RU2727820C2 - Усовершенствованная конструкция входного устройства - Google Patents

Усовершенствованная конструкция входного устройства Download PDF

Info

Publication number
RU2727820C2
RU2727820C2 RU2018129316A RU2018129316A RU2727820C2 RU 2727820 C2 RU2727820 C2 RU 2727820C2 RU 2018129316 A RU2018129316 A RU 2018129316A RU 2018129316 A RU2018129316 A RU 2018129316A RU 2727820 C2 RU2727820 C2 RU 2727820C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
inlet
leading edge
fan
hood
acoustic panel
Prior art date
Application number
RU2018129316A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2018129316A3 (ru
RU2018129316A (ru
Inventor
Холли Дж. ТОМАС
Брайан Л. РИДЭЛ
Александр Д. КУРАУДО
Дэвид В. ФОУЧ
Стив Дж. МАКИН
Original Assignee
Зе Боинг Компани
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Зе Боинг Компани filed Critical Зе Боинг Компани
Publication of RU2018129316A3 publication Critical patent/RU2018129316A3/ru
Publication of RU2018129316A publication Critical patent/RU2018129316A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2727820C2 publication Critical patent/RU2727820C2/ru

Links

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
    • B64D15/06—Liquid application
    • B64D15/08—Liquid application exuded from surface
    • 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
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/20—Means for detecting icing or initiating de-icing
    • B64D15/22—Automatic initiation by icing detector
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • 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
    • 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
    • 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
    • F02K3/06—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 with front fan
    • 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
    • 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
    • B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • 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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Transition And Organic Metals Composition Catalysts For Addition Polymerization (AREA)

Abstract

Конструкция компактного входного устройства, включающего в себя одну перегородку и/или акустическую панель, проходящую в область кромки гондолы для уменьшения шума. Компактное входное устройство используют с низкоэнергетической системой защиты от обледенения на основе текучей среды, выполненной с возможностью предотвращения образования льда на акустической панели в области кромки гондолы. Пористая панель объединена с обшивкой входной кромки; причем низкотемпературная текучая среда на основе гликоля для защиты от обледенения просачивается через пористую панель на внешнюю поверхность обшивки входной кромки с последующим проходом назад по потоку воздуха на акустическую панель и тем самым предотвращает образование льда на пористой панели и уменьшает или предотвращает образование льда на акустической панели. Технический результат заключается в том, что термическая защита не требуется. 8 н. и 13 з.п. ф-лы, 14 ил.

