет сечение с центральной частью в виде цилиндра с цилиндрическим отверстием 76, а также две Т-образные формы, расположенные симметрично, при этом ножка Т соединена с центральной частью.
Форму вставки определяют в зависимости от конструктивных требований.
Согласно первому варианту, ячейки ячеистой структуры 70 ограничены стенками, по существу параллельными между собой, как показано на фиг.6А.
В варианте формы ячеек ячеистой структуры 70 можно подогнать таким образом, чтобы ограничивать влияние вставок на обработку волн.
Согласно вариантам, показанным на фиг.6В и 6С, стенки ячеек ячеистой структуры, взаимодействующих со вставками, имеют формы, расширяющиеся таким образом, чтобы уменьшить размер сечения ячеек, взаимодействующих со вставкой, на уровне слоя 68.
Согласно варианту выполнения, показанному на фиг.6В, сечение ячейки, взаимодействующей со вставкой 74, изменяется постепенно от слоя 68, проницаемого для волн, до непроницаемого слоя 72.
Согласно другому варианту выполнения, показанному на фиг.6С, ячейка, взаимодействующая со вставкой, может иметь сечение, которое изменяется по некоторой толщине от меньшего или нулевого сечения на уровне слоя 68, проницаемого к волнам, до сечения, позволяющего разместить вставку и сохранить это сечение постоянным до непроницаемого слоя 72.
Claims (9)
1. Гондола летательного аппарата, содержащая воздухозаборник (40), позволяющий направлять воздушный поток (42) в сторону двигателя (44), при этом упомянутый воздухозаборник (40) содержит внутренний канал (48), образующий аэродинамическую поверхность (52), находящуюся в контакте с воздушным потоком (42), продолженную в заднем направлении аэродинамической поверхностью (54) канала (56) двигателя, при этом упомянутая гондола содержит панель (66) ослабления волн, предназначенную для ограничения или предотвращения распространения, по меньшей мере, одной волны, создаваемой во время помпажа двигателя, и содержащую слой (68), находящийся в контакте с воздушным потоком (42), способный пропускать упомянутую, по меньшей мере, одну волну, распространение которой необходимо ограничить или предотвратить, по меньшей мере, одну ячеистую структуру (70) и отражающий или непроницаемый слой (72), отличающаяся тем, что упомянутую панель ослабления (66) волн помещают между воздухозаборником (40) и двигателем (44), и упомянутый слой (68), находящийся в контакте с воздушным потоком (42), обеспечивает непрерывность аэродинамических поверхностей (52, 54), расположенных на входе и на выходе, и тем, что упомянутая панель ослабления волн содержит вставки (74), выполненные с возможностью размещения между воздухозаборником и двигателем с тем, чтобы упомянутая панель (66) ослабления волн не была раздавлена.
2. Гондола летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что вставки (74) содержат сквозное отверстие (76) для прохождения средств (78) соединения, выполненных с возможностью обеспечения соединения между воздухозаборником и двигателем.
3. Гондола летательного аппарата по п.1 или 2, отличающаяся тем, что вставки (74) устанавливают в сквозные отверстия панели ослабления волн, формы которых подогнаны к формам вставок (74) для фиксации упомянутых вставок относительно панели (66) ослабления волн.
4. Гондола летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что вставки (74) имеют форму, позволяющую увеличить момент инерции упомянутых вставок в радиальной плоскости.
5. Гондола летательного аппарата по п.4, отличающаяся тем, что вставки (74) имеют постоянное овальное сечение с двумя расположенными симметрично лепестками (80).
6. Гондола летательного аппарата по п.4, отличающаяся тем, что вставки (74) имеют постоянное сечение с центральной частью в виде цилиндра с цилиндрическим отверстием (76), а также две Т-образные формы, расположенные симметрично, при этом ножка Т соединена с центральной частью.
7. Гондола летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что стенки ячеек ячеистой структуры, взаимодействующие со вставками (74), имеют формы, расширяющиеся таким образом, чтобы уменьшить размер сечения упомянутых ячеек на уровне слоя (68), находящегося в контакте с воздушным потоком.
8. Гондола летательного аппарата по п.7, отличающаяся тем, что сечение ячейки, взаимодействующей со вставкой (74), изменяется постепенно от слоя (68), находящегося в контакте с воздушным потоком, до непроницаемого слоя (72).
