An aircraft propulsion system includes an engine assembly including a fan that moves air, and a cowl that surrounds at least a portion of the engine assembly when the cowl is in a closed position. The cowl includes an outer surface arranged away from the engine assembly that provides an aerodynamic surface. The aircraft propulsion system also includes a cowl mechanism connected to the cowl and configured to guide the cowl along a movement path from the closed position to an open position. In the open position, an entirety of the cowl is arranged farther away from a horizontal plane passing through a rotating axis of the fan than in the closed position.
An acoustic liner is provided. The acoustic liner includes a face sheet, a back sheet spaced from the face sheet, and a core layer defining a cellular structure disposed between the face sheet and the back sheet. The core layer includes a plurality of first resonant cells coupled to the back sheet. Each of the first resonant cells includes a first cell wall coupled to the back sheet along a first cell wall base edge, the first cell wall extending from the back sheet toward the face sheet, the first cell wall further coupled to the face sheet along a first cell wall top edge, wherein the first cell wall of each of the first resonant cells comprises a surface extension that extends from a surface of the first cell wall.
G10K 11/172 - Procédés ou dispositifs de protection contre le bruit ou les autres ondes acoustiques ou pour amortir ceux-ci, en général utilisant des effets de résonance
G10K 11/168 - Sélection de matériaux de plusieurs couches de matériaux différents, p. ex. sandwiches
B32B 3/12 - Produits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche discontinue, c.-à-d. soit continue et percée de trous, soit réellement constituée d'éléments individuels caractérisés par une couche d'alvéoles disposées régulièrement, soit formant corps unique dans un tout, soit structurées individuellement ou par assemblage de bandes indépendantes, p. ex. structures en nids d'abeilles
B32B 7/12 - Liaison entre couches utilisant des adhésifs interposés ou des matériaux interposés ayant des propriétés adhésives
An aircraft propulsion system includes an engine assembly including a fan that moves air, and a cowl that surrounds at least a portion of the engine assembly when the cowl is in a closed position. The cowl includes an outer surface arranged away from the engine assembly that provides an aerodynamic surface. The aircraft propulsion system also includes a cowl mechanism connected to the cowl and configured to guide the cowl along a movement path from the closed position to an open position. In the open position, an entirety of the cowl is arranged farther away from a horizontal plane passing through a rotating axis of the fan than in the closed position.
An apparatus and method of operating a translating cowl for a turbine engine. The translating cowl is moveable between a first position and a second position. The translating cowl includes a fixed cascade element located within and a blocker door that is operably coupled to die translating cowl. Hie blocker door is movable between a stowed position and a deployed position.
F02K 1/72 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante la partie arrière du carter de la soufflante étant mobile pour découvrir des ouvertures d'inversion de poussée dans le carter de la soufflante
F02K 3/04 - Ensembles fonctionnels comportant une turbine à gaz entraînant un compresseur ou un ventilateur soufflant dans lesquels une partie du fluide énergétique passe en dehors de la turbine et de la chambre de combustion l'ensemble fonctionnel comprenant des soufflantes carénées, c.-à-d. des soufflantes à fort débit volumétrique sous basse pression pour augmenter la poussée, p. ex. du type à double flux
F02K 1/76 - Commande ou régulation des inverseurs de poussée
5.
Acoustic liners with enhanced acoustic absorption and reduced drag characteristics
An acoustic liner may include an acoustic core having an array of resonant cells, and an acoustic screen disposed across the array of resonant cells. The resonant cells include a plurality of cell walls and a resonant space defined by the plurality of cell walls. The acoustic core may include a folded acoustic core. Additionally, or in the alternative, at least some of the resonant cells may include an oblique polyhedral cellular structure and/or a multitude of sound-attenuating protuberances. The acoustic screen may include a reticulate membrane and a support lattice.
F02C 7/045 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs destinés à supprimer le bruit
F04D 29/66 - Lutte contre la cavitation, les tourbillons, le bruit, les vibrations ou phénomènes analoguesÉquilibrage
F02K 1/82 - Parois des tubulures de jet, p. ex. chemises
An inlet lip structure includes: an annular inner barrel with forward and aft ends; an annular outer barrel with forward and aft ends; an annular aft bulkhead interconnecting the aft ends of the inner and outer barrels; an annular forward bulkhead interconnecting the forward ends of the inner and outer barrels; an annular lip skin interconnecting the forward ends of the inner and outer barrels, the lip skin having a C-shaped cross-section comprising a nose with inner and outer legs extending therefrom, the lip skin having opposed inner and outer surfaces; and wherein the outer leg of the lip skin incorporates a fuse element having an ultimate strength which is lower than an ultimate strength of the remainder of the lip skin.
F02C 7/05 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs pour empêcher la pénétration d'objets ou de particules endommageantes
B64D 33/02 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des entrées d'air de combustion
B64D 29/00 - Nacelles, carénages ou capotages des groupes moteurs
A thrust reverser assembly for a gas turbine engine including a core engine, a nacelle surrounding at least a portion of the core engine defining a bypass duct between the nacelle and the core engine where an outer door movable between a stowed position and a deployed position extends outwards from the nacelle and a blocker door movable between a stowed position and a deployed position extends into an airflow conduit defined by the bypass duct to deflect air outwards.
F02K 1/70 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante
F02K 1/76 - Commande ou régulation des inverseurs de poussée
F02K 3/06 - Ensembles fonctionnels comportant une turbine à gaz entraînant un compresseur ou un ventilateur soufflant dans lesquels une partie du fluide énergétique passe en dehors de la turbine et de la chambre de combustion l'ensemble fonctionnel comprenant des soufflantes carénées, c.-à-d. des soufflantes à fort débit volumétrique sous basse pression pour augmenter la poussée, p. ex. du type à double flux comprenant une soufflante avant
An acoustic liner and a method of attenuating noise are provided. The acoustic liner includes a face sheet, a back sheet spaced from the face sheet, and a core layer extending between the face sheet and the back sheet. The core layer includes a plurality of resonant cells, each resonant cell including at least one cell wall coupled to the back sheet along a cell wall base edge. The at least one cell wall extends from the back sheet at an angle toward the face sheet. The at least one cell wall further coupled to the face sheet along a cell wall top edge. The resonant cell is formed in a predetermined shape and contains a volume in a space defined by the at least one cell wall, the back sheet, and the face sheet. The cell wall base edge length is greater than the cell wall top edge length.