Description

1. ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[001] Настоящее изобретение относится к новому входному устройству для двигателя летательного аппарата.
2. УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[002] На ФИГ. 1 схематически показан приводимый в качестве примера двигатель 60 летательного аппарата. Двигатель 60 включает в себя гондолу 62, которая обычно включает в себя блок 64 вентилятора, блок 66 компрессора, блок 68 камеры сгорания и турбинный блок 70. Двигатель 60 обычно прикреплен к крыльям, фюзеляжу или хвостовой части летательного аппарата посредством соответствующих креплений, например пилона 71. Гондола 62 включает в себя входное устройство 72 двигателя, имеющее внешнюю бочкообразную часть 74 и внутреннюю бочкообразную часть 76. В приводимом в качестве примера варианте осуществления акустическая панель или акустические панели 10 выполнены с возможностью образования по меньшей мере участка внутренней бочкообразной части 76 таким образом, что внутренняя бочкообразная часть 76 образует канал 78 воздухозаборника для подачи воздуха 55 на вентилятор 64, который впоследствии направляют во внешний контур и внутренний контур, содержащий компрессор 66, камеру 68 сгорания и турбину 70. Акустическая панель 10 способствует уменьшению шума, создаваемого вентилятором 64 и компрессором 66.
[003] На ФИГ. 2 приведено сечение 200 входного устройства по ФИГ. 1, показывающее алюминиевую обшивку 202 входной кромки, первую изолированную алюминиевую перегородку 204, соединяющую внешнюю бочкообразную часть 74 и внутреннюю бочкообразную часть 76, и вторую перегородку 206, соединяющую внешнюю бочкообразную часть 74 и внутреннюю бочкообразную часть 76 в месте сопряжения 208 капота вентилятора впереди относительно выступа для крепления двигателя. На ФИГ. 2 также показано, что внешняя бочкообразная часть 74 содержит сэндвичевую структуру из композиционных материалов 210, внутренняя бочкообразная часть 76 включает в себя акустическую панель 212, теплоизоляцию 214 между первой изолированной алюминиевой перегородкой 204 и акустической панелью 212 и металлический крепежный выступ 216, прикрепленный болтами к акустической панели 212. Акустическая панель 212 проходит в корпус 224 вентилятора. Крепежные элементы 218 крепят металлическую (например, алюминиевую) обшивку 202 входной кромки к внешней бочкообразной части 74, и сопряжение, имеющее уступ и промежуток, между металлической обшивкой 202 входной кромки и композитной внешней бочкообразной частью 74 создает преждевременный переход 220 ламинарного потока в турбулентный поток.
[004] Для предотвращения образования льда на входном устройстве 72 двигателя, который нарушает предполагаемый воздушный поток, гондола 62 летательного аппарата включает в себя противообледенительную систему 250, использующую воздух 252, отбираемый от двигателя (противообледенительную систему двигателя (engine anti-ice, EAI). Воздух, отбираемый от двигателя 60, закручивается внутри входного устройства 72 двигателя в области 222, расположенной перед первой изолированной алюминиевой перегородкой 204, вызывая нагрев, который плавит лед на входном устройстве 72 двигателя. Однако система отбираемого воздуха имеет ряд ограничений. Во-первых, конструкция входного устройства должна выдерживать высокие внутренние температуры и давления, которые усугубляются отказами разных видов и соображениями диспетчеризации. Это может привести к утяжелению и удорожанию входного устройства, например использованию более толстого материала для обшивки входной кромки и дополнительных теплоизоляционных элементов, и/или может потребовать использования дополнительного клапана или клапанов управления отбором воздуха. Во-вторых, уставка мощности холостого хода двигателя должна быть увеличена при работе противообледенительной системы двигателя, так что извлечение отбираемого потока не будет превышать возможности двигателя в этом состоянии. В-третьих, подача воздуха, отбираемого от двигателя для противообледенительной системы, вызывает увеличение значений температуры турбины двигателя. Однако максимальная доступная тяга ограничена максимальной допустимой температурой турбины, и поэтому максимальную доступную тягу уменьшают при работе противообледенительной системы двигателя.
[005] Для предотвращения образования льда на аэродинамических поверхностях могут быть использованы системы защиты от обледенения на основе текучей среды (fluid ice protection systems, FIPS). Система защиты от обледенения на основе текучей среды использует насосы с приводом от двигателя постоянного тока для подачи противообледенительной текучей среды на соответствующие поверхности, при этом противообледенительная текучая среда (как правило, текучая среда на основе гликоля) смешивается с каплями воды, понижая точку замерзания капель воды, так что капли воды не могут замерзнуть. Затем смесь текучей среды на основе гликоля и капель воды вытекает из летательного аппарата.
[006] Однако обычные входные устройства двигателей не предназначены для использования с системами защиты от обледенения на основе текучей среды. Необходимы усовершенствованные конструкции входных устройств двигателей, которые могут быть использованы с системами защиты от обледенения на основе текучей среды и которые используют преимущества системы защиты от обледенения на основе текучей среды по сравнению с противообледенительными системами двигателя на основе отбираемого воздуха, а именно, увеличение акустической облицовки, меньшее количество перегородок, меньшее потребление энергии и меньшую сложность и повышенную эффективность двигателя. Раскрытие настоящего изобретения удовлетворяет эту потребность.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[007] В настоящем документе описаны различные примеры усовершенствованных гондолы и конструкций входных устройств для турбовентиляторного двигателя. Гондола содержит внутреннюю бочкообразную часть и внешнюю бочкообразную часть, образующие капот входного устройства. Капот входного устройства включает в себя обшивку входной кромки, расположенную на переднем конце капота входного устройства и между внутренней бочкообразной частью и внешней бочкообразной частью, и перегородку, расположенную между внутренней и внешней бочкообразной частями. Внешняя бочкообразная часть оканчивается на перегородке или проходит назад за перегородку, так чтобы соединиться с капотом вентилятора.
[008] Чтобы лучше проиллюстрировать гондолы, описанные в настоящем документе, далее приведен неограничивающий список примеров:
[009] В Примере 1 внутренняя бочкообразная часть включает в себя акустическую панель, проходящую вперед относительно перегородки. В одном или более примерах акустическая панель соединена с обшивкой входной кромки или передней кромкой капота входного устройства, перекрывается с ней или проходит на/в нее. В других примерах акустическая панель проходит вперед относительно перегородки таким образом, что касательная к совместимому с ламинарным потоком стыку акустической панели на самой передней части кромки акустической панели проходит под углом не менее 10 градусов относительно направления, параллельного продольной оси турбовентиляторного двигателя.
[0010] В Примере 2 акустическая панель по Примеру 1 имеет самую переднюю часть кромки, размещенную на обшивке входной кромки на расстоянии в диапазоне 0-18 дюймов (0-46 см) от самой передней точки на капоте входного устройства.
[0011] В Примере 3 гондола по одному или любой комбинации предыдущих примеров включает в себя пористую панель на обшивке входной кромки, при этом прохождение или просачивание низкотемпературной текучей среды на основе гликоля для защиты от обледенения от пористой панели на внешнюю поверхность обшивки входной кромки с последующим проходом назад по потоку воздуха на акустическую панель, предотвращает образование льда на пористой панели, и уменьшает или предотвращает образование льда на акустической панели на обшивке входной кромки.
[0012] В Примере 4 капот входного устройства по одному или любому сочетанию предыдущих примеров включает в себя вторую перегородку, расположенную между внутренней и внешней бочкообразными частями и расположенную сзади относительно другой перегородки.
[0013] В Примере 5 имеется только одна перегородка, соединяющая внешнюю бочкообразную часть и внутреннюю бочкообразную часть.
[0014] В Примере 6 гондола по Примеру 5 включает в себя капот вентилятора, соединенный с капотом входного устройства. Капот входного устройства включает в себя переход ламинарного потока в турбулентный поток в месте, расположенном между обшивкой входной кромки и капотом вентилятора, причем указанная одна перегородка расположена между внутренней и внешней бочкообразной частями в месте, расположенном впереди относительно перехода ламинарного потока в турбулентный поток.
[0015] В Примере 7 внутренняя бочкообразная часть по Примеру 5 имеет место сопряжения с корпусом вентилятора, а внешняя бочкообразная часть имеет длину, проходящую на расстояние в диапазоне 2-24 дюймов (5-61 см) назад относительно самой передней части кромки корпуса вентилятора двигателя, что вызывает прохождение перехода ламинарного потока в турбулентный поток назад относительно самой передней части кромки корпуса вентилятора двигателя.
[0016] В Примере 8 гондола по Примеру 5 включает в себя внешнюю поверхность сопряжения между перегородкой и внешней бочкообразной частью, причем внешняя поверхность сопряжения находится сзади относительно внутренней поверхности сопряжения между перегородкой и внутренней бочкообразной частью.
[0017] В Примере 9 перегородка по Примеру 8 включает в себя изгиб в направлении внешней поверхности сопряжения. В Примере 10 перегородка по Примеру 5 расположена в задней половине капота входного устройства, ближе к самому ближнему месту сопряжения между капотом входного устройства и корпусом вентилятора, чем к самой передней точке 418 на обшивке входной кромки.
[0018] В Примере 11 в гондоле по одному или любому сочетанию предыдущих примеров, угол касательной к совместимому с ламинарным потоком стыку на передней по потоку кромке внешней бочкообразной части составляет не менее 25 градусов от продольной оси турбовентиляторного двигателя.
[0019] В Примере 12 акустическая панель по одному или любому сочетанию предыдущих примеров включает в себя выступ, выполненный за одно целое с акустической панелью и/или внутренней бочкообразной частью, причем выступ прикрепляет внутреннюю бочкообразную часть к корпусу вентилятора.
[0020] В Примере 13 акустическая панель по одному или любому сочетанию предыдущих примеров содержит перфорированный лист и слой, между которыми расположена ячеистая структура, включающая в себя ячейки, разделенные стенками ячеек. Акустическая панель проходит от обшивки входной кромки до любого положения между обшивкой входной кромки и корпусом вентилятора или даже проходит назад относительно самой передней части кромки корпуса вентилятора, с тем чтобы находиться на или в корпусе вентилятора.
[0021] В Примере 14 турбовентиляторный двигатель по одному или любому сочетанию предыдущих примеров представляет собой турбовентиляторный двигатель с прямым приводом, в котором нет редуктора, расположенного между валом низкого давления и вентилятором.
[0022] В Примере 15 турбовентиляторный двигатель по одному или любому сочетанию предыдущих примеров представляет собой редукторный турбовентиляторный двигатель, в котором редуктор расположен между валом низкого давления и вентилятором.
[0023] В Примере 16 вентилятор содержит лопасти вентилятора, имеющие переднюю кромку и средний диаметр D, измеряемый от законцовки до законцовки лопастей вентилятора на передней кромке, капот входного устройства имеет длину L1, изменяющуюся вокруг периферии турбовентиляторного двигателя, L1 задана как расстояние от самой передней точки на обшивке входной кромки до плоскости, задаваемой/включающей переднюю кромку лопастей вентилятора, проходящее перпендикулярно указанной плоскости, среднее значение длин L1 определено как L1avg, и L1avg/D и находится в диапазоне 0,2-0,4.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0024] На чертежах одинаковые ссылочные номера обозначают соответствующие части, при этом:
[0025] На ФИГ. 1 схематически показан турбовентиляторный двигатель.
[0026] На ФИГ. 2 показано сечение обычного входного устройства двигателя.
[0027] На ФИГ. 3 показана гондола согласно одному или более вариантам реализации раскрытия настоящего изобретения.
[0028] На ФИГ. 4А и ФИГ. 4В показано сечение входного устройства двигателя согласно одному примеру.
[0029] На ФИГ. 5 показано сечение входного устройства двигателя согласно еще одному примеру.
[0030] На ФИГ. 6 показана акустическая панель на входном устройстве согласно одному или более примерам.
[0031] На ФИГ. 7 показана противообледенительная система, используемая с входными устройствами согласно вариантам реализации раскрытия настоящего изобретения.
[0032] На ФИГ. 8А и ФИГ. 8В показаны размеры входных устройств согласно вариантам реализации раскрытия настоящего изобретения.
[0033] На ФИГ. 9 показан турбовентиляторный двигатель, который может быть объединен с входными устройствами согласно вариантам реализации раскрытия настоящего изобретения.
[0034] На ФИГ. 10А показан способ изготовления входного устройства согласно одному или более вариантам реализации раскрытия настоящего изобретения.
[0035] На ФИГ. 10 В показан способ эксплуатации двигателя, объединенного с входными устройствами согласно вариантам реализации раскрытия настоящего изобретения.
[0036] На ФИГ. 11 показана приводимая в качестве примера аппаратная компьютерная среда для управления двигателем, объединенным с входными устройствами согласно вариантам реализации раскрытия настоящего изобретения.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0037] В приведенном ниже описании даны ссылки на прилагаемые чертежи, которые являются частью настоящего описания и на которых в иллюстративных целях показаны некоторые варианты реализации. Следует понимать, что могут быть использованы другие варианты реализации и могут быть выполнены конструктивные изменения без выхода за пределы объема настоящего изобретения.
Техническое описание
[0038] На ФИГ. 3 показана гондола 300 для турбовентиляторного двигателя 302 или узел (350), содержащий турбовентиляторный двигатель 302, причем гондола 300 содержит входное устройство 300b, соединенное с капотом 304 вентилятора. Входное устройство 300b содержит капот 306 входного устройства, который соединен с капотом 304 вентилятора. Гондола 300 расположена вокруг турбовентиляторного двигателя 302, имеющего вентилятор 310 и продольную ось 312, вокруг которой вращается 314 вентилятор 310.
Примеры конструкций входных устройств
[0039] На ФИГ. 4А и ФИГ. 5 показаны сечения 400, 500 входного устройства 300b по линии 316 на ФИГ. 3, показывающие внутреннюю бочкообразную часть (402, 502) и внешнюю бочкообразную часть (404, 504), образующие капот (306) входного устройства. Внутреннюю бочкообразную часть 402, 502 объединяют с акустической панелью 406, 506, или она включает в себя акустическую панель 406, 506. Капот 306 входного устройства также включает в себя обшивку 410, 510 входной кромки, расположенную на переднем конце 412, 512 капота 306 входного устройства и расположенную между внутренней бочкообразной частью 402, 502 и внешней бочкообразной частью 404, 504. Одна или более перегородок 414, 514, 516 расположены между внутренней бочкообразной частью 402 и внешней бочкообразной частью 404 таким образом, что акустическая панель 406, 506 проходит вперед относительно перегородок 414, 514, 516. Более конкретно, акустическая панель 406, 506 затем проходит (например, непрерывно) от корпуса вентилятора вперед относительно перегородки 414, 514 в то, что будет областью обшивки входной кромки 202 приводимого в качестве примера входного устройства по ФИГ. 2. В одном или более примерах совместимый с ламинарным потоком стык 578 самой передней части кромки 416, 524 акустической облицовки или акустической панели 406, 506 (или касательная 576 к совместимому с ламинарным потоком стыку 578 акустической панели 406, 506 на самой передней части кромки 416, 524) проходит под углом 582 не менее 1 градуса, не менее 5 градусов или не менее 10 градусов относительно продольной оси 312 двигателя 302 (или относительно направления 584, параллельного продольной оси 312).
[0040] На ФИГ. 4А показан пример, в котором капот 306 входного устройства включает в себя одну перегородку 414 (единственную перегородку, соединяющую внешнюю бочкообразную часть 404 и внутреннюю бочкообразную часть 402). На ФИГ. 5 показан пример, в котором капот 306 входного устройства включает в себя дополнительную перегородку 516, расположенную между внутренней бочкообразной частью 502 и внешней бочкообразной частью 504 и расположенную сзади относительно другой перегородки 514. Примеры материалов для перегородки (414, 514) включают в себя, помимо прочего, по меньшей мере один материал, выбранный из металла, пластмассы, полимера, углеродного волокна, и композиционный материал, содержащий графит и эпоксидную смолу.