9. Гондола летательного аппарата по п.7, отличающаяся тем, что ячейки, взаимодействующие со вставкой, имеют сечение, которое изменяется по некоторой толщине от меньшего или нулевого сечения на уровне слоя (68), находящегося в контакте с воздушным потоком, до сечения, позволяющего разместить вставку и сохранить это сечение постоянным до непроницаемого слоя (72).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0852945 | 2008-04-30 | ||
| FR0852945A FR2930764B1 (fr) | 2008-04-30 | 2008-04-30 | Panneau d'attenuation d'ondes intercale entre une motorisation et une entree d'air d'une nacelle d'aeronef |
| PCT/FR2009/050781 WO2009138685A2 (fr) | 2008-04-30 | 2009-04-28 | Panneau d'attenuation d'ondes intercale entre une motorisation et une entree d'air d'une nacelle d'aeronef |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010148806A RU2010148806A (ru) | 2012-06-10 |
| RU2494017C2 true RU2494017C2 (ru) | 2013-09-27 |
Family
ID=40039811
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010148806/11A RU2494017C2 (ru) | 2008-04-30 | 2009-04-28 | Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8684301B2 (ru) |
| EP (1) | EP2274205B1 (ru) |
| CN (1) | CN102015450B (ru) |
| AT (1) | ATE543731T1 (ru) |
| FR (1) | FR2930764B1 (ru) |
| RU (1) | RU2494017C2 (ru) |
| WO (1) | WO2009138685A2 (ru) |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| US9476359B2 (en) | 2014-04-11 | 2016-10-25 | Rohr, Inc. | Acoustic liner |
| US9592918B2 (en) | 2014-06-23 | 2017-03-14 | Rohr, Inc. | Acoustic liner |
| US9764818B2 (en) | 2016-02-10 | 2017-09-19 | Rohr, Inc. | Structural, cellular core with corrugated support walls |
| US9761216B2 (en) | 2016-02-10 | 2017-09-12 | Rohr, Inc. | Acoustic panel with angled corrugated core structures |
| US10189572B2 (en) * | 2016-05-02 | 2019-01-29 | The Boeing Company | Systems and methods for preventing ice formation on portions of an aircraft |
| US10414481B2 (en) | 2017-02-14 | 2019-09-17 | Rohr, Inc. | Method for forming a structural panel |
| US10525636B2 (en) | 2017-06-19 | 2020-01-07 | Rohr, Inc. | Process for forming a fiber-reinforced composite structure |
| US10695986B2 (en) | 2017-08-22 | 2020-06-30 | Rohr, Inc. | Method for forming a structural panel |
| US10906659B2 (en) | 2018-04-03 | 2021-02-02 | Rohr, Inc. | Structured panel with structural reinforcement(s) |
| US11398214B2 (en) | 2018-12-14 | 2022-07-26 | Rohr, Inc. | Forming a structured panel with one or more structural reinforcements |
| US11242822B2 (en) | 2018-12-14 | 2022-02-08 | Rohr, Inc. | Structured panel with multi-panel structure(s) |
| US11572850B2 (en) | 2019-06-04 | 2023-02-07 | Rohr, Inc. | Acoustic panel with one or more structural stiffeners |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2347539A1 (fr) * | 1976-04-05 | 1977-11-04 | Rolls Royce | Revetement acoustique pour conduit de soufflante canalisee de turboreacteur |
| SU889536A1 (ru) * | 1979-12-10 | 1981-12-15 | Военно-Воздушная Инженерная Ордена Ленина И Ордена Октябрьской Революции Краснознаменная Академия Им.Проф.Н.Е.Жуковского | Воздухозаборное устройство |
| EP0898063A1 (fr) * | 1997-08-19 | 1999-02-24 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Ensemble réducteur de bruit pour turboréacteur d'aéronef |
| EP1020845A2 (en) * | 1999-01-13 | 2000-07-19 | The Boeing Company | Backside fitting attachment for nacelle acoustic panels |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6237304B1 (en) * | 1997-07-18 | 2001-05-29 | Henkel Corporation | Laminate structural bulkhead |