G10K 11/172 - Procédés ou dispositifs de protection contre le bruit ou les autres ondes acoustiques ou pour amortir ceux-ci, en général utilisant des effets de résonance
G10K 11/168 - Sélection de matériaux de plusieurs couches de matériaux différents, p. ex. sandwiches
B32B 3/12 - Produits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche discontinue, c.-à-d. soit continue et percée de trous, soit réellement constituée d'éléments individuels caractérisés par une couche d'alvéoles disposées régulièrement, soit formant corps unique dans un tout, soit structurées individuellement ou par assemblage de bandes indépendantes, p. ex. structures en nids d'abeilles
B32B 7/12 - Liaison entre couches utilisant des adhésifs interposés ou des matériaux interposés ayant des propriétés adhésives
A thrust reverser cascade can include a peripheral frame having at least one side. At least one plate can be mounted to the at least one side and have a plurality of spaced grooves. In addition, a plurality of vanes can include corresponding terminal ends positioned in the plurality of spaced grooves.
F02K 1/72 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante la partie arrière du carter de la soufflante étant mobile pour découvrir des ouvertures d'inversion de poussée dans le carter de la soufflante
F02K 1/54 - Tuyères comportant des moyens pour inverser la poussée
An acoustic liner can include a support layer with a set of partitioned cavities defining a set of cells with open faces, a first facing sheet operably coupled to the support layer such that the first facing sheet overlies and closes the open faces, and a set of internal separator structures within at least some of the set of partitioned cavities.
F02C 7/045 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs destinés à supprimer le bruit
B64D 33/02 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des entrées d'air de combustion
F02K 1/82 - Parois des tubulures de jet, p. ex. chemises
B64D 29/00 - Nacelles, carénages ou capotages des groupes moteurs
G10K 11/168 - Sélection de matériaux de plusieurs couches de matériaux différents, p. ex. sandwiches
G10K 11/172 - Procédés ou dispositifs de protection contre le bruit ou les autres ondes acoustiques ou pour amortir ceux-ci, en général utilisant des effets de résonance
A thrust reverser assembly for a turbine engine can include a core engine surrounded by a nacelle. A bypass duct can be formed in the space between the core engine and the nacelle. A blocker door can be movable to a deployed position extending into the bypass duct. A stop can be provided on the core engine to abut and support force applied to the deployed blocker door. The stop can have an airfoil shape.
F02K 1/72 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante la partie arrière du carter de la soufflante étant mobile pour découvrir des ouvertures d'inversion de poussée dans le carter de la soufflante
F02K 1/62 - Inversion du jet principal par blocage de l'échappement vers l'arrière à l'aide de volets
F01L 9/02 - Systèmes de distribution à soupapes, à commande non mécanique à fluide, p.ex. hydraulique
F01D 25/24 - Carcasses d'enveloppeÉléments de la carcasse, p. ex. diaphragmes, fixations
F02C 3/04 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par l'utilisation de produits de combustion comme fluide de travail ayant une turbine entraînant un compresseur
F02K 1/76 - Commande ou régulation des inverseurs de poussée
A thrust reverser assembly for high-bypass turbofan engine. The thrust reverser assembly includes a translating cowl mounted to a nacelle of an engine. The thrust reverser assembly includes blocker doors axially guided adjacent first ends thereof by a fixed structure and pivotally and slidably connected along lengths thereof to an inner wall of the translating cowl so that translation of the translating cowl in the aft direction causes the blocker door to move from a stowed position to a deployed position. The thrust reverser assembly includes a stop disposed on the core engine or on the blocker door, receiving the load from the high pressure airflow, otherwise borne by an actuation system when deploying the translating cowl and blocker door.
F02K 1/72 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante la partie arrière du carter de la soufflante étant mobile pour découvrir des ouvertures d'inversion de poussée dans le carter de la soufflante
An apparatus and method of operating a translating cowl for a turbine engine. The translating cowl is moveable between a first position and a second position. The translating cowl includes a fixed cascade element located within and a blocker door that is operably coupled to die translating cowl. Hie blocker door is movable between a stowed position and a deployed position.
F02K 1/72 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante la partie arrière du carter de la soufflante étant mobile pour découvrir des ouvertures d'inversion de poussée dans le carter de la soufflante
F02K 3/06 - Ensembles fonctionnels comportant une turbine à gaz entraînant un compresseur ou un ventilateur soufflant dans lesquels une partie du fluide énergétique passe en dehors de la turbine et de la chambre de combustion l'ensemble fonctionnel comprenant des soufflantes carénées, c.-à-d. des soufflantes à fort débit volumétrique sous basse pression pour augmenter la poussée, p. ex. du type à double flux comprenant une soufflante avant
An acoustic liner can include a support layer having a set of partitioned cavities with open faces, a first facing sheet and second facing sheet both having perforations and operably coupled to the support layer such that the facing sheets overlie and close the open faces, and an aerogel layer operably coupled to the second facing sheet.
An acoustic liner can include a support layer having a set of partitioned cavities with open faces, a first facing sheet and second facing sheet both having perforations and operably coupled to the support layer such that the facing sheets overlie and close the open faces, and an aerogel layer operably coupled to the second facing sheet.