[0041] В различных примерах самая передняя часть кромки 416, 524 акустической панели 406, 506 находится на любом расстоянии в диапазоне L2=0-18 дюймов (0-46 см) вдоль поверхности обшивки 410 входной кромки. Акустическая панель 406, 506 проходит на любую длину от обшивки 410 входной кромки до любого положения между обшивкой 410 входной кромки и корпусом 454 вентилятора и может даже проходить назад относительно самой передней части кромки 928, 462 корпуса 454, 904 вентилятора (см. также ФИГ. 9), с тем чтобы находиться на или в корпусе 454, 904 вентилятора. В одном или более вариантах реализации самая передняя часть кромки 416, 524 находится на стыке или месте сопряжения между акустической панелью 406, 506 и обшивкой 410, 510 входной кромки.
[0042] На ФИГ. 4А показана перегородка 414, расположенная в задней половине длины L или L1 капота 306 входного устройства, ближе к самому ближнему месту 440 сопряжения между капотом 306 входного устройства и корпусом 904, 454 вентилятора, чем к самой передней точке 418 на обшивке 410 входной кромки. Перегородка 414 выполнена наклоненной и включает в себя наклон, кривую или изгиб 452, так что внешняя точка крепления или внешняя поверхность 424 сопряжения между перегородкой 414 и внешней бочкообразной частью 404 расположена сзади относительно внутренней точки крепления или внутренней поверхности 426 сопряжения между перегородкой 414 и внутренней бочкообразной частью 402. Перегородка 414 изгибается или имеет изгиб назад, с тем чтобы придать жесткость перегородке 414 и обеспечить дополнительную опору для внешней бочкообразной части 404. В различных примерах внешняя поверхность 424 сопряжения находится между концом 456 внешней бочкообразной части 404 и положением 460, которое находится на расстоянии 25% от L или L1 впереди от места 440 сопряжения с корпусом 454 вентилятора. В одном или более вариантах реализации внешняя поверхность крепления или внешняя поверхность 424 сопряжения находится между перегородкой 414 и выступом 458, выполненным за одно целое или соединенным с внешней бочкообразной частью 404, а внутренняя поверхность 426 сопряжения находится между перегородкой 414 и встроенным выступом 442, который выполнен за одно целое с внутренней бочкообразной частью 402. Выступы 442, 458 могут иметь размеры, определяемые требованиями нагрузки.
[0043] Капот 306 входного устройства включает в себя переход 420а, 420b, 524а, 524b ламинарного потока в турбулентный поток (например, содержащий переход ламинарного потока в турбулентный поток) в месте, расположенном между обшивкой 410, 510 входной кромки и капотом 304 вентилятора или на участке капота входного устройства, который проходит назад за самую переднюю часть корпуса 454 вентилятора. В одном или более вариантах реализации переход происходит вследствие естественной тенденции, согласно которой граница подвергается переходу, а не вследствие элемента шероховатости, такого как место сопряжения, имеющее уступ и промежуток. В одном примере перегородка 414, 514 расположена между внутренней бочкообразной частью 402, 502 и внешней бочкообразной частью 404, 504 в месте, расположенном впереди относительно перехода 420b ламинарного потока в турбулентный поток. Еще в одном примере внутренняя бочкообразная часть 402, 502 имеет место 440 сопряжения с корпусом 454 вентилятора, а внешняя бочкообразная часть 404 имеет длину L3, проходящую в направлении назад от места 440 сопряжения. В одном или более вариантах реализации длина L3 находится в диапазоне 2-24 дюймов (5-61 см) за самой передней частью кромки 928, 462 корпуса 454 вентилятора двигателя, расширяя прохождение перехода 420b ламинарного потока в турбулентный поток, содержащего переход ламинарного потока в турбулентный поток, назад относительно самой передней части кромки 928, 462 корпуса 454 вентилятора двигателя, назад относительно перегородки 414 и назад от места 440 сопряжения. В одном или более примерах участок внешней бочкообразной части 404, проходящий назад относительно перегородки 414, предназначен для обеспечения возможности прохода ламинарного пограничного слоя назад за перегородку 414.
[0044] На ФИГ. 4А и ФИГ. 5 также показана акустическая панель 406, включающая в себя (или выполненная за одно целое) встроенный выступ 442 для прикрепления внутренней бочкообразной части 402 к корпусу 454 вентилятора. Как показано в примере по ФИГ. 4А, акустическая панель 406 и корпус 454 вентилятора перекрываются, и акустическая панель 406 проходит назад за самую переднюю часть кромки 462 корпуса 454 вентилятора (или акустическая панель 406 проходит назад за место 440 сопряжения с корпусом 454 вентилятора).
[0045] На ФИГ. 4А и ФИГ. 5 показана внешняя бочкообразная часть 404, 504, которая содержит композиционный материал 434, жесткость которого обеспечена средствами, выполненными с ним за одно целое. Примеры композиционного матери ала/композитной панели, жесткость которого/которой обеспечена средствами, выполненными с ним/ней за одно целое включают в себя, помимо прочего, композитную сэндвичевую структуру (например, более толстый сотовый наполнитель 408, 508, расположенный между внешним капотом 408а и внутренним капотом 408b), шляпный материал увеличенной жесткости и материал увеличенной жесткости для лопасти. В одном или более примерах композитная сэндвичевая структура содержит термореактивный композит или термопласт. Внешний капот 408а может содержать покрытие, выполненное с ним за одно целое, которое заменяет краску и/или которое является репеллентом для насекомых и/или устойчивым к истиранию. Примеры материалов для перегородки 414 включают в себя по меньшей мере один материал, выбранный из металла (например, алюминия, титана), термореактивного композита и термопласта.
[0046] На ФИГ. 4А и 4В показаны компоненты системы защиты от обледенения на основе текучей среды (пористая панель 430, полость 430b и пористая мембрана 430 с в полости 430b), объединенной с входным устройством 300b. Обшивка 410 входной кромки содержит пористую панель 430, или обшивку 410 входной кромки комбинируют с пористой панелью 430. В одном или более примерах обшивка 410 входной кромки содержит внешнюю кромочную стенку 432 (например, обшивку передней кромки), пористая панель 430 является внешней кромочной стенкой 432, а полость 430b находится между внешней кромочной стенкой 432 и внутренней стенкой 436 входного устройства 300b.
[0047] В одном или более вариантах реализации внешняя кромочная стенка 432 или обшивка передней кромки содержит металл, включающий в себя, но без ограничения, алюминий или титан, а внутренняя стенка 436 содержит металл, такой как, но без ограничения, алюминий или титан, или слоистый композиционный материал. Примеры слоистого композиционного материала включают в себя, но без ограничения, термореактивный композит или термопласт.
[0048] В одном или более примерах перфорации, небольшие выпускные отверстия или проходные отверстия в наружной пористой панели 430 или внешней кромочной стенке 432 обеспечивают для текучей среды защиты от обледенения возможность просачивания/прохождения из полости 430b на внешнюю поверхность обшивки 410 входной кромки с последующим проходом назад на акустическую панель 406, 506 и внешнюю бочкообразную часть 404, 504, например, с тем чтобы предотвратить образование льда на самой передней части кромки 416 и областях по меньшей мере вдоль переднего участка 490 акустической панели 406, 506. Пористая мембрана 430 с внутри полости 430b обеспечивает равномерное распределение текучей среды для защиты от обледенения по пористой панели 430.
[0049] На ФИГ. 4А, ФИГ. 4В и ФИГ. 5 также показан связанный или скрепленный стык или место 428, 530 сопряжения между внешним капотом 408а (внешней бочкообразной части 404) и обшивкой 410 входной кромки. В одном или более примерах стык или место 428 сопряжения представляет собой стык, совместимый с ламинарным потоком, так что аэродинамические поверхности поверх обшивки 410 входной кромки и внешней бочкообразной части 404 обеспечивают увеличенное прохождение ламинарного потока поверх капота 306 входного устройства. В одном или более примерах стык или место 428 сопряжения связывает слоистый композиционный материал (внешнего капота 408а внешней бочкообразной части 404) со слоистым композиционным материалом обшивки 410 входной кромки.
[0050] На ФИГ. 4А также показан пример, в котором угол 550 касательной 552 к совместимому с ламинарным потоком стыку на передней по потоку кромке Е (на стыке или месте 428 сопряжения с обшивкой 410 входной кромки) внешней бочкообразной части 404 составляет не менее 25 градусов (например, 30 градусов) от линии или направления 546, параллельной или параллельного продольной оси 312 турбовентиляторного двигателя 302.
Акустическая панель
[0051] В различных вариантах реализации акустическая панель 406 представляет собой любой глушитель шума, изолятор или звукоизолирующе устройство, имеющее конструкцию (например, облицовку, панель или непанельную конструкцию или другую акустическую облицовку), которая способствует уменьшению шума, создаваемого вентилятором 310 и компрессором. Примеры конструкции включают в себя, помимо прочего, акустическую панель или акустический экран, как описано в патентах США 4,235,303, 8,820,477, 6,173,807 и 4,265,955.
[0052] На ФИГ. 4А и ФИГ. 5 показано, что акустическая панель 406 содержит наполнитель 446 между перфорированным или неперфорированным слоем 448 и внутренним слоем 450. В одном или более примерах наполнитель 446 содержит ячеистую конструкцию (например, сотовую конструкцию), включающую в себя ячейки, разделенные стенками ячеек. В иллюстративных вариантах реализации, описанных в настоящем документе, внутренний слой 450 выполнен за одно целое с встроенным выступом 442 или образует встроенный выступ 442.
[0053] На ФИГ. 4А, ФИГ. 5 и ФИГ. 6 проиллюстрирован пример, в котором акустическая панель 406 видна на обшивке 410 входной кромки, если смотреть на обшивку входной кромки прямо (вид спереди). Акустическая панель 406 находится на криволинейной выпуклой поверхности S обшивки 410 входной кромки или на участке обшивки 410 входной кромки, так что капли 534 воды, попадающие 536 на обшивку 410 входной кромки и акустическую панель 406 с направления, параллельного 538 продольной оси 312 турбовентиляторного двигателя 302, падают на акустическую панель 406 под ненулевым углом 540 по отношению к поверхности 556 акустической панели после внутренней бочкообразной части 402.
Противообледенительная система
[0054] На ФИГ. 7 приведен схематический вид летательного аппарата 700, показывающий участок фюзеляжа 702 и крылья 704 летательного аппарата 700. Летательный аппарат 700 включает в себя систему 706, 706b защиты от обледенения на основе текучей среды (fluid ice protection system, FIPS), включающую в себя резервуар(ы) 708а, 708b, компьютер и электрическую систему 710, пористую панель 430, пористую мембрану 712, 714 и гидравлическую распределительную систему, включающую в себя систему (например, нейлоновых) трубок, трубопроводы или каналы 716, распределяющие текучую среду 718 для защиты от обледенения из резервуара 708а, 708b к пористой мембране 712 и пористой панели 430 на/в обшивке 410 входной кромки и пористой мембране 714 или пористой панели на/в крыле 704. Текучая среда для защиты от обледенения просачивается или протекает через проходные отверстия 318 или поры на пористой панели 430, объединенной с обшивкой 410, 510 входной кромки или во внешней кромочной стенке 432. Система 706, 706b защиты от обледенения может извлекать по меньшей мере часть текучей среды 718 для защиты от обледенения через отверстия в задней по потоку области входного устройства 300b двигателя и возвращать текучую среду 718 для защиты от обледенения в резервуар 708а, 708b.
[0055] Также на ФИГ. 7 показан датчик 722 льда/условий обледенения. Датчик 722 льда/условий обледенения обнаруживает образование льда 720 на аэродинамической поверхности входного устройства 300b или крыла 704 или обнаруживает, что летательный аппарат совершает полет в условиях, которые могут вызвать обледенение. В различных аспектах компьютерная или электрическая системы 710 на борту летательного аппарата 700, отслеживают датчик 722 льда и автоматически активируют системы 706, 706b для защиты от обледенения при обнаружении обледенения и/или условий обледенения.
[0056] В одном или более примерах система 706b защиты от обледенения содержит резервуар 708b и насос 724, предназначенный для одного или более входных устройств 300b. Насос 724 соединен с резервуаром 708b так, чтобы нагнетать текучую среду 718 для защиты от обледенения из резервуара 708b к пористой панели 430 на входном устройстве 300b. В одном или более примерах насос 724 и резервуар 708b установлены на входном устройстве (входных устройствах) 300b или корпусе вентилятора. В одном или более дополнительных примерах имеются отдельные и независимые системы 706b защиты от обледенения (каждая из которых включает в себя резервуар 708b и насос 724) на каждом входном устройстве 300b или корпусе вентилятора в летательном аппарате 700.
[0057] На ФИГ. 3, 4 и 5 также показана пористая панель 430, объединенная /встроенная/содержащаяся или прикрепленная к обшивке 410, 510 входной кромки или передней кромке входного устройства 300b и гондолы 300. Текучая среда 718 для защиты от обледенения течет от пористой панели 430 и пористой мембраны 712, 430 с на/в обшивку 410, 510 входной кромки или переднюю поверхность внешней кромочной стенки 432 с уменьшением или предотвращением образования 720 льда на передней внешней кромочной стенке 432 или обшивке 410, 510 входной кромки и на акустической панели 406. В одном или более примерах пористая мембрана 712, 430 с размещена в обшивке 410 входной кромки в полости 430b между передней внешней кромочной стенкой 432 и внутренним листом или внутренней стенкой 436.
[0058] В одном или более вариантах реализации текучая среда 718 проходит назад от пористой панели 430 на акустическую панель 406 с уменьшением или предотвращением образования 720 льда на самой передней части кромки 416, 524 акустической панели 406, 506 и областях по меньшей мере вдоль переднего участка 490 акустической панели 406, 506. В одном или более дополнительных примерах пористая панель 430 или пористая мембрана 712 проходит на акустическую панель 406, в акустической панели 406 или выполнена с ней за одно целое. Текучая среда 718 для защиты от обледенения, просачивающаяся или выходящая из множества проходных отверстий 318 или выпускных отверстий во внешней кромочной стенке 432 на поверхности обшивки 410 входной кромки или внешней кромочной стенке 432, может перемещаться в направлении стрелки I к обращенной внутрь задней по потоку поверхности 320b гондолы 300 или в направлении стрелки J к обращенной наружу задней по потоку поверхности 320а гондолы 300. В одном примере обращенная внутрь задняя по потоку поверхность 320b гондолы 300 может включать в себя отверстие 324. Отверстие 324 может быть выполнено в виде непрерывного отверстия или в виде отверстий, размещенных на расстоянии друг от друга. Текучая среда для защиты от обледенения, перемещающаяся в направлении отверстия 324, может быть затянута в отверстие 324 в направлении стрелки К, а вода, переносимая текучей средой для защиты от обледенения, может проходить в двигатель в направлении стрелки М. Еще в одном примере обращенная наружу задняя по потоку поверхность 320а гондолы 300 может включать в себя отверстие 326. Отверстие 326 может быть выполнено в виде непрерывного отверстия или в виде отверстий, размещенных на расстоянии друг от друга. Текучая среда для защиты от обледенения, перемещающаяся в направлении отверстия 326, может быть затянута в отверстие 326 в направлении стрелки L, а вода, переносимая текучей средой для защиты от обледенения, может проходить назад в направлении стрелки N.
[0059] В одном или более примерах турбовентиляторные двигатели 302, используемые с системой 706 защиты от обледенения, имеют меньшие размеры, и они являются более эффективными, что позволяет создавать более эффективные и более легкие летательные аппараты. Один или более примеров системы защиты от обледенения обеспечивают возможность использования двигателей с очень высокими степенями двухконтурности и небольшими внутренними контурами, поскольку противообледенительный отбираемый поток уменьшен или устранен.
[0060] Кроме того, в одном или более примерах использование системы защиты от обледенения на основе текучей среды, которая предотвращает образование льда на акустической панели, обеспечивает возможность прохождения акустической панели вперед по сравнению с примером по ФИГ. 2, что приводит к уменьшению шума входного устройства/узла турбовентиляторного двигателя.
Размеры входного устройства
[0061] На ФИГ. 8А схематически показано входное устройство 300b или капот 306 входного устройства, имеющее или имеющий укороченную длину по сравнению с обычным входным устройством 72 двигателя. На ФИГ. 8А также обозначено расположение 800 сечений на ФИГ. 2 и ФИГ. 4А (расположение сечений на ФИГ. 4А и 5 также показано линией 316 на ФИГ. 3).
[0062] На ФИГ. 8В схематически показано сечение, иллюстрирующее размеры капота 306 входного устройства или входного устройства 300b и вентилятора. Рассматривая сечение входного устройства (также как показано на ФИГ. 4 или ФИГ. 5), длина L1 определена между плоскостью А (содержащей самую переднюю точку 418 на обшивке входной кромки) и плоскостью С, задаваемой/содержащей/включающей переднюю кромку 802 лопастей 370 вентилятора 310. В частности, L1 является перпендикулярным расстоянием до плоскости С от самой передней точки 418.
