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WO2013024218A1 - Cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef - Google Patents

Cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef Download PDF

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Publication number
WO2013024218A1
WO2013024218A1 PCT/FR2012/051583 FR2012051583W WO2013024218A1 WO 2013024218 A1 WO2013024218 A1 WO 2013024218A1 FR 2012051583 W FR2012051583 W FR 2012051583W WO 2013024218 A1 WO2013024218 A1 WO 2013024218A1
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WO
WIPO (PCT)
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flange
ejection cone
cone
outer skin
connecting flange
Prior art date
Application number
PCT/FR2012/051583
Other languages
English (en)
Inventor
Hélène MALOT
Philippe Bienvenu
Original Assignee
Aircelle
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Filing date
Publication date
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Priority to EP12744051.9A priority patent/EP2742230A1/fr
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to an ejection cone for an aircraft turbojet engine.
  • FIG. 1 Such a conventional ejection cone 1 is shown in Figure 1 appended hereto, in which the front and the rear of the structure along a motor axis are respectively located on the left and right of the figure.
  • This ejection cone is intended to be positioned downstream of the turbine of the turbojet, over which the primary nozzle is placed concentrically.
  • the ejection cone and the primary nozzle are both attached to a turbojet casing by a flange fastening system.
  • the ejection cone 1 comprises, strictly speaking, a front portion 5 (commonly referred to as “front plug”), of substantially cylindrical shape, and a rear portion 7 (commonly referred to as “rear”). plug "), of conical shape.
  • the front portion 5 may be especially acoustic or monolithic stiffened.
  • the front part 5 is acoustic, it means that it comprises at least one peripheral acoustic attenuation structure of the sandwich type comprising at least one resonator, in particular of honeycomb type, covered with a perforated outer skin and a full inner skin.
  • the outer skin also constitutes an outer surface (sheet) of the front portion 5 of the ejection cone.
  • the structure consists of a single sheet reinforced by stiffeners.
  • the rear portion 7 is monolithic stiffened by 9d stiffeners.
  • the front part 5 and the rear part 7 of the ejection cone may in particular be made from Inconel 625 type metal alloy sheets and be assembled by a flange connection system denoted 9b for the front flange part and 9c for the front flange part. rear flange part.
  • the front portion 5 further comprises an upstream connecting flange 9a to allow its attachment to the rear of the turbojet engine.
  • the flange 9b of the front portion 5 has on the one hand a portion 1 1 of diameter substantially equal to that of the outer skin of this front portion 5, and on the other hand a portion 13 of smaller diameter than that of the flange 9c of the rear portion 7 to which it is intended to be bonded, so that this portion 13 of the flange 9b can be inserted inside the flange 9c of the rear part 7.
  • Housing 15 formed in the thickness of the flange 9c can accommodate bolts 17 passing through the flange 9c and the flange 9b, fixed by means of nuts 18 attached by the interior of the ejection cone 1 thus assembled.
  • the housings 15 prevent the heads 19 of the bolts 17 are protruding outwardly of the cone 1, and thus cause aerodynamic losses.
  • an ejection cone of the prior art (FIG. 2) is a complex, multi-piece structure, and the cost of manufacturing is high and impacts the mass of the whole, which is undesirable.
  • the acoustic panel is closed at its front and rear ends respectively by peripheral flanges having a section C and commonly called closure C.
  • closure C's are bonded, in particular by brazing, with the corresponding front and rear flanges respectively providing the connection with the turbojet engine and the rear cone portion and ensures a large part of the maintenance of the acoustic attenuation structure.
  • These closing C are expensive parts made by machining and above all they represent a significant mass relative to the complete mass of the ejection cone.
  • the present invention aims to simplify the design of the acoustic attenuation structure and the ejection cone by overcoming these C closures.
  • an ejection cone for an aircraft turbojet engine comprising a front part having a front end equipped with a connecting flange at an output of a turbojet engine and / or a rear end equipped with a connecting flange at a rear portion of the ejection cone, said front portion being further provided with at least one acoustic attenuation structure comprising a corresponding outer skin, characterized in that the outer skin overlaps with at least one a part of the flange of the ia ison upstream or downstream corresponding and is assembled to the latter.
  • this type of direct connection between the acoustic attenuation structure and the front / rear flanges of the front part may concern only one or both closure Cs.
  • the outer skin and the front / rear flange are assembled by riveting.
  • the outer skin and the flange are assembled by brazing.
  • the rear link flange also constitutes a connecting flange before a rear portion of the ejection cone.
  • the outer skin is made from a metal alloy, such as Inconel 625.
  • FIG. 1 is a perspective view in axial section of an ejection cone of the prior art, mentioned in the preamble of the present description
  • FIG. 2 is a widened view of a junction zone between the acoustic panel and a rear flange connecting to a rear part of the ejection cone and showing the use of a closure C of the acoustic panel according to FIG. prior art
  • FIG. 3 is a widened view of a junction zone between the acoustic panel and a flange before binding to a rboreactor and showing the use of a closure C of the acoustic panel according to FIG. prior art
  • FIG. 4 is a view in longitudinal section of an ejection cone according to the invention.
  • FIGS. 5 and 6 are partial diagrammatic views in sections of the zones of attachment of the acoustic panel to an upstream flange according to two modes of assembly of the acoustic panel with the front flange,
  • FIG. 7 is a schematic partial sectional view of the rear zone of the acoustic panel attached to the rear flange of the front portion of the cone.
  • the front part 5 of the ejection cone 1 is equipped with an acoustic attenuation structure comprising a honeycomb core 51, for example a structure in honeycombs. covered with an outer skin 52 perforated and a full inner skin 53.
  • the cellular core is closed by a closing C 54, this closing C is also covered by the long run 55 of the pe r ex e 52, extension 55 not perforated, and by an extension of the inner skin 53.
  • connection between the acoustic attenuation structure and the rear link flange 9b is provided by the closing C 54, as previously explained, in particular by brazing between these elements.
  • the flange 9b has a thickness ensuring the absence of shift ("step", step) with the outer skin 52, and its extension 55 so as to best ensure the external aerodynamic continuity of the front portion 5 cone.
  • the junction shown in FIG. 3 between the acoustic attenuation structure and the flange 9a of the house is effected by means of a closing C by means of rows of rivets 56.
  • the present invention relates to an ejection cone 101 for an aircraft turbojet engine comprising a front portion of cone 105 of substantially cylindrical shape and equipped with at least one acoustic attenuation structure, said front portion 1 05 having, on the one hand, an upstream end eq ued with a flange lia ison 9a to an output of a turbojet, and secondly, a downstream end equipped with a connecting flange 9b to a rear portion of cone 7 substantially conical.
  • the front portion 105 of the cone is as previously described made from an acoustic attenuation structure comprising a cellular core 51 covered with an outer skin 52 perforated and a full inner skin 53.
  • the outer skin 52 is in extension of the cellular core (non-perforated extension) and overlaps with at least a portion of the corresponding connecting flange 9a and / or rear 9b and is assembled to the latter.
  • the outer skin 55 and the flange 9a are assembled at their connection zone by rivets 56.
  • the outer skin 55 and the flange 9a are joined together at the level of their bonding zone by welding.
  • the assembly by welding ensures an optimal continuity of the aerodynamic profile by avoiding any shifts ("step") between the front flange 9a and the outer skin 55.
  • the same principle is applicable to the rear end of the front part 105 with the flange of the section 9b, itself attached to the front flange 9c of the rear part 7.
  • the rear link flange 9b also constitutes a front connecting flange 9c of a rear portion 7 of the ejection cone 101.
  • the outer skin is made from a metal alloy such as Inconel 625. This same material can be used for all or part of the flanges.