B32B 3/26 - Produits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche continue dont le périmètre de la section droite a une allure particulièreProduits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche comportant des cavités ou des vides internes
B32B 3/12 - Produits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche discontinue, c.-à-d. soit continue et percée de trous, soit réellement constituée d'éléments individuels caractérisés par une couche d'alvéoles disposées régulièrement, soit formant corps unique dans un tout, soit structurées individuellement ou par assemblage de bandes indépendantes, p. ex. structures en nids d'abeilles
B32B 15/04 - Produits stratifiés composés essentiellement de métal comprenant un métal comme seul composant ou comme composant principal d'une couche adjacente à une autre couche d'une substance spécifique
B32B 15/20 - Produits stratifiés composés essentiellement de métal comportant de l'aluminium ou du cuivre
F02C 7/045 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs destinés à supprimer le bruit
B32B 5/18 - Produits stratifiés caractérisés par l'hétérogénéité ou la structure physique d'une des couches caractérisés par le fait qu'une des couches contient un matériau sous forme de mousse ou essentiellement poreux
F02K 3/06 - Ensembles fonctionnels comportant une turbine à gaz entraînant un compresseur ou un ventilateur soufflant dans lesquels une partie du fluide énergétique passe en dehors de la turbine et de la chambre de combustion l'ensemble fonctionnel comprenant des soufflantes carénées, c.-à-d. des soufflantes à fort débit volumétrique sous basse pression pour augmenter la poussée, p. ex. du type à double flux comprenant une soufflante avant
16.
Acoustic liner and method of forming an acoustic liner
An acoustic liner can comprise a support layer including a set of partitioned cavities defining a set of cells with open faces, as well as a first and second facing sheet operably coupled to the support layer that overlie and close the open faces. A set of aerogel fillings can be provided within at least some of the set of cells.
F02C 7/045 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs destinés à supprimer le bruit
F02K 1/82 - Parois des tubulures de jet, p. ex. chemises
B64D 33/02 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des entrées d'air de combustion
B32B 3/12 - Produits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche discontinue, c.-à-d. soit continue et percée de trous, soit réellement constituée d'éléments individuels caractérisés par une couche d'alvéoles disposées régulièrement, soit formant corps unique dans un tout, soit structurées individuellement ou par assemblage de bandes indépendantes, p. ex. structures en nids d'abeilles
B32B 3/26 - Produits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche continue dont le périmètre de la section droite a une allure particulièreProduits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche comportant des cavités ou des vides internes
B32B 27/06 - Produits stratifiés composés essentiellement de résine synthétique comme seul composant ou composant principal d'une couche adjacente à une autre couche d'une substance spécifique
B32B 3/08 - Caractérisés par des caractéristiques de forme en des endroits déterminés, p. ex. au voisinage des bords caractérisés par des éléments ajoutés à des endroits déterminés
B32B 27/32 - Produits stratifiés composés essentiellement de résine synthétique comprenant des polyoléfines
17.
ACOUSTIC LINER AND METHOD OF FORMING AN ACOUSTIC LINER
An acoustic liner can comprise a support layer including a set of partitioned cavities defining a set of cells with open faces, as well as a first and second facing sheet operably coupled to the support layer that overlie and close the open faces. A set of aerogel fillings can be provided within at least some of the set of cells.
F02C 7/045 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs destinés à supprimer le bruit
An acoustic liner and a method of attenuating noise are provided. The acoustic liner includes a face sheet, a back sheet spaced from the face sheet, and a core layer extending between the face sheet and the back sheet. The core layer includes a plurality of resonant cells, each resonant cell including at least one cell wall coupled to the back sheet along a cell wall base edge. The at least one cell wall extends from the back sheet at an angle toward the face sheet. The at least one cell wall further coupled to the face sheet along a cell wall top edge. The resonant cell is formed in a predetermined shape and contains a volume in a space defined by the at least one cell wall, the back sheet, and the face sheet. The cell wall base edge length is greater than the cell wall top edge length.
F02C 7/045 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs destinés à supprimer le bruit
An acoustic liner and a method of attenuating noise are provided. The acoustic liner includes a face sheet, a back sheet spaced from the face sheet, and a core layer extending between the face sheet and the back sheet. The core layer includes a plurality of resonant cells, each resonant cell including at least one cell wall coupled to the back sheet along a cell wall base edge. The at least one cell wall extends from the back sheet at an angle toward the face sheet. The at least one cell wall further coupled to the face sheet along a cell wall top edge. The resonant cell is formed in a predetermined shape and contains a volume in a space defined by the at least one cell wall, the back sheet, and the face sheet. The cell wall base edge length is greater than the cell wall top edge length.
B32B 3/12 - Produits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche discontinue, c.-à-d. soit continue et percée de trous, soit réellement constituée d'éléments individuels caractérisés par une couche d'alvéoles disposées régulièrement, soit formant corps unique dans un tout, soit structurées individuellement ou par assemblage de bandes indépendantes, p. ex. structures en nids d'abeilles
B32B 7/12 - Liaison entre couches utilisant des adhésifs interposés ou des matériaux interposés ayant des propriétés adhésives
G10K 11/168 - Sélection de matériaux de plusieurs couches de matériaux différents, p. ex. sandwiches
G10K 11/172 - Procédés ou dispositifs de protection contre le bruit ou les autres ondes acoustiques ou pour amortir ceux-ci, en général utilisant des effets de résonance
A method and apparatus for a gas turbine engine including a core engine a nacelle surrounding at least a portion of the core engine and defining an interior with an opening. An access door for the opening to provide selective access to the opening where the access door provides pressure relief for the interior.
F01D 25/24 - Carcasses d'enveloppeÉléments de la carcasse, p. ex. diaphragmes, fixations
F01D 25/00 - Parties constitutives, détails ou accessoires non couverts dans les autres groupes ou d'un intérêt non traité dans ces groupes
F02C 7/00 - Caractéristiques, parties constitutives, détails ou accessoires non couverts dans, ou d'un intérêt plus général que, les groupes Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de propulsion par réaction
F01D 9/02 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage
F02C 3/04 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par l'utilisation de produits de combustion comme fluide de travail ayant une turbine entraînant un compresseur
21.