[0063] В одном или более вариантах реализации длина L1 изменяется вокруг периферии (Circ) двигателя 302, в этом случае среднее значение длин L1 определено как L1avg и названо длиной входного устройства или длиной капота входного устройства. В одном или более вариантах реализации L1avg находится в диапазоне 6-70 дюймов (15-179 см). НА ФИГ. 8 В также проиллюстрирован средний диаметр D вентилятора 310, измеряемый от законцовки ТТ до законцовки Т2 на передней кромке 802 (например, в диапазоне 60-160 дюймов (152-406 см)). В одном или более примерах соотношение L1avg/D составляет 0,4 или менее или находится в диапазоне 0,2-0,4 (например, 0,3).
[0064] Совместное использование укороченного входного устройства или капота входного устройства (включающих использование композиционных материалов) обеспечивает уменьшение лобового сопротивления, веса и расхода топлива двигателя и летательного аппарата.
Примеры турбовентиляторных двигателей
[0065] НА ФИГ. 9 показан приводимый в качестве примера турбовентиляторный двигатель, используемый в сочетании с гондолами, описанными в настоящем документе. Турбовентиляторный двигатель 302 содержит вентилятор 310, компрессор 900 низкого давления, корпус 454, 904 вентилятора, кожух 906 двигателя, компрессор 908 высокого давления, турбину 910 высокого давления, турбину 912 низкого давления, а также вал 914 низкого давления, соединяющий компрессор 900 низкого давления и турбину 912 низкого давления. В одном или более вариантах реализации турбовентиляторный двигатель 302 представляет собой редукторный турбовентиляторный двигатель, в котором редуктор 920 (например, понижающий планетарный редуктор) расположен между валом 914 низкого давления и вентилятором 310. Однако в одном или более дополнительных вариантах реализации турбовентиляторный двигатель 302 представляет собой турбовентиляторный двигатель с прямым приводом, в котором нет редуктора 920, расположенного между валом 914 низкого давления и вентилятором 310.
[0066] В различных примерах степень двухконтурности двигателя 302 (соотношение потока во внешнем контуре к потоку во внутреннем контуре) находится в диапазоне от 9:1 до 15:1 (например, в диапазоне от 10:1 до 14:1), например, соотношение количества воздуха, проходящего снаружи внутреннего контура 926 двигателя к количеству воздуха 924, проходящего во внутреннем контуре. В других дополнительных примерах турбовентиляторный двигатель развивает тягу в диапазоне 20 000 - 120 000 фунтов (9-54 тонны).
Этапы обработки Производство
[0067] 11А ФИГ. 10А показан способ изготовления входного устройства 300b для турбовентиляторного двигателя 302. Способ может включать в себя следующие этапы.
[0068] Блок 1000 представляет объединение внутренней бочкообразной части 402, 502 с акустической панелью 406, 506.
[0069] Блок 1002 представляет размещение внутренней бочкообразной части 402, 502 и внешней бочкообразной части 404, 504 с образованием капота 306 входного устройства.
[0070] Блок 1004 представляет размещение обшивки 410, 510 входной кромки и пористой панели 430 на переднем конце 412, 512 капота 306 входного устройства. Данный этап содержит прикрепление/объединение пористой панели 430 к обшивке/с обшивкой 410, 510 входной кромки или формирование обшивки 410, 510 входной кромки, содержащей пористую панель 430.
[0071] Блок 1006 представляет размещение перегородки 414, 514 между внутренней бочкообразной частью 402, 502 и внешней бочкообразной частью 404, 504 таким образом, что акустическая панель 406, 506 проходит вперед относительно перегородки 414, 514. В одном или более примерах акустическая панель 406, 506 размещена таким образом, что касательная 576 к совместимому с ламинарным потоком стыку 578 акустической панели 406, 506 на самой передней части кромки 416, 524 акустической панели 406, 506 проходит под углом 582 не менее 10 градусов относительно продольной оси 312 турбовентиляторного двигателя 302.
[0072] Блок 1008 представляет конечный результат - входное устройство 300b.
Эксплуатация
[0073] НА ФИГ. 10В показан способ эксплуатации/сборки летательного аппарата и/или повышения топливной эффективности турбовентиляторного двигателя.
[0074] Блок 1010 представляет размещение или получение турбовентиляторного двигателя 302 в гондоле 300, содержащей входное устройство 300b, соединенное с корпусом 454 вентилятора, как описано в настоящем документе. В одном или более примерах гондола 300 содержит внутреннюю бочкообразную часть 402, 502 и внешнюю бочкообразную часть 404, 504, образующие капот 306 входного устройства, причем внутренняя бочкообразная часть 402, 502 включает в себя акустическую панель 406, 506 и капот 306 входного устройства включает в себя обшивку 410, 510 входной кромки и перегородку 414. Обшивка 410, 510 входной кромки расположена на переднем конце 412, 512 капота 306 входного устройства. В одном или более примерах перегородка 414, 514 расположена между внутренней бочкообразной частью 402, 502 и внешней бочкообразной частью 404, 504 таким образом, что акустическая панель 406, 506 проходит вперед относительно перегородки 414, 514 и таким образом, что касательная 576 к совместимому с ламинарным потоком стыку 578 акустической панели 406, 506 на самой передней части кромки 416, 524 акустической панели 406, 506 проходит под углом 582 не менее 1 градуса, не менее 5 градусов или не менее 10 градусов относительно продольной оси 312 турбовентиляторного двигателя 302. Пористую панель 430 комбинируют с обшивкой 410, 510 входной кромки. Указанный этап также включает установку гондолы 300 и турбовентиляторного двигателя 302 на летательном аппарате 700.
[0075] Блок 1012 представляет эксплуатацию системы 706 защиты от обледенения на основе низкотемпературной текучей среды на основе гликоля, содержащей пористую панель 430, объединенную с обшивкой 410 входной кромки, когда летательный аппарат 700 оказывается в условиях обледенения. Текучая среда 718 для защиты от обледенения, проходящая от пористой панели 430 в качестве части системы 706, 706b защиты от обледенения на основе текучей среды, уменьшает или предотвращает образование 720 льда на акустической панели 406, 506 на самой передней части кромки 416, 524 акустической панели 406, 506 и областях по меньшей мере вдоль переднего участка акустической панели 406, 506
[0076] Блок 1014 представляет эксплуатацию летательного аппарата 700 и уменьшение расхода топлива турбовентиляторного двигателя 302 во время эксплуатации летательного аппарата по сравнению с летательным аппаратом, который не использует предлагаемые новые входные устройства 300b и капоты 306 входного устройства, описанные в настоящем документе. Например, указанный этап может включать эксплуатацию турбовентиляторного двигателя 302 с уменьшенным расходом топлива по сравнению с турбовентиляторным двигателем 302, расположенным в гондоле 300 без системы 706 защиты от обледенения на основе текучей среды (например, по сравнению с турбовентиляторным двигателем с использованием воздуха, отбираемого от двигателя, для защиты от обледенения). Указанный этап также может включать эксплуатацию турбовентиляторного двигателя с уменьшенным расходом топлива по сравнению с двигателем, имеющим входное устройство, имеющее такие размеры, что Llavg/D больше 0,4.
Среда проведения обработки
[0077] НА ФИГ. 11 показана приведенная в качестве примера система 1100, используемая для реализации элементов обработки, необходимых для управления системой защиты от обледенения и/или двигателями, описанными в настоящем документе.
[0078] Компьютер 1102 содержит процессор 1104 (процессор 1104А общего назначения и процессор 1104 В специального назначения) и память, такую как оперативное запоминающее устройство (ОЗУ) 1106. В целом, компьютер 1102 работает под управлением операционной системы 1108, сохраненной в памяти 1106, и взаимодействует с пользователем/другими компьютерами, чтобы принимать входные данные и команды (например, аналоговые или цифровые сигналы) и представлять результаты через модуль 1110 ввода/вывода. Компьютерное программное приложение 1112 получает доступ к данным, сохраненным в памяти 1106 компьютера 1102, и работает с ним. Операционная система 1108 и компьютерная программа 1112 включают в себя инструкции, которые при их считывании и исполнении компьютером 1102 вызывают выполнение компьютером 1102 операций, описанных в настоящем документе. В одном варианте реализации изобретения инструкции, реализующие операционную систему 1108, и компьютерная программа 1112 имеют материальное воплощение в памяти 1106 с образованием, таким образом, одного или более компьютерных программных продуктов или изделий, выполненных с возможностью уменьшения расхода топлива двигателя и/или управления прохождением текучей среды для защиты от обледенения в соответствии с возможностями конструкций входных устройств и систем защиты от обледенения, описанных в настоящем документе. По существу, термины "изделие", "устройство хранения программ" и "компьютерный программный продукт", используемые в настоящем документе, предназначены для охвата компьютерной программы, доступной с любого компьютерочитаемого устройства или носителей.
[0079] Специалистам в данной области техники будут очевидны многочисленные модификации, которые могут быть выполнены с приведенной конфигурацией без отклонения от сущности и объема раскрытия настоящего изобретения. Например, специалистам в данной области техники будет понятно, что могут быть использованы любая комбинация указанных выше компонентов или любое количество различных компонентов, периферийных устройств и других устройств.
Преимущества и усовершенствования
[0080] В существующем в настоящее время входном устройстве для пассажирского самолета Boeing
Figure 00000001
соотношение длины входного устройства к диаметру вентилятора составляет 0,55, Boeing
Figure 00000001
имеет металлическую конструкцию с переходом ламинарного потока в турбулентный поток, расположенную на заднем конце входного устройства кромки, с передней изолированной алюминиевой перегородкой, акустической панелью и теплоизоляцией (сзади относительно входного устройства кромки) между передней изолированной алюминиевой перегородкой и акустической панелью. Уступ и промежуток в месте сопряжения между обшивкой входной кромки и внешней бочкообразной частью ограничивают протяженность достижимого ламинарного потока. Кроме того, в существующем в настоящее время пассажирском самолете Boeing 747-8 применяется обычная противообледенительная система, в которой используется сжатый горячий воздух, отбираемый от двигателя, в области входного устройства впереди относительно перегородки.
[0081] Однако, как описано в настоящем документе, использование низкотемпературной системы защиты от обледенения на основе текучей среды (вместо обычной противообледенительной системы, в которой используется сжатый горячий воздух, отбираемый от двигателя) обеспечивает инновационное компактное конструктивное решение, имеющее соотношение длины входного устройства к диаметру вентилятора, составляющее 0,4 или менее (например, 0,32). Использование укороченного входного устройства является неожиданным, поскольку в укороченных входных устройствах меньше площади, доступной для конструкции, ослабляющей шум, и в них ограничена длина прохождения ламинарного потока. Однако конструкции входных устройств, представленные в настоящем документе, решают эти проблемы продолжением акустической облицовки на переднюю кромку входного устройства (в одном примере, обеспечивая дополнительную акустическую облицовку, увеличенную более чем на 20%) и смещением целевой области перехода ламинарного потока в турбулентный поток назад от области передней кромки. Возможность прохождения акустической облицовки в область передней кромки обеспечена использованием усовершенствованной низкоэнергетической системы защиты от обледенения/удаления льда (системы защиты на основе текучей среды), совместимой с компактным входным устройством и акустическими экранами. Увеличенное прохождение ламинарного потока (смещение назад целевой области перехода ламинарного потока в турбулентный поток) обеспечено стыком, совместимым с ламинарным потоком, в месте сопряжения между обшивкой входной кромки и внешней бочкообразной частью за счет прохождения внешней бочкообразной части назад от места сопряжения с корпусом вентилятора и/или посредством устранения передней перегородки.
[0082] Усовершенствованная конструкция входного устройства обеспечивает следующие дополнительные преимущества:
• Технический результат системы защиты от обледенения на основе текучей среды на обшивке входной кромки входного устройства заключается в том, что термическая защита не требуется. Устранение передней перегородки и полости горячего воздуха противообледенительной системы двигателя, расположенной перед перегородкой, устраняет необходимость в теплоизоляции, обеспечивая, таким образом, больше возможностей использования композиционных материалов в области, находящейся за обшивкой входной кромки, со снижением веса входного устройства и обеспечением использования покрытия, которое является репеллентом для насекомых и устойчивым к истиранию. Таким образом, в одном или более вариантах реализации наиболее передняя перегородка 414 (или единственная перегородка 414), расположенная между внутренней бочкообразной частью 402, 502 и внешней бочкообразной частью 404, 504 может содержать или состоять по существу из композиционного материала или материала, который не включает в себя теплоизоляцию от противообледенительной системы с использованием воздуха, отбираемого от двигателя, (противообледенительной системы двигателя). С другой стороны, в обычных входных устройствах передняя перегородка выполнена с возможностью, во-первых, содержать имеющий высокое давление и высокую температуру воздух, отбираемый от двигателя, используемый для системы защиты от обледенения на основе горячего воздуха, и, во-вторых, обеспечивать защиту остальной конструкции входного устройства от высоких температур системы защиты от обледенения на основе горячего воздуха.
• Использование выступов, выполненных за одно целое с композитной акустической панелью, для крепления корпуса вентилятора (вместо металлического выступа, прикрепленного болтами к акустической панели) обеспечивает эффективное в весовом отношении прикрепление входного устройства к корпусу вентилятора. Выступ, выполненный за одно целое с акустической панелью, также обеспечивает максимальное акустическое подавление во входном устройстве.
• Стык, совместимый с ламинарным потоком, обеспечивает увеличение прохождения ламинарного потока от металлической обшивки входной кромки и композитной внешней бочкообразной части.
• Участок внешней бочкообразной части, проходящий назад относительно перегородки, предназначен для обеспечения возможности прохода ламинарного пограничного слоя назад за перегородку.
• Участок внешней бочкообразной части, проходящий назад за самую переднюю 20 точку корпуса вентилятора, предназначен для обеспечения возможности прохода ламинарного пограничного слоя назад за эту точку.
• Использование системы защиты от обледенения на основе текучей среды обеспечивает возможность размещения места сопряжения между внешней бочкообразной частью и обшивкой входной кромки ближе к передней части или под более крутым углом 550, поскольку текучая среда для защиты от обледенения проходит назад от пористой панели для защиты поверхности, находящейся за пористой панелью. Соответственно, угол 550 является более крутым по сравнению с углом 290 (например, 17 градусов) в конфигурации по ФИГ. 2 с использованием противообледенительной системы двигателя, работа которой основана на использовании горячего воздуха в полости, расположенной впереди относительно перегородки. Однако угол может изменяться вокруг периферии входного устройства.
• Использование системы защиты от обледенения на основе текучей среды также обеспечивает возможность прохождения акустической панели вперед на поверхность передней кромки, так что акустическая панель может быть видна на виде спереди входного устройства. В одном или более примерах касательная 576 к совместимому с ламинарным потоком стыку 578 акустической панели 406, 506 на самой передней части кромки 416 акустической панели 406, 506 проходит под углом 582 не менее 10 градусов относительно продольной оси 312 турбовентиляторного двигателя 302. При работе системы защиты от обледенения на основе текучей среды текучая среда, просачивающаяся или проходящая от пористой панели, проходит или проникает назад на акустическую панель, с предотвращением, таким образом, образования льда и на пористой панели, и на акустической панели (в том числе на самой передней части кромки 416, 524 акустической панели 406, 506).
• Таким образом, в раскрытии настоящего изобретения описаны новые конструкции входных устройств, которые неожиданно обеспечивают максимальное акустическое подавление в коротком входном устройстве при минимизации веса, лобового сопротивления и расхода топлива входного устройства/узла двигателя.
Вывод
Настоящим завершено описание предпочтительных вариантов реализации раскрытия настоящего изобретения. Вышеизложенное описание предпочтительного варианта реализации изобретения было представлено в целях иллюстрации и описания. Оно не предназначено быть исчерпывающим или ограничивать раскрытие точной раскрытой формой. В свете приведенных выше положений возможны многие модификации и вариации. Предполагается, что объем прав ограничивается не этим подробным описанием, а прилагаемой формулой изобретения.