| US6719870B2 (en) * | 2000-12-15 | 2004-04-13 | The Boeing Company | Fastenerless internal support for hollow structures |
| US6920958B2 (en) * | 2003-10-17 | 2005-07-26 | The Boeing Company | Annular acoustic panel |
-
2008
- 2008-04-30 FR FR0852945A patent/FR2930764B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-04-28 EP EP09746004A patent/EP2274205B1/fr active Active
- 2009-04-28 CN CN2009801165456A patent/CN102015450B/zh active Active
- 2009-04-28 AT AT09746004T patent/ATE543731T1/de active
- 2009-04-28 RU RU2010148806/11A patent/RU2494017C2/ru active
- 2009-04-28 WO PCT/FR2009/050781 patent/WO2009138685A2/fr active Application Filing
- 2009-04-28 US US12/990,562 patent/US8684301B2/en active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2347539A1 (fr) * | 1976-04-05 | 1977-11-04 | Rolls Royce | Revetement acoustique pour conduit de soufflante canalisee de turboreacteur |
| SU889536A1 (ru) * | 1979-12-10 | 1981-12-15 | Военно-Воздушная Инженерная Ордена Ленина И Ордена Октябрьской Революции Краснознаменная Академия Им.Проф.Н.Е.Жуковского | Воздухозаборное устройство |
| EP0898063A1 (fr) * | 1997-08-19 | 1999-02-24 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Ensemble réducteur de bruit pour turboréacteur d'aéronef |
| EP1020845A2 (en) * | 1999-01-13 | 2000-07-19 | The Boeing Company | Backside fitting attachment for nacelle acoustic panels |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2930764A1 (fr) | 2009-11-06 |
| EP2274205B1 (fr) | 2012-02-01 |
| EP2274205A2 (fr) | 2011-01-19 |
| WO2009138685A3 (fr) | 2010-01-07 |
| CN102015450A (zh) | 2011-04-13 |
| RU2010148806A (ru) | 2012-06-10 |
| US8684301B2 (en) | 2014-04-01 |
| CN102015450B (zh) | 2013-09-11 |
| ATE543731T1 (de) | 2012-02-15 |
| US20110139940A1 (en) | 2011-06-16 |
| WO2009138685A2 (fr) | 2009-11-19 |
| FR2930764B1 (fr) | 2010-05-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2494017C2 (ru) | Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата | |
| US11915679B2 (en) | Continuous degree of freedom acoustic cores | |
| US8931588B2 (en) | Acoustic panel | |
| EP1714871B1 (en) | Acoustic dampers | |
| RU2433073C2 (ru) | Конструкция кожуха воздухозаборника | |
| JP6634454B2 (ja) | タービンエンジンにおける使用のための音響ライナ | |
| ES2831318T3 (es) | Guía de ondas de sonido para su uso en estructuras acústicas | |
| US8763751B2 (en) | Silencer for an auxiliary power unit of an aircraft | |
| US7891195B2 (en) | Central body of a turbojet nozzle | |
| JP2019061229A (ja) | 内部構造を有する音響ライナ | |
| JP2010526231A (ja) | 音響特性が可変の音響パネル | |
| US11560842B2 (en) | Acoustic panel and associated propulsion unit | |
| CN107420680B (zh) | 一种用于通风管路噪声控制的人工耳蜗消声器 | |
| US7334998B2 (en) | Low-noise fan exit guide vanes | |
| US11286859B2 (en) | Acoustic panel and method for making the same | |
| JP2017535708A (ja) | ターボ機械のための熱交換用および騒音低減が改善したパネル | |
| US20150314882A1 (en) | Aircraft engine nacelle bulkheads and methods of assembling the same | |
| WO2016033749A1 (en) | Acoustic treatment assembly for a turbine system | |
| CN112776995A (zh) | 用于飞行器发动机舱的多频吸收声学板 | |
| ES2623876T3 (es) | Dispositivo de eyección de gases de un motor de turbina de gas y motor de turbina de gas | |
| CN116806353A (zh) | 用于涡轮喷气发动机的减体积声学处理面板 | |
| US2909235A (en) | Muffler | |
| US11472565B2 (en) | Turbomachine nacelle having acoustically porous walls | |
| CN111232224A (zh) | 吸声结构、飞行器推进组件和飞行器 | |
| US20190152618A1 (en) | Ring of turbojet vanes including an acoustic treatment structure |