Acoustic liner and methods of constructing an acoustic liner
An acoustic liner (20) with perforation (30) and method of constructing (100) an acoustic liner including forming perforations in the facing sheet by grit blasting (104) the facing sheet and mounting (106) the facing sheet to one side of a support layer having a set of partitioned cavities wherein the facing sheet closes an open face of the cavities except for the perforations to form a set of acoustic resonator cells.
G10K 11/172 - Procédés ou dispositifs de protection contre le bruit ou les autres ondes acoustiques ou pour amortir ceux-ci, en général utilisant des effets de résonance
G10K 11/168 - Sélection de matériaux de plusieurs couches de matériaux différents, p. ex. sandwiches
B24C 1/04 - Méthodes d'utilisation de jet abrasif en vue d'effectuer un travail déterminéUtilisation d'équipements auxiliaires liés à ces méthodes pour travailler uniquement certaines parties déterminées, p. ex. pour graver la pierre ou le verre
22.
Acoustic liners and method of shaping an inlet of an acoustic liner
An acoustic liner for a turbine engine, the acoustic liner includes a support layer that includes a set of partitioned cavities with open faces, a perforated sheet that includes a set of perforations with corresponding inlets, the perforated sheet supported by the support layer such that perforations are in overlying relationship with the open faces to form paired perforations and cavities that define acoustic resonator cells, and a coating applied to the perforated sheet.
F02C 7/045 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs destinés à supprimer le bruit
F02K 1/82 - Parois des tubulures de jet, p. ex. chemises
G10K 11/168 - Sélection de matériaux de plusieurs couches de matériaux différents, p. ex. sandwiches
G10K 11/172 - Procédés ou dispositifs de protection contre le bruit ou les autres ondes acoustiques ou pour amortir ceux-ci, en général utilisant des effets de résonance
B05D 5/08 - Procédés pour appliquer des liquides ou d'autres matériaux fluides aux surfaces pour obtenir des effets, finis ou des structures de surface particuliers pour obtenir une surface antifriction ou anti-adhésive
B64D 33/02 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des entrées d'air de combustion
B32B 3/12 - Produits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche discontinue, c.-à-d. soit continue et percée de trous, soit réellement constituée d'éléments individuels caractérisés par une couche d'alvéoles disposées régulièrement, soit formant corps unique dans un tout, soit structurées individuellement ou par assemblage de bandes indépendantes, p. ex. structures en nids d'abeilles
B32B 3/24 - Produits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche discontinue, c.-à-d. soit continue et percée de trous, soit réellement constituée d'éléments individuels caractérisés par une couche ajourée, p. ex. de métal déployé
B32B 3/26 - Produits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche continue dont le périmètre de la section droite a une allure particulièreProduits stratifiés comprenant une couche ayant des discontinuités ou des rugosités externes ou internes, ou une couche de forme non planeProduits stratifiés comprenant une couche ayant des particularités au niveau de sa forme caractérisés par une couche comportant des cavités ou des vides internes
An acoustic liner for a turbine engine, the acoustic liner includes a support layer that includes a set of partitioned cavities with open faces, a facing sheet operably coupled to the support layer such that the facing sheet overlies and closes the open faces, a set of perforations located in the facing sheet and in fluid communication with a corresponding one of the cavities to form a set of acoustic resonators, and at least a subset of the perforations have an axially-oriented, relative to the axial flow path, inlet.
F02C 7/045 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs destinés à supprimer le bruit
G10K 11/172 - Procédés ou dispositifs de protection contre le bruit ou les autres ondes acoustiques ou pour amortir ceux-ci, en général utilisant des effets de résonance
F02K 1/82 - Parois des tubulures de jet, p. ex. chemises
24.
Thermal insulation blanket and thermal insulation blanket assembly
A thermal insulation blanket assembly having a thermal insulation blanket including an aerogel insulation material having a first surface and a second surface that is oppositely-disposed from the first surface, a backing covering the second surface of the aerogel insulation material, and a skin layer covering the first surface of the aerogel insulation material.
A thermal insulation blanket assembly having a thermal insulation blanket including an aerogel insulation material having a first surface and a second surface that is oppositely-disposed from the first surface, a backing covering the second surface of the aerogel insulation material, and a skin layer covering the first surface of the aerogel insulation material.
B32B 3/04 - Caractérisés par des caractéristiques de forme en des endroits déterminés, p. ex. au voisinage des bords caractérisés par une couche pliée au bord, p. ex. par-dessus une autre couche
A thrust reverser assembly for a gas turbine engine including a core engine, a nacelle surrounding at least a portion of the core engine to define a bypass duct between the nacelle and the core engine, including a translating cowl moveable between a first position and a second position, a blocker door movable between a stowed position and a deployed position. The thrust reverser assembly includes multiple actuator assemblies to both translate the cowl and deploy the blocker door.
F02K 1/72 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante la partie arrière du carter de la soufflante étant mobile pour découvrir des ouvertures d'inversion de poussée dans le carter de la soufflante
F01D 25/24 - Carcasses d'enveloppeÉléments de la carcasse, p. ex. diaphragmes, fixations
F02K 1/76 - Commande ou régulation des inverseurs de poussée
A thrust reverser assembly (44) for a gas turbine engine (10) and a method to operate it. The gas turbine engine comprises a core engine (14), a nacelle (12) surrounding at least a portion of the core engine (14) defining a bypass duct (30) between the nacelle (12) and the core engine (14) where an outer door (48) movable between a stowed position (58) and a deployed position (68) extends outwards from the nacelle (12) and a blocker door (48, 50) movable between a stowed position (58) and an deployed position (68) extends into an airflow conduit (31) defined by the bypass duct (30) to deflect air outwards.
A thrust reverser assembly (44) for a gas turbine engine (10) and a method to operate it. The gas turbine engine comprises a core engine (14), a nacelle (12) surrounding at least a portion of the core engine (14) defining a bypass duct (30) between the nacelle (12) and the core engine (14) where an outer door (48) movable between a stowed position (58) and a deployed position (68) extends outwards from the nacelle (12) and a blocker door (48, 50) movable between a stowed position (58) and an deployed position (68) extends into an airflow conduit (31) defined by the bypass duct (30) to deflect air outwards.