Claims (73)

1. Входное устройство (300b) для турбовентиляторного двигателя (302), содержащее:
внутреннюю бочкообразную часть (402, 502) и внешнюю бочкообразную часть (404, 504), образующие капот (306) входного устройства; при этом
внутренняя бочкообразная часть (402, 502) включает в себя акустическую панель (406, 506); а
капот (306) входного устройства включает в себя:
обшивку (410, 510) входной кромки, расположенную на переднем конце (412, 512) капота (306) входного устройства;
перегородку (414, 514), расположенную между внутренней бочкообразной частью (402, 502) и внешней бочкообразной частью (404, 504); и
пористую панель (430), объединенную с обшивкой (410, 510) входной кромки; причем низкотемпературная текучая среда (718) на основе гликоля для защиты от обледенения просачивается через пористую панель (430) на внешнюю поверхность обшивки (410) входной кромки с последующим проходом назад по потоку воздуха на акустическую панель (406, 506) и тем самым предотвращает образование льда на пористой панели и уменьшает или предотвращает образование (720) льда на акустической панели (406, 506).
2. Входное устройство по п. 1, в котором акустическая панель (406, 506) проходит вперед относительно перегородки (414, 514) таким образом, что касательная (576) к совместимому с ламинарным потоком стыку акустической панели (406, 506) на самой передней части кромки (416, 524) акустической панели (406, 506) проходит под углом (582) не менее 10 градусов относительно направления (584), параллельного продольной оси (312) турбовентиляторного двигателя (302).
3. Входное устройство (300b) по п. 2, в котором самая передняя часть кромки (416, 524) акустической панели (406, 506) размещена вдоль обшивки (410, 510) входной кромки на расстоянии (L2) в диапазоне 0-18 дюймов (0-46 см) от самой передней точки (418, 522) на капоте (306) входного устройства.
4. Входное устройство (300b) по п. 1, в котором:
внешняя бочкообразная часть имеет длину (L3), проходящую в направлении назад от места (440) сопряжения между внутренней бочкообразной частью (402, 502) и корпусом (454) вентилятора, соединенным с внутренней бочкообразной частью (402, 502), что вызывает смещение перехода (420b) ламинарного потока в турбулентный поток назад от места (440) сопряжения.
5. Входное устройство (300b) по п. 1, в котором перегородка (414) является единственной перегородкой (414), соединяющей внешнюю бочкообразную часть (404, 504) и внутреннюю бочкообразную часть (402, 502).
6. Входное устройство (300b) по п. 1, также содержащее капот (304) вентилятора, соединенный с капотом (306) входного устройства, причем:
капот (306) входного устройства включает в себя переход (420b, 524b) ламинарного потока в турбулентный поток в месте, расположенном между обшивкой (410, 510) входной кромки и капотом (304) вентилятора; а
перегородка (414, 514) расположена между внутренней бочкообразной частью (402, 502) и внешней бочкообразной частью (404, 504) в месте, расположенном впереди относительно перехода (420b, 524b) ламинарного потока в турбулентный поток.
7. Входное устройство (300b) по п. 1, в котором:
угол (550) касательной к совместимому с ламинарным потоком стыку на передней по потоку кромке (E) внешней бочкообразной части (404) составляет не менее 25 градусов от направления (546), параллельного продольной оси (312) турбовентиляторного двигателя (302),
причем передняя по потоку кромка (E) находится в месте (428) сопряжения с обшивкой (410, 510) входной кромки.
8. Входное устройство (300b) по п. 1, в котором:
акустическая панель (406, 506) включает в себя выступ (442), выполненный за одно целое с акустической панелью (406, 506) и внутренней бочкообразной частью (402, 502),
причем выступ (442) выполнен с возможностью обеспечения прикрепления внутренней бочкообразной части (402, 502) к корпусу (454) вентилятора.
9. Входное устройство (300b) по п. 1, в котором акустическая панель (406, 506) проходит назад за самую переднюю часть кромки (928) корпуса (454) вентилятора, соединенного с входным устройством (300b).
10. Входное устройство (300b) по п. 1, в котором внешняя поверхность (424) сопряжения между перегородкой (414) и внешней бочкообразной частью (404, 504) находится сзади относительно внутренней поверхности (426) сопряжения между перегородкой (414) и внутренней бочкообразной частью (402, 502).
11. Входное устройство (300b) по п. 10, в котором перегородка (414) включает в себя изгиб (452) в направлении внешней поверхности (424) сопряжения, с тем чтобы увеличить жесткость перегородки (414) и обеспечить дополнительную опору для внешней бочкообразной части (404).
12. Узел (350) двигателя летательного аппарата, содержащий турбовентиляторный двигатель (302) и входное устройство (300b) по п. 1, в котором турбовентиляторный двигатель (302) представляет собой редукторный турбовентиляторный двигатель (302), содержащий редуктор (920), расположенный между валом (914) низкого давления и вентилятором (310).
13. Узел (350) двигателя летательного аппарата, содержащий турбовентиляторный двигатель (302) и входное устройство (300b) по п. 1, в котором степень двухконтурности турбовентиляторного двигателя (302) находится в диапазоне от 9:1 до 15:1.
14. Узел (350) двигателя летательного аппарата, содержащий турбовентиляторный двигатель (302), включающий в себя вентилятор (310) и входное устройство (300b) по одному из пп. 1-11, причем:
вентилятор (310) содержит лопасти (370) вентилятора, имеющие переднюю кромку (802),
вентилятор (310) имеет средний диаметр D, измеряемый от законцовки T1 до законцовки T2 лопастей (370) вентилятора на передней кромке (802),
капот (306) входного устройства имеет длину L1, изменяющуюся вокруг периферии (Circ) турбовентиляторного двигателя (302),
L1 задана как расстояние от самой передней точки (418, 522) на обшивке (410, 510) входной кромки до плоскости (C), включающей в себя переднюю кромку (802) лопастей (370) вентилятора, проходящее перпендикулярно плоскости (C),
среднее значение длин L1 определено как L1avg и
L1avg/D находится в диапазоне 0,2-0,4.
15. Входное устройство (300b) для турбовентиляторного двигателя (302), выполненное с возможностью использования с системой (706) защиты от обледенения на основе низкотемпературной текучей среды на основе гликоля и содержащее:
внутреннюю бочкообразную часть (402, 502) и внешнюю бочкообразную часть (404, 504), образующие капот (306) входного устройства; при этом
внутренняя бочкообразная часть (402, 502) включает в себя акустическую панель (406, 506); а
капот (306) входного устройства включает в себя:
обшивку (410, 510) входной кромки, расположенную на переднем конце (412, 512) капота (306) входного устройства;
одну перегородку (414), расположенную между внутренней бочкообразной частью (402, 502) и внешней бочкообразной частью (404, 504), причем
перегородка (414) является единственной перегородкой (414), соединяющей внешнюю бочкообразную часть (404, 504) и внутреннюю бочкообразную часть (402, 502).
16. Входное устройство (300b) по п. 15, в котором указанная одна перегородка (414) состоит по существу из композиционного материала (470).
17. Входное устройство (300b) по п. 15, в котором указанная одна перегородка (414) выполнена из материала, который не включает в себя теплоизоляцию.
18. Узел (350) двигателя летательного аппарата, содержащий турбовентиляторный двигатель (302), включающий в себя вентилятор (310) и входное устройство (300b) по п. 15, причем:
вентилятор (310) содержит лопасти (370) вентилятора, имеющие переднюю кромку (802),
вентилятор (310) имеет средний диаметр D, измеряемый от законцовки T1 до законцовки T2 лопастей (370) вентилятора на передней кромке (802),
капот (306) входного устройства имеет длину L1, изменяющуюся вокруг периферии (Circ) турбовентиляторного двигателя (302),
L1 задана между самой передней точкой (418, 522) на обшивке (410, 510) входной кромки и плоскостью (C), задаваемой передней кромкой (802) лопастей (370) вентилятора,
среднее значение длин L1 определено как L1avg и
L1avg/D находится в диапазоне 0,2-0,4.
19. Входное устройство (300b) для турбовентиляторного двигателя (302), выполненное с возможностью использования с системой (706) защиты от обледенения на основе низкотемпературной текучей среды на основе гликоля и содержащее:
внутреннюю бочкообразную часть (402, 502) и внешнюю бочкообразную часть (404, 504), образующие капот (306) входного устройства; при этом
внутренняя бочкообразная часть (402, 502) включает в себя акустическую панель (406, 506); а
капот (306) входного устройства включает в себя:
обшивку (410, 510) входной кромки, расположенную на переднем конце (412, 512) капота (306) входного устройства;
перегородку (414, 514), расположенную между внутренней бочкообразной частью (402, 502) и внешней бочкообразной частью (404, 504);
причем капот (306) входного устройства включает в себя переход (420b) ламинарного потока в турбулентный поток в месте, расположенном между обшивкой (410, 510) входной кромки и капотом (304) вентилятора, соединенным с капотом (306) входного устройства,
при этом внешняя бочкообразная часть имеет длину (L3), проходящую в направлении назад от места (440) сопряжения между внутренней бочкообразной частью (402, 502) и корпусом (454) вентилятора, соединенным с внутренней бочкообразной частью (402, 502), что вызывает смещение перехода (420b) ламинарного потока в турбулентный поток назад от места (440) сопряжения.
20. Способ эксплуатации турбовентиляторного двигателя (302), включающий:
- получение турбовентиляторного двигателя (302), расположенного в гондоле (300), содержащей внутреннюю бочкообразную часть (402, 502) и внешнюю бочкообразную часть (404, 504), образующие капот (306) входного устройства, причем:
внутренняя бочкообразная часть (402, 502) включает в себя акустическую панель (406, 506), а
капот (306) входного устройства включает в себя:
обшивку (410, 510) входной кромки, расположенную на переднем конце (412, 512) капота (306) входного устройства,
перегородку (414, 514), расположенную между внутренней бочкообразной частью (402, 502) и внешней бочкообразной частью (404, 504); и
- эксплуатацию системы (706) защиты от обледенения на основе низкотемпературной текучей среды (718) на основе гликоля, содержащей пористую панель (430), объединенную с обшивкой (410, 510) входной кромки;
причем низкотемпературная текучая среда (718) на основе гликоля для защиты от обледенения просачивается через пористую панель (430) на внешнюю поверхность обшивки (410) входной кромки с последующим проходом назад по потоку воздуха на акустическую панель (406, 506) и тем самым предотвращает образование льда на пористой панели и уменьшает или предотвращает образование (720) льда на акустической панели (406, 506); и
- эксплуатацию турбовентиляторного двигателя (302) с уменьшенным расходом топлива.
21. Способ по п. 20, согласно которому:
турбовентиляторный двигатель (302) содержит вентилятор (310), включающий в себя лопасти (370) вентилятора, имеющие переднюю кромку (802), и вентилятор (310) имеет средний диаметр D, измеряемый от законцовки T1 до законцовки T2 лопастей (370) вентилятора на передней кромке (802),
капот (306) входного устройства имеет длину L1, изменяющуюся вокруг периферии (Circ) турбовентиляторного двигателя (302),
L1 определена между самой передней точкой (418, 522) на обшивке (410, 510) входной кромки и плоскостью (C), задаваемой передней кромкой (802) лопастей (370) вентилятора,
среднее значение длин L1 определено как L1avg и
L1avg/D находится в диапазоне 0,2-0,4,
при этом способ также включает эксплуатацию турбовентиляторного двигателя (302) с уменьшенным расходом топлива.
RU2018129316A 2017-09-22 2018-08-10 Усовершенствованная конструкция входного устройства RU2727820C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201762562232P 2017-09-22 2017-09-22
US62/562,232 2017-09-22
US15/880,496 2018-01-25
US15/880,496 US11125157B2 (en) 2017-09-22 2018-01-25 Advanced inlet design