A gas turbine engine and thrust reverse assembly having a set of outer doors movable between a stowed position and an deployed position, where the set of outer doors extends outwards from the nacelle and a set of blocker doors movable between a stowed position and an deployed position, where the set of blocker door extends into an air flow conduit defined by the bypass duct to deflect air outwards.
F02K 1/54 - Tuyères comportant des moyens pour inverser la poussée
F02K 1/70 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante
F02K 1/72 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante la partie arrière du carter de la soufflante étant mobile pour découvrir des ouvertures d'inversion de poussée dans le carter de la soufflante
A thrust reverser assembly for a gas turbine engine including a core engine, a nacelle surrounding at least a portion of the core engine defining a bypass duct between the nacelle and the core engine where an outer door movable between a stowed position and a deployed position extends outwards from the nacelle and a blocker door movable between a stowed position and an deployed position extends into an airflow conduit defined by the bypass duct to deflect air outwards.
F02K 1/70 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante
F02K 1/76 - Commande ou régulation des inverseurs de poussée
F02K 3/06 - Ensembles fonctionnels comportant une turbine à gaz entraînant un compresseur ou un ventilateur soufflant dans lesquels une partie du fluide énergétique passe en dehors de la turbine et de la chambre de combustion l'ensemble fonctionnel comprenant des soufflantes carénées, c.-à-d. des soufflantes à fort débit volumétrique sous basse pression pour augmenter la poussée, p. ex. du type à double flux comprenant une soufflante avant
31.
Gas turbine engine with thrust reverser assembly and method of operating
A gas turbine engine and thrust reverser assembly having a set of outer doors movable between a stowed position and a deployed position, where the set of outer doors extends outwards from the nacelle and a set of blocker doors movable between a stowed position and an deployed position, where the set of blocker door extends into an air flow conduit defined by the bypass duct to deflect air outwards.
F02K 1/72 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante la partie arrière du carter de la soufflante étant mobile pour découvrir des ouvertures d'inversion de poussée dans le carter de la soufflante
F02K 1/70 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante
A fluid supply assembly having a conduit through which a fluid may be supplied. A thermal shut-off may be provided to control the supply of fluid through the conduit in response to an environmental temperature condition.
F16K 17/38 - Soupapes ou clapets de sûretéSoupapes ou clapets d'équilibrage fonctionnant sous l'action de circonstances extérieures, p. ex. un choc, un changement de position d'une température excessive
F16K 31/00 - Moyens de fonctionnementDispositifs de retour à la position de repos
A single degree of freedom (SDOF) acoustic liner includes a porous face sheet, a substantially imperforate back sheet generally parallel to and opposing said porous face sheet and defining a thickness therebetween, and an acoustic core layer of contiguous adjacent resonant cavities disposed between the porous face sheet and the imperforate back sheet. The acoustic core layer includes a first resonant cell having a first internal volume therein and a second resonant cell having a second internal volume therein different than the first internal volume. A cell partition wall extends between the porous face sheet and the imperforate back sheet, and separates and seals the first resonant cell from the second resonant cell. In a thickness direction, and perpendicular to a plane generally parallel with the porous face sheet and the substantially imperforate back sheet, the first internal volume overlaps the second internal volume over the cell partition wall.
F02C 7/045 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs destinés à supprimer le bruit
B64D 33/02 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des entrées d'air de combustion
F04D 29/66 - Lutte contre la cavitation, les tourbillons, le bruit, les vibrations ou phénomènes analoguesÉquilibrage
G10K 11/168 - Sélection de matériaux de plusieurs couches de matériaux différents, p. ex. sandwiches
G10K 11/172 - Procédés ou dispositifs de protection contre le bruit ou les autres ondes acoustiques ou pour amortir ceux-ci, en général utilisant des effets de résonance
An aircraft engine pylon having an upper fitting, an upper panel located below the upper fitting, a shear pin at least partially coupling the upper fitting and the upper panel, and tension fasteners at least partially coupling the upper fitting and the upper panel with the shear pin defining a shear force load path and the tension fasteners defining tension force load paths.
A latch assembly for a door is provided. The latch assembly includes a latch keep carried by one of the door and the surrounding structure and having a strike seat in which a strike may be removably received, a latch carried by the other of the door and the surrounding structure and having a catch configured to engage the strike, and a cable having a first portion secured to the other of the door and the surrounding structure and a second portion carrying the strike.
E05C 19/12 - Immobilisations à crochetImmobilisations dans lesquelles un maillon enclenche un élément fixe du type crochet montées sur pivot
E05B 15/02 - GâchesPlatinesPênes-cramponsÉcussons de serrures
E05B 65/10 - Serrures pour emplois particuliers pour portes de secours
B64C 1/14 - FenêtresPortesTrappes d'évacuation ou panneaux de visiteStructures de cadres environnantsVerrièresPare-brise
E05C 17/36 - Dispositifs pour tenir les battants dans une position d'ouvertureDispositifs pour limiter l'ouverture des battants ou pour tenir les battants dans une position d'ouverture par une pièce mobile disposée entre le battant et le dormantDispositifs de freinage, butées ou tampons combinés avec ces dispositifs par des moyens mécaniques par une barre mobile ou une pièce équivalente disposée entre le dormant et le battant comportant un organe souple, p. ex. chaînes
E05C 3/12 - Dispositifs d'immobilisation avec pênes se déplaçant de façon pivotante ou rotative avec action d'une clenche
E05C 3/16 - Dispositifs d'immobilisation avec pênes se déplaçant de façon pivotante ou rotative avec action d'une clenche avec poignée de manœuvre ou organe équivalent se déplaçant autrement que rigidement avec la clenche
E05C 17/16 - Dispositifs pour tenir les battants dans une position d'ouvertureDispositifs pour limiter l'ouverture des battants ou pour tenir les battants dans une position d'ouverture par une pièce mobile disposée entre le battant et le dormantDispositifs de freinage, butées ou tampons combinés avec ces dispositifs par des moyens mécaniques par une barre mobile ou une pièce équivalente disposée entre le dormant et le battant consistant en une tringle unique ne pivotant qu'à une extrémité et ayant une entaille allongée
E05C 9/22 - Moyens de guidage pour barres, tringles ou câbles coulissants
E05C 9/20 - Moyens d'accouplement pour barres, tringles ou câbles coulissants
E05C 9/24 - Moyens de transmission des mouvements entre des barres, tringles ou câbles coulissant verticalement et horizontalement, p. ex. renvois d'angle
A turbofan engine having a thrust reverser having at least one movable control surface, movable to and from a reversing position where at least a portion of the bypass air flow is at least partially reversed, a thrust reverser actuation system having multiple actuators and a lockout mechanism movable between an inhibit condition, wherein movement of the multiple actuators is prevented, and a permit condition, wherein movement of the multiple actuators is permitted.