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018129316A3 RU2018129316A3 (ru) 2020-02-10
RU2018129316A RU2018129316A (ru) 2020-02-10
RU2727820C2 true RU2727820C2 (ru) 2020-07-24

Family

ID=63667833

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018129316A RU2727820C2 (ru) 2017-09-22 2018-08-10 Усовершенствованная конструкция входного устройства

Country Status (8)

Country Link
US (2) US11125157B2 (ru)
EP (2) EP3757013B1 (ru)
JP (1) JP7223536B2 (ru)
CN (1) CN109533355B (ru)
BR (1) BR102018069077B1 (ru)
CA (2) CA3217063A1 (ru)
ES (1) ES2848750T3 (ru)
RU (1) RU2727820C2 (ru)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3060650B1 (fr) * 2016-12-20 2019-05-31 Airbus Operations Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef
US11125157B2 (en) 2017-09-22 2021-09-21 The Boeing Company Advanced inlet design
US10507548B2 (en) 2017-09-29 2019-12-17 The Boeing Company Method for additive manufacturing nacelle inlet lipskins
GB201810885D0 (en) 2018-07-03 2018-08-15 Rolls Royce Plc High efficiency gas turbine engine
US10589869B2 (en) * 2018-07-25 2020-03-17 General Electric Company Nacelle inlet lip fuse structure
FR3085303B1 (fr) * 2018-09-05 2020-11-20 Airbus Operations Sas Panneau insonorisant avec une ame alveolaire et un systeme de degivrage
FR3095418B1 (fr) * 2019-04-26 2021-09-24 Safran Nacelles Entrée d’air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d’air
FR3095419B1 (fr) * 2019-04-26 2021-10-01 Safran Nacelles Entrée d’air de nacelle à panneau acoustique
FR3095417B1 (fr) * 2019-04-26 2021-09-24 Safran Nacelles Entrée d’air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d’air
CN112193420A (zh) * 2020-08-31 2021-01-08 中电科芜湖通用航空产业技术研究院有限公司 微孔渗液结构、飞机防冰系统及飞机
RU2748665C1 (ru) * 2020-09-28 2021-05-28 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Пермский национальный исследовательский политехнический университет" Способ удаления обледенения на аэродинамических поверхностях
BR102022003769A2 (pt) * 2021-05-04 2022-11-16 The Boeing Company Estrutura de entrada de nacele de um conjunto de motor
US11591096B1 (en) * 2021-08-06 2023-02-28 Raytheon Technologies Corporation Artificial ice for an aircraft component
FR3129662A1 (fr) * 2021-11-29 2023-06-02 Airbus Operations (S.A.S.) Ensemble de propulsion d’aéronef comprenant au moins un dispositif de nettoyage d’une entrée d’air d’une nacelle par pulvérisation d’un liquide de nettoyage
US20230167774A1 (en) * 2021-12-01 2023-06-01 Rohr, Inc. Attachment ring insulator systems, methods, and assemblies
CN114162336B (zh) * 2021-12-14 2024-01-05 北京机电工程研究所 一种飞行器雷达隐身进气道及其制备方法
CN114166460B (zh) * 2022-02-11 2022-04-19 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 飞行器进气道试验装置、系统和热气防冰试验判稳方法
CN114576009A (zh) * 2022-03-16 2022-06-03 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机进口处吸波导流体
CN114771871B (zh) * 2022-06-14 2022-10-04 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种进气道结冰传感器调试方法、传感器及控制系统
US20240017845A1 (en) * 2022-07-15 2024-01-18 The Boeing Company Nacelle inlet assembly with acoustic panel
US20240017839A1 (en) * 2022-07-15 2024-01-18 The Boeing Company Aircraft fluid ice protection system
US20240018881A1 (en) * 2022-07-15 2024-01-18 The Boeing Company Nacelle inlet assembly that promotes laminar flow
US20240018883A1 (en) * 2022-07-15 2024-01-18 The Boeing Company Nacelle inlet assembly with composite lipskin

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2112339A (en) * 1981-11-13 1983-07-20 T K S Porous panel
EP1495963A2 (en) * 2003-07-08 2005-01-12 Rohr, Inc. Method and apparatus for noise abatement and ice protection of an aircraft engine nacelle inlet lip
RU2411161C2 (ru) * 2005-06-22 2011-02-10 Эрбюс Франс Система защиты от обледенения и борьбы с обледенением гондолы двигателя летательного аппарата, содержащая резистивный слой
US20110131945A1 (en) * 2008-07-30 2011-06-09 Aircelle Assembly of components connected by a device that maintains the integrity of the surface of one of the components
FR2990928A1 (fr) * 2012-05-24 2013-11-29 Snecma Nacelle de moteur a turbine a gaz
US20160356180A1 (en) * 2015-06-03 2016-12-08 The Boeing Company Nacelle inlet having an angle or curved aft bulkhead

Family Cites Families (152)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB673987A (en) * 1949-08-23 1952-06-18 Bristol Aeroplane Co Ltd Improvements in or relating to air intakes, more particularly for aeroplanes
US4265955A (en) 1978-05-01 1981-05-05 The Boeing Company Honeycomb core with internal septum and method of making same
US4235303A (en) 1978-11-20 1980-11-25 The Boeing Company Combination bulk absorber-honeycomb acoustic panels
GB2130158A (en) 1982-11-15 1984-05-31 Fiber Materials Deicing aircraft surfaces
AU581684B2 (en) 1984-10-08 1989-03-02 Short Brothers Plc Duct for hot air
US5088277A (en) 1988-10-03 1992-02-18 General Electric Company Aircraft engine inlet cowl anti-icing system
US5313202A (en) 1991-01-04 1994-05-17 Massachusetts Institute Of Technology Method of and apparatus for detection of ice accretion
US5589822A (en) 1992-10-20 1996-12-31 Robotic Vision Systems, Inc. System for detecting ice or snow on surface which specularly reflects light
US5838239A (en) 1992-10-20 1998-11-17 Robotic Vision Systems, Inc. System for detecting ice or snow on surface which specularly reflects light
US5921501A (en) 1993-07-14 1999-07-13 Northrop Grumman Corporation Aircraft ice detecting system
US5523959A (en) 1994-04-25 1996-06-04 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Ice detector and deicing fluid effectiveness monitoring system
US6052056A (en) 1996-04-26 2000-04-18 Icg Technologies, Llc Substance detection system and method
US5760711A (en) 1996-04-26 1998-06-02 Icg Technologies, Llc Icing detection system
US6173807B1 (en) 1998-04-13 2001-01-16 The Boeing Company Engine nacelle acoustic panel with integral wedge fairings and an integral forward ring
US6010095A (en) 1997-08-20 2000-01-04 New Avionics Corporation Icing detector for aircraft
DE19750198C2 (de) 1997-11-13 1999-10-21 Karlsruhe Forschzent Enteisung von Flugzeugen mit Mikrowellen
US6286370B1 (en) 1999-02-03 2001-09-11 Naveen Neil Sinha Method using ultrasound for detecting materials on metal surfaces
US6178740B1 (en) 1999-02-25 2001-01-30 The Boeing Company Turbo fan engine nacelle exhaust system with concave primary nozzle plug
US6371411B1 (en) 1999-11-23 2002-04-16 The Boeing Company Method and apparatus for aircraft inlet ice protection
US6688558B2 (en) 1999-11-23 2004-02-10 The Boeing Company Method and apparatus for aircraft inlet ice protection
DE10016259C2 (de) 2000-04-03 2002-06-20 Karlsruhe Forschzent Kompakte millimeterwellentechnische Einrichtung zum Enteisen und/oder Vorbeugeneiner Vereisung
FR2820715B1 (fr) * 2001-02-15 2003-05-30 Eads Airbus Sa Procede de degivrage d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre
US6819265B2 (en) 2002-08-22 2004-11-16 Rosemount Aerospace Inc. Advanced warning ice detection system for aircraft
US7105105B2 (en) 2002-10-28 2006-09-12 Battelle Memorial Institute Deicing/anti-icing fluids
US6920958B2 (en) * 2003-10-17 2005-07-26 The Boeing Company Annular acoustic panel
US7377109B2 (en) 2004-04-09 2008-05-27 The Boeing Company Apparatus and method for reduction of jet noise from turbofan engines having separate bypass and core flows
US7784739B2 (en) 2004-05-26 2010-08-31 The Boeing Company Detection system and method for ice and other debris
CN102306635B (zh) 2004-11-16 2015-09-09 罗姆股份有限公司 半导体装置及半导体装置的制造方法
DE102005034729B3 (de) 2005-07-21 2007-02-08 Eads Deutschland Gmbh Verfahren und Lidar-System zur Messung von Luftturbulenzen an Bord von Luftfahrzeugen sowie für Flughäfen und Windfarmen
US7923668B2 (en) * 2006-02-24 2011-04-12 Rohr, Inc. Acoustic nacelle inlet lip having composite construction and an integral electric ice protection heater disposed therein
US7503425B2 (en) 2006-10-02 2009-03-17 Spirit Aerosystems, Inc. Integrated inlet attachment
US7370525B1 (en) 2006-10-31 2008-05-13 Swan International Sensors Pty. Ltd. Inflight ice detection system
FR2908738B1 (fr) * 2006-11-16 2009-12-04 Airbus France Bord d'attaque d'aeronef.
FR2912781B1 (fr) * 2007-02-20 2009-04-10 Airbus France Sas Revetement pour le traitement acoustique integrant la fonction de traitement du givre avec de l'air chaud
US7439877B1 (en) 2007-05-18 2008-10-21 Philip Onni Jarvinen Total impedance and complex dielectric property ice detection system
FR2917067B1 (fr) * 2007-06-08 2009-08-21 Airbus France Sas Revetement pour le traitement acoustique integrant la fonction de traitement du givre avec de l'air chaud
US8027029B2 (en) 2007-11-07 2011-09-27 Magna Electronics Inc. Object detection and tracking system
FR2925463B1 (fr) * 2007-12-21 2010-04-23 Airbus France Structure pour le traitement acoustique plus particulierement adaptee a une entree d'air d'une nacelle d'aeronef
FR2925877B1 (fr) * 2007-12-26 2009-12-04 Aircelle Sa Installation de systeme de guidage sur une nacelle d'aeronef.
US7870929B2 (en) 2008-04-29 2011-01-18 The Boeing Company Engine assembly, acoustical liner and associated method of fabrication
FR2936219B1 (fr) * 2008-09-23 2010-09-17 Airbus France Structure de fuselage pour fixation combinee de matelas d'isolation et d'equipements, aeronef incorporant une telle structure.
US8152461B2 (en) * 2008-11-19 2012-04-10 Mra Systems, Inc. Integrated inlet design
WO2010086560A2 (fr) 2009-02-02 2010-08-05 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise
FR2943624B1 (fr) * 2009-03-27 2011-04-15 Airbus France Nacelle d'aeronef comportant une paroi exterieure renforcee
US8144325B2 (en) 2009-07-23 2012-03-27 Rosemount Aerospace, Inc. In-flight multiple field of view detector for supercooled airborne water droplets
US8325338B1 (en) 2009-08-02 2012-12-04 The Blue Sky Group Detection of aircraft icing
US9469408B1 (en) 2009-09-03 2016-10-18 The Boeing Company Ice protection system and method
WO2011113142A1 (en) 2010-03-14 2011-09-22 Titan Logix Corp. System and method for measuring and metering deicing fluid from a tank using a refractometer module
US20130113926A1 (en) 2010-07-02 2013-05-09 Huazhong University Of Science & Technology Detecting device for detecting icing by image and detecting method thereof
US8517601B2 (en) 2010-09-10 2013-08-27 Ultra Electronics Limited Ice detection system and method
US8462354B2 (en) 2010-10-12 2013-06-11 Lumen International Inc. Aircraft icing detector
US8532961B2 (en) 2010-10-29 2013-09-10 The Boeing Company Method and system to account for angle of attack effects in engine noise shielding tests
US8439308B2 (en) 2010-11-19 2013-05-14 The Boeing Company Spring loaded pressure relief door
US8910482B2 (en) 2011-02-02 2014-12-16 The Boeing Company Aircraft engine nozzle
US8338785B2 (en) 2011-04-29 2012-12-25 Rosemount Aerospace Inc. Apparatus and method for detecting aircraft icing conditions
US9021813B2 (en) 2011-07-18 2015-05-05 The Boeing Company Cable-actuated variable area fan nozzle with elastomeric seals
US10040559B2 (en) 2011-07-24 2018-08-07 The Boeing Company Reduced flow field velocity for a propulsor
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
US8651415B1 (en) 2012-02-08 2014-02-18 The Boeing Company Engine cowl and inlet cover
US9511873B2 (en) 2012-03-09 2016-12-06 The Boeing Company Noise-reducing engine nozzle system
CN202624640U (zh) * 2012-05-11 2012-12-26 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种进气道防冰腔结构
US8757551B2 (en) 2012-06-04 2014-06-24 Zamir Margalit Foreign object damage protection device and system for aircraft
US9357110B2 (en) 2012-08-27 2016-05-31 Ojo Technology, Inc. Track-mount wireless camera fixture
US9168716B2 (en) 2012-09-14 2015-10-27 The Boeing Company Metallic sandwich structure having small bend radius
US9670875B2 (en) 2012-10-31 2017-06-06 The Boeing Company Thrust reversers and methods to provide reverse thrust
US9920653B2 (en) * 2012-12-20 2018-03-20 United Technologies Corporation Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size
US9932933B2 (en) * 2012-12-20 2018-04-03 United Technologies Corporation Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size
FR3007738B1 (fr) * 2013-06-28 2015-07-31 Aircelle Sa Dispositif de degivrage et de conditionnement pour aeronef
US9145801B2 (en) 2013-07-01 2015-09-29 The Boeing Company Systems and methods for acoustic resonance mitigation
US8820477B1 (en) 2013-07-29 2014-09-02 The Boeing Company Acoustic panel
US10197010B2 (en) 2013-08-12 2019-02-05 The Boeing Company Long-duct, mixed-flow nozzle system for a turbofan engine
US9370827B2 (en) * 2013-08-28 2016-06-21 The Boeing Company System and method for forming perforations in a barrel section
US9764847B2 (en) 2013-10-18 2017-09-19 The Boeing Company Anti-icing system for aircraft
US9732700B2 (en) 2013-10-24 2017-08-15 The Boeing Company Methods and apparatus for passive thrust vectoring and plume deflection
US9810147B2 (en) 2013-10-31 2017-11-07 The Boeing Company Angled inlet system for a precooler
US9663238B2 (en) 2013-11-11 2017-05-30 The Boeing Company Nacelle inlet lip skin with pad-up defining a developable surface having parallel ruling lines
EP2883688B1 (fr) 2013-12-13 2021-09-22 Safran Aero Boosters SA Carter annulaire composite de compresseur de turbomachine et procédé d'obtention de celui-ci
US9617918B2 (en) 2014-01-13 2017-04-11 The Boeing Company Bracket for mounting/removal of actuators for active vibration control
AT515297B1 (de) 2014-01-22 2015-08-15 Wintersteiger Ag Vorrichtung zum Abscheiden eines körnigen Guts aus einem Förderluftstrom
US10138811B2 (en) 2014-03-13 2018-11-27 The Boeing Company Enhanced temperature control anti-ice nozzle
US9664113B2 (en) 2014-03-15 2017-05-30 The Boeing Company One piece inlet lip skin design
US9546004B1 (en) 2014-03-17 2017-01-17 The Boeing Company Water and ice detection and quantitative assessment system for ingression prone areas in an aircraft
US9623977B2 (en) 2014-03-20 2017-04-18 The Boeing Company Hybrid structure including built-up sandwich structure and monolithic SPF/DB structure
US10029798B2 (en) 2014-03-31 2018-07-24 The Boeing Company Structure and method for reducing air flow in a wall volume of an aircraft
US9284726B2 (en) 2014-04-04 2016-03-15 The Boeing Company Pyramid waffle core structure and method of fabrication
US9938852B2 (en) 2014-04-30 2018-04-10 The Boeing Company Noise attenuating lipskin assembly and methods of assembling the same
US9708072B2 (en) * 2014-04-30 2017-07-18 The Boeing Company Aircraft engine nacelle bulkheads and methods of assembling the same
US9604438B2 (en) 2014-04-30 2017-03-28 The Boeing Company Methods and apparatus for noise attenuation in an engine nacelle
WO2015179903A1 (en) 2014-05-30 2015-12-03 Commonwealth Scientific And Industrial Organisation Ice adhesion reducing polymers
US10202523B2 (en) 2014-05-30 2019-02-12 The Boeing Company Ice adhesion reducing prepolymers and polymers
US9347321B2 (en) 2014-08-01 2016-05-24 The Boeing Company Methods for optimized engine balancing based on flight data
US9429680B2 (en) 2014-08-07 2016-08-30 The Boeing Company Ice crystal icing engine event probability estimation apparatus, system, and method
US9242735B1 (en) 2014-08-28 2016-01-26 The Boeing Company Detecting inflight icing conditions on aircraft
US10094332B2 (en) 2014-09-03 2018-10-09 The Boeing Company Core cowl for a turbofan engine
US9696238B2 (en) 2014-09-16 2017-07-04 The Boeing Company Systems and methods for icing flight tests
US9719466B2 (en) 2014-09-17 2017-08-01 The Boeing Company System and method for improved thrust reverser with increased reverse thrust and reduced noise
DK3209564T3 (da) 2014-10-24 2019-07-22 Vestergaard Company As Fremgangsmåde til prøveudtagning af afisningsvæske og system til prøveudtagning af afisningsvæske
US9725190B2 (en) 2015-02-13 2017-08-08 The Boeing Company Aircraft engine inlet assembly apparatus
US9640164B2 (en) 2015-02-27 2017-05-02 The Boeing Company Sound attenuation using a cellular core
JP6634454B2 (ja) * 2015-03-10 2020-01-22 エムアールエイ・システムズ・エルエルシー タービンエンジンにおける使用のための音響ライナ
US10144522B2 (en) 2015-04-16 2018-12-04 The Boeing Company Weeping ferrofluid anti-ice system
US9908620B2 (en) * 2015-05-15 2018-03-06 Rohr, Inc. Multi-zone active laminar flow control system for an aircraft propulsion system
US9874228B2 (en) * 2015-05-15 2018-01-23 Rohr, Inc. Nacelle inlet with extended outer barrel
US20160341150A1 (en) 2015-05-21 2016-11-24 The Boeing Company Thrust Reverser System and Method with Flow Separation-Inhibiting Blades
US10041443B2 (en) 2015-06-09 2018-08-07 The Boeing Company Thrust reverser apparatus and method
US10486821B2 (en) 2015-07-07 2019-11-26 The Boeing Company Jet engine anti-icing and noise-attenuating air inlets
US9771868B2 (en) 2015-07-21 2017-09-26 The Boeing Company Sound attenuation apparatus and method
US10364035B2 (en) 2015-08-25 2019-07-30 The Boeing Company Synergetic noise absorption and anti-icing for aircrafts
US10442523B2 (en) 2015-08-25 2019-10-15 The Boeing Company Synergetic noise absorption and anti-icing for aircrafts
US10077740B2 (en) 2015-10-16 2018-09-18 The Boeing Company Folding door thrust reversers for aircraft engines
US10371095B2 (en) 2015-10-30 2019-08-06 The Boeing Company Nacelle-integrated air-driven augmentor fan for increasing propulsor bypass ratio and efficiency
US10737793B2 (en) 2015-12-02 2020-08-11 The Boeing Company Aircraft ice detection systems and methods
US10399687B2 (en) 2015-12-03 2019-09-03 The Boeing Company Methods and apparatus to vary an air intake of aircraft engines
US9914543B2 (en) 2015-12-09 2018-03-13 The Boeing Company System and method for aircraft ice detection within a zone of non-detection
US10160548B2 (en) 2016-01-04 2018-12-25 The Boeing Company Apparatuses and methods for anti-icing of speed measurement probes
US20170198658A1 (en) 2016-01-11 2017-07-13 The Boeing Company Thrust reverser
US10309341B2 (en) 2016-01-15 2019-06-04 The Boeing Company Thrust reverser cascade systems and methods
US10377498B2 (en) 2016-01-21 2019-08-13 The Boeing Company Aircraft and associated method for providing electrical energy to an anti-icing system
US10173780B2 (en) 2016-01-26 2019-01-08 The Boeing Company Aircraft liquid heat exchanger anti-icing system
US10167085B2 (en) * 2016-01-27 2019-01-01 General Electric Company Nozzle and vane system for nacelle anti-icing
US10184425B2 (en) 2016-01-28 2019-01-22 The Boeing Company Fiber optic sensing for variable area fan nozzles
US10160552B2 (en) * 2016-02-12 2018-12-25 Rohr, Inc. Inlet assembly for a turbofan engine
US10273883B2 (en) 2016-02-26 2019-04-30 The Boeing Company Engine accessory drives systems and methods
US10689122B2 (en) 2016-03-29 2020-06-23 Sikorsky Aircraft Corporation Icing detection systems
US10189572B2 (en) 2016-05-02 2019-01-29 The Boeing Company Systems and methods for preventing ice formation on portions of an aircraft
US9803586B1 (en) 2016-05-31 2017-10-31 The Boeing Company Secondary systems and methods of control for variable area fan nozzles
US9741331B1 (en) 2016-06-01 2017-08-22 The Boeing Company Sound-attenuating composite structure
US10113602B2 (en) 2016-06-12 2018-10-30 The Boeing Company Load controlling bolted flange deformable spacers
US20180009547A1 (en) 2016-07-06 2018-01-11 The Boeing Company Laser Projected Engine Hazard Zone Systems And Methods
US10443496B2 (en) 2016-07-18 2019-10-15 The Boeing Company Acoustic paneling
US10720135B2 (en) 2016-07-18 2020-07-21 The Boeing Company Acoustic panels that include multi-layer facesheets
US20180029719A1 (en) 2016-07-28 2018-02-01 The Boeing Company Drag reducing liner assembly and methods of assembling the same
WO2018020333A1 (en) 2016-07-29 2018-02-01 Semiconductor Energy Laboratory Co., Ltd. Separation method, display device, display module, and electronic device
US10794326B2 (en) 2016-08-29 2020-10-06 The Boeing Company Blocker door assembly having a thermoplastic blocker door for use in a turbine engine
US10252808B2 (en) 2016-09-22 2019-04-09 The Boeing Company Fluid ice protection system flow conductivity sensor
US10737792B2 (en) 2016-09-22 2020-08-11 The Boeing Company Turbofan engine fluid ice protection delivery system
US10589868B2 (en) 2016-09-28 2020-03-17 The Boeing Company Nacelle cowl tangential restraint
US9776731B1 (en) 2016-09-29 2017-10-03 The Boeing Company Methods and apparatus for detecting aircraft surface deformations
US10961950B2 (en) 2016-11-03 2021-03-30 The Boeing Company Fan nacelle trailing edge
US10479517B2 (en) 2016-12-05 2019-11-19 The Boeing Company Composite fan cowl with a core having tailored thickness
US20180162541A1 (en) 2016-12-14 2018-06-14 The Boeing Company Variable incident nacelle apparatus and methods
US10822995B2 (en) 2017-01-17 2020-11-03 The Boeing Company Flexible band electrical component mounts and methods
US10173248B2 (en) 2017-03-17 2019-01-08 The Boeing Company Acoustic panel cleaning
US10479520B2 (en) 2017-05-25 2019-11-19 The Boeing Company Composite structure assembly having an interconnected layered core
US10436112B2 (en) 2017-06-26 2019-10-08 The Boeing Company Translating turning vanes for a nacelle inlet
US20180371995A1 (en) 2017-06-26 2018-12-27 The Boeing Company Rotating devices for mitigation of adverse flow conditions in an ultra-short nacelle inlet
US10752439B2 (en) 2017-07-10 2020-08-25 Air-Flo Manufacturing Co., Inc. Shield for three compartment rear load packer
US10494116B2 (en) 2017-07-27 2019-12-03 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Heat shield for signature suppression system
US11111029B2 (en) 2017-07-28 2021-09-07 The Boeing Company System and method for operating a boundary layer ingestion fan
US11125157B2 (en) 2017-09-22 2021-09-21 The Boeing Company Advanced inlet design
US10940955B2 (en) 2017-11-27 2021-03-09 Rohr, Inc. Acoustic panel with structural septum
US11084600B2 (en) 2018-10-03 2021-08-10 Rohr, Inc. Nacelle inlet with reinforcement structure