F02K 1/76 - Commande ou régulation des inverseurs de poussée
F02K 1/72 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante la partie arrière du carter de la soufflante étant mobile pour découvrir des ouvertures d'inversion de poussée dans le carter de la soufflante
An aircraft engine assembly comprising a nacelle configured to surround the aircraft engine having an inlet open to ambient air and an annular acoustic panel provided within the nacelle. Sound emitted from the aircraft engine is attenuated by the annular acoustic panel. The annular acoustic panel comprises an open framework, made from a first material, forming a plurality of cells.
F02K 1/82 - Parois des tubulures de jet, p. ex. chemises
B64D 33/02 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des entrées d'air de combustion
E04B 1/82 - Isolation thermique ou acoustique, absorption ou réflexion de la chaleur ou du sonAutres méthodes de construction procurant des conditions thermiques ou acoustiques favorables, p. ex. par accumulation de chaleur à l'intérieur des murs spécifiquement relatives au son uniquement
F02K 1/78 - Autres structures des tubulures de jet
A pylon structure for mounting an aircraft engine to a wing. The pylon structure comprises a torque box having a wing mount on the aft portion, a first engine mount on the fore portion and second engine mount on the aft portion.
A thrust reverser cascade having a frame and a body. The body comprises multiple layers formed by an additive manufacturing process where at least one of the layers is coupled to the frame.
F02K 1/72 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante la partie arrière du carter de la soufflante étant mobile pour découvrir des ouvertures d'inversion de poussée dans le carter de la soufflante
B33Y 80/00 - Produits obtenus par fabrication additive
A thrust reverser cascade having a frame and a body. The body comprises multiple layers formed by an additive manufacturing process where at least one of the layers is coupled to the frame.
F02K 1/72 - Inversion du flux de la soufflante utilisant des volets inverseurs de poussée ou des portes montées sur le carter de la soufflante la partie arrière du carter de la soufflante étant mobile pour découvrir des ouvertures d'inversion de poussée dans le carter de la soufflante
B33Y 80/00 - Produits obtenus par fabrication additive
A latch assembly (10) for a door (12) is provided. The latch assembly (10) includes a latch keep (20) carried by one of the door (12) and the surrounding structure (14) and having a strike seat (22) in which a strike (24) may be removably received, a latch (30) carried by the other of the door (12) and the surrounding structure (14) and having a catch (32) configured to engage the strike (24), and a cable (34) having a first portion (36) secured to the other of the door (12) and the surrounding structure (14) and a second portion (38) carrying the strike (24).
E05C 17/02 - Dispositifs pour tenir les battants dans une position d'ouvertureDispositifs pour limiter l'ouverture des battants ou pour tenir les battants dans une position d'ouverture par une pièce mobile disposée entre le battant et le dormantDispositifs de freinage, butées ou tampons combinés avec ces dispositifs par des moyens mécaniques
B64C 1/14 - FenêtresPortesTrappes d'évacuation ou panneaux de visiteStructures de cadres environnantsVerrièresPare-brise
An aircraft engine pylon comprises an upper fitting, an upper panel located below the upper fitting, a shear pin at least partially coupling the upper fitting to the upper panel, and many tension fasteners at least partially coupling the upper fitting to the upper panel, wherein the shear pin defines a shear force path and the tension fasteners define tension force load paths.
A turbofan engine having a fan, a fan casing surrounding the fan and having a first radial flange, a thrust reverser having a second radial flange, and a band clamp coupling the first and second radial flanges to connect the thrust reverser and the fan casing. The band clamp may be a segmented band clamp.
An inner cowl structure for circumscribing at least a portion of a jet engine extending from an aircraft includes an apron configured to mount directly to the engine independent of the pylon and overly an upper portion of the jet engine, and an inner body configured to circumscribe a portion of the jet engine not circumscribed by the apron.
264870 AB STRACT An inner cowl structure for circumscribing at least a portion of a jet engine extending from an aircraft includes an apron comprising support hinges and/or railings for actuating cowl doors and configured to mount directly to the engine independent of the pylon and cover an upper portion of the jet engine, and an inner body configured to circumscribe a portion of the jet engine not circumscribed by the apron. The inner cowl body is at least one of hingedly or slidably coupled to the apron such that the resulting combination of the coupled apron and inner cowl body defines a hoop structure that is structurally independent of the pylon and completely circumscribes at least an axial portion of the jet engine. Date Recue/Date Received 2020-04-29
A system and method for ice protection of a component, wherein the system is adapted to be adhesively bonded to a surface of the component. The system includes a heating element layer, at least one thermally conductive adhesive layer that adhesively bonds a first side of the heating element layer to the component, an insulation layer, at least one thermally insulating adhesive layer that adhesively bonds a second side of the heating element to the insulation layer, an electrical bus bar adapted to provide a connection between a power supply and the heating element layer, and at least one temperature sensor.
A system and method for ice protection of a component, wherein the system is adapted to be adhesively bonded to a surface of the component. The system includes a heating element layer, at least one thermally conductive adhesive layer that adhesively bonds a first side of the heating element layer to the component, an insulation layer, at least one thermally insulating adhesive layer that adhesively bonds a second side of the heating element to the insulation layer, an electrical bus bar adapted to provide a connection between a power supply and the heating element layer, and at least one temperature sensor.
B64D 15/12 - Dégivrage ou antigivre des surfaces externes des aéronefs par chauffage électrique
B64D 29/00 - Nacelles, carénages ou capotages des groupes moteurs
B64D 33/02 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des entrées d'air de combustion
H05B 3/02 - Chauffage par résistance ohmique Détails
H05B 3/14 - Éléments chauffants caractérisés par la composition ou la nature des matériaux ou par la disposition du conducteur caractérisés par la composition ou la nature du matériau conducteur le matériau étant non métallique
A thrust reverser assembly and operation suitable for high-bypass turbofan engines. The thrust reverser assembly includes a translating cowl mounted to a nacelle of an engine and adapted to translate in an aft direction of the engine. The translating cowl has a radially inner wall that defines a radially outer flow surface of a bypass duct of the engine. The thrust reverser assembly includes blocker doors axially guided adjacent first ends thereof by a fixed structure and pivotally and slidably connected along lengths thereof to the inner wall of the translating cowl so that translation of the translating cowl in the aft direction causes each blocker door to move from a stowed position to a deployed position as a result of the blocker door sliding at its first end relative to the fixed structure and sliding along its length relative to the inner wall of the translating cowl.
Processes for fabricating polymer composite materials that contain a polymer matrix, reinforcement fabrics, and particles of a filler material. The processes include spraying the particles of the filler material on at least two articles that each comprise at least one of the reinforcement fabrics to form particle-laden articles. The particle-laden articles are stacked to form a stacked structure, and a resin present within the stacked structure is then cured to form a laminate polymer composite material. The process can be employed in the fabrication of at least a portion of an aircraft engine nacelle, for example, the inlet lip of a fan nacelle.
B29C 70/02 - Façonnage de matières composites, c.-à-d. de matières plastiques comprenant des renforcements, des matières de remplissage ou des parties préformées, p. ex. des inserts comprenant des combinaisons de renforcements et de matières de remplissage dans une matrice, formant une ou plusieurs couches, avec ou sans couches non renforcées ou non remplies
50.
POLYMER COMPOSITE MATERIALS AND PROCESSES THEREFOR
Processes for fabricating polymer composite materials that contain a polymer matrix, reinforcement fabrics (54), and particles of a filler material (52). The processes include spraying the particles of the filler material (52) on at least two articles (54,74) that each comprise at least one of the reinforcement fabrics (54) to form particle-laden articles (56,76). The particle-laden articles (56,76) are stacked to form a stacked structure (58,78), and a resin present within the stacked structure (58,78) is then cured to form a laminate polymer composite material. The process can be employed in the fabrication of at least a portion of an aircraft engine nacelle (34), for example, the inlet lip (42) of a fan nacelle (34).
A nacelle for housing an engine includes a fan cowl sized to cover at least a first axial portion of the engine. The engine includes an inlet end, an exhaust end, and an axis extending through the engine from the inlet end through the exhaust end. The fan cowl is coupled to an engine mounting pylon via a slider-type mounting system that includes at least one slider track assembly defining at least one slot therein. The at least one slot is configured to receive at least one fan cowl slider fitting.
A nacelle for housing an engine includes a fan cowl sized to cover at least a first axial portion of the engine. The engine includes an inlet end, an exhaust end, and an axis extending through the engine from the inlet end through the exhaust end. The fan cowl is coupled to an engine mounting pylon via a mounting assembly including at least one power drive system. The fan cowl is movable with respect to the engine along the axis toward at least one of the inlet end and the exhaust end.
A process and apparatus for producing perforated composite structures, such as acoustic skins suitable for aircraft engine nacelle and duct components. The process includes placing a mat member, a non-impregnated fabric member, and a resin film on a tool surface so that pins disposed on the mat member project through the fabric member and resin film to define holes therein. The fabric member is between the mat member and resin film, and the fabric member and resin film define a stack that conforms to the mat member and tool surface. A caul member is then placed on the stack so that apertures in the caul member are penetrated by the pins. The stack is heated to melt the resin film and cause molten resin to infuse the fabric member and yield a resin-infused fabric stack, after which the molten resin within the resin-infused fabric stack is at least partially cured.
An anti-icing system and method for an aircraft engine nacelle. The nacelle has an inlet lip that defines a leading edge of the nacelle and has a cross-sectional shape and oppositely-disposed exterior and interior surfaces. An anti-icing system contacts at least the inlet lip of the nacelle. The anti-icing system includes at least one heating element having a cross-sectional shape that conforms to the cross-sectional shape of the inlet lip and in which carbon nanotubes are oriented and arranged to conduct electrical current through the heating element. Passing an electrical current through the heating element causes Joule heating of the heating element and heating of the inlet lip by thermal conduction.
An anti-icing system for a nacelle of an aircraft engine. The nacelle has an inlet lip that defines a leading edge of the nacelle, and further has an annular-shaped cavity adjacent and delimited in part by an interior surface of the inlet lip. An anti-icing system is located within the cavity and includes a manifold with a cross-sectional shape that conforms to the interior surface of the inlet lip. A wall of the manifold faces the interior surface of the inlet lip, and air is conducted to the manifold to cause heating of the inlet lip via the manifold wall.
An anti-icing system for a nacelle of an aircraft engine. The nacelle has an inlet lip that defines a leading edge of the nacelle, and further has an annular-shaped cavity adjacent and delimited in part by an interior surface of the inlet lip. An anti-icing system is located within the cavity and includes a manifold with a cross- sectional shape that conforms to the interior surface of the inlet lip. A wall of the manifold faces the interior surface of the inlet lip, and air is conducted to the manifold to cause heating of the inlet lip via the manifold wall.