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2112339A (en) * 1981-11-13 1983-07-20 T K S Porous panel
EP1495963A2 (en) * 2003-07-08 2005-01-12 Rohr, Inc. Method and apparatus for noise abatement and ice protection of an aircraft engine nacelle inlet lip
RU2411161C2 (ru) * 2005-06-22 2011-02-10 Эрбюс Франс Система защиты от обледенения и борьбы с обледенением гондолы двигателя летательного аппарата, содержащая резистивный слой
US20110131945A1 (en) * 2008-07-30 2011-06-09 Aircelle Assembly of components connected by a device that maintains the integrity of the surface of one of the components
FR2990928A1 (fr) * 2012-05-24 2013-11-29 Snecma Nacelle de moteur a turbine a gaz
US20160356180A1 (en) * 2015-06-03 2016-12-08 The Boeing Company Nacelle inlet having an angle or curved aft bulkhead

Also Published As

Publication number Publication date
EP3459855A1 (en) 2019-03-27
ES2848750T3 (es) 2021-08-11
EP3757013B1 (en) 2024-05-15
CA3014342A1 (en) 2019-03-22
US11125157B2 (en) 2021-09-21
RU2018129316A3 (ru) 2020-02-10
CN109533355B (zh) 2023-07-14
EP3757013A1 (en) 2020-12-30
US11982229B2 (en) 2024-05-14
US20190093557A1 (en) 2019-03-28
EP3459855B1 (en) 2020-11-04
JP2019074078A (ja) 2019-05-16
BR102018069077B1 (pt) 2023-10-24
BR102018069077A2 (pt) 2019-05-28
US20210363921A1 (en) 2021-11-25
RU2018129316A (ru) 2020-02-10
CA3217063A1 (en) 2019-03-22
CA3014342C (en) 2023-12-12
CN109533355A (zh) 2019-03-29
JP7223536B2 (ja) 2023-02-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2727820C2 (ru) Усовершенствованная конструкция входного устройства
US6725645B1 (en) Turbofan engine internal anti-ice device
JP2533988B2 (ja) 航空機の環境制御システム用のガスタ―ビンエンジン動力供給装置
US9429072B2 (en) Return fluid air cooler system for turbine cooling with optional power extraction
EP2354494B1 (en) Turbomachine Nacelle And Anti-Icing System And Method Therefor
US20160318619A1 (en) Cooled cooling air system for a gas turbine
US20180127089A1 (en) Turboelectric Aircraft with Aft Propulsion
Seitz et al. Parametric design studies for propulsive fuselage aircraft concepts
JPH0672570B2 (ja) ガスタービンエンジンのファンダクト底面圧抗力を低減する装置
US20090194633A1 (en) Icing protection for aircraft air inlet scoops
Hall et al. Engine and installation configurations for a silent aircraft
US11524770B2 (en) Active laminar flow control plenum panel arrangements and installation methods
US11414203B2 (en) Active laminar flow control plenum panel arrangement
CA3099300A1 (en) Gas turbine engine, nacelle thereof, and associated method of operating a gas turbine engine
US11396366B2 (en) Active laminar flow control structural plenums fastened
CN115071983A (zh) 设置有混合式防冰系统的短舱进气口
US9056670B1 (en) Hybrid (pitot-flush) air intake system for air-breathing missiles and aircraft
US20240017839A1 (en) Aircraft fluid ice protection system
RU2361779C1 (ru) Силовая установка с отбором пограничного слоя фюзеляжа