An anti-icing system (60,80) and method for an aircraft engine nacelle (50,70). The nacelle (50,70) has an inlet lip (56,76) that defines a leading edge of the nacelle (50,70) and has a cross-sectional shape and oppositely-disposed exterior and interior surfaces (58,59). An anti-icing system (60,80) contacts at least the inlet lip (56,76) of the nacelle (50,70). The anti-icing system (60,80) includes at least one heating element (62,82) having a cross-sectional shape that conforms to the cross- sectional shape of the inlet lip (56,76) and in which carbon nanotubes are oriented and arranged to conduct electrical current through the heating element (62,82). Passing an electrical current through the heating element (62,82) causes Joule heating of the heating element (62,82) and heating of the inlet lip (56,76) by thermal conduction.
A process and apparatus for producing perforated composite structures, such as acoustic skins suitable for aircraft engine nacelle and duct components. The process includes placing a mat member (24), a non-impregnated fabric member (14), and a resin film (16) on a tool surface (20) so that pins disposed on the mat member project through the fabric member and resin film to define holes therein. The fabric member is between the mat member and resin film, and the fabric member and resin film define a stack that conforms to the mat member and tool surface. A caul member (26) is then placed on the stack so that apertures in the caul member are penetrated by the pins. The stack is heated to melt the resin film and cause molten resin to infuse the fabric member and yield a resin-infused fabric stack, after which the molten resin within the resin-infused fabric stack is at least partially cured.
B29C 70/34 - Façonnage par empilage, c.-à-d. application de fibres, de bandes ou de feuilles larges sur un moule, un gabarit ou un noyauFaçonnage par pistolage, c.-à-d. pulvérisation de fibres sur un moule, un gabarit ou un noyau et façonnage ou imprégnation par compression
B29C 70/54 - Parties constitutives, détails ou accessoiresOpérations auxiliaires
60.
ANTI-ICING SYSTEM AND METHOD FOR PREVENTING ICE ACCUMULATION
An anti-icing system (200) includes a component surface (202) having a composite structure including a composite layer (214), aid at least one heating element (220) formed within the composite layer (214), wherein the heating element (220) is configured to provide a transfer of heat to the component surface (202).
A process and apparatus for producing perforated composite structures, such as acoustic skins suitable for aircraft engine nacelle and duct components. The process includes placing a mat member, a non-impregnated fabric member, and a resin film on a tool surface so that pins disposed on the mat member project through the fabric member and resin film to define holes therein. The fabric member is between the mat member and resin film, and the fabric member and resin film define a stack that conforms to the mat member and tool surface. A caul member is then placed on the stack so that apertures in the caul member are penetrated by the pins. The stack is heated to melt the resin film and cause molten resin to infuse the fabric member and yield a resin-infused fabric stack, after which the molten resin within the resin-infused fabric stack is at least partially cured.
B29C 65/00 - Assemblage d'éléments préformésAppareils à cet effet
B32B 37/04 - Procédés ou dispositifs pour la stratification, p. ex. par polymérisation ou par liaison à l'aide d'ultrasons caractérisés par la fusion partielle d'au moins une couche
An anti-icing system includes a component surface having a composite structure including a composite layer, and at least one heating element formed within the composite layer, wherein the heating element is configured to provide a transfer of heat to the component surface.
B64D 15/00 - Dégivrage ou antigivre des surfaces externes des aéronefs
B64D 15/12 - Dégivrage ou antigivre des surfaces externes des aéronefs par chauffage électrique
H05B 3/14 - Éléments chauffants caractérisés par la composition ou la nature des matériaux ou par la disposition du conducteur caractérisés par la composition ou la nature du matériau conducteur le matériau étant non métallique
H05B 3/34 - Éléments chauffants ayant une surface s'étendant essentiellement dans deux dimensions, p. ex. plaques chauffantes flexibles, p. ex. grillages ou tissus chauffants
B64D 33/02 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des entrées d'air de combustion
A method of assembling a nacelle (200) for a gas turbine engine that includes an inlet end (201), an exhaust end (209), and an axis (x) that extends through the engine from the inlet end through the exhaust end is provided. The method includes providing a cowl (204) sized to cover at least a portion of the engine and coupling the cowl to the engine such that the cowl is slideable along the axis toward at least one of the inlet end and the exhaust end.
A nacelle assembly (12) and a method for assembling the same is provided. The nacelle assembly (12) includes an inner barrel (38) and an outer structure (40) comprising a highlight (42) and an outer aft section (44), wherein the highlight (42) is defined by a forward end of the outer structure (40), wherein the outer aft section (44) includes a point (45) defined by a maximum diameter (36) of the nacelle assembly (12), wherein the nacelle assembly extends at least between the highlight (42) and the point (45).
A process for producing through-holes in a sheet member to form a perforated article, such as an arcuate (non-planar) acoustic skin suitable for use in an acoustic panel of an aircraft engine nacelle. The process includes deforming a sheet member to have an arcuate shape with an arcuate surface, mounting and rotating the arcuate-shaped sheet member on a mandrel and then, while rotating the sheet member, directing an electron beam at the arcuate surface of the sheet member and deflecting the electron beam toward multiple locations on the arcuate surface to produce the through-holes through the sheet member in a defined hole pattern and thereby yield a perforated arcuate-shaped sheet member with holes having axes substantially normal to the arcuate surface. The holes are not subjected to elongation in a nonuniform manner after they are produced, and have the same transverse cross-sectional shape.
A method of assembling a nacelle for a gas turbine engine that includes an inlet end, an exhaust end, and an axis that extends through the engine from the inlet end through the exhaust end is provided. The method includes providing a cowl sized to cover at least a portion of the engine and coupling the cowl to the engine such that the cowl is slideable along the axis toward at least one of the inlet end and the exhaust end.
A nacelle assembly and a method for assembling the same is provided. The nacelle assembly includes an inner barrel and an outer structure comprising a highlight and an outer aft section, wherein the highlight is defined by a forward end of the outer structure, wherein the outer aft section includes a point defined by a maximum diameter of the nacelle assembly, wherein the nacelle assembly extends at least between the highlight and the point.