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Abstract

La présente invention se rapporte à un cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef comportant une partie avant présentant une extrémité avant équipée d'une bride de liaison (9a) à une sortie d'un turboréacteur et/ou une extrémité arrière équipée d'une bride de liaison (9b) à une partie arrière du cône d'éjection, ladite partie avant étant en outre équipée d'au moins une structure d'atténuation acoustique comprenant une peau externe (52) correspondante, caractérisée en ce que la peau externe vient en chevauchement avec au moins une partie de la bride de liaison amont ou aval correspondante et est assemblée à cette dernière.

Description

Cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef
La présente invention se rapporte à un cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef.
Comme cela est connu en soi, il convient en général de prévoir un ensemble cône d'éjection / tuyère primaire à l'arrière d'un turboréacteur d'aéronef, afin d'une part d'optimiser l'écoulement des gaz chauds expulsés par le turboréacteur, et d'autre part d'absorber au moins une partie du bruit engendré par l'interaction de ces gaz chauds avec l'air ambiant et avec le flux d'air froid expulsé par la soufflante du turboréacteur.
Ces éléments sont couramment désignés par les termes anglo- saxons « plug » pour le cône d'éjection et « nozzle » ou « primary nozzle » pour la tuyère.
Un tel cône d'éjection classique 1 est représenté à la figure 1 ci- annexée, sur laquelle l'avant et l'arrière de la structure suivant un axe moteur sont situés respectivement à gauche et à droite de la figure.
Ce cône d'éjection est destiné à être positionné en aval de la turbine du turboréacteur, par-dessus lequel la tuyère primaire est placée concentriquement. Le cône d'éjection et la tuyère primaire sont tous deux fixés sur un carter du turboréacteur par un système de fixation par brides.
Plus précisément, le cône d'éjection 1 comprend, à proprement parler, une partie avant 5 (couramment désignée sous le terme « front plug »), de forme sensiblement cyl indrique, et une partie arrière 7 (couramment désignée sous le terme « rear plug »), de forme conique.
La partie avant 5 peut être notamment acoustique ou monolithique raidie.
Dans le cas où la partie avant 5 est acoustique, cela signifie qu'elle comprend au moins une structure d'atténuation acoustique périphérique de type sandwich comprenant au moins un résonateur, notamment de type nid d'abeille, recouvert d'une peau externe perforée et d'une peau interne pleine.
La peau externe constitue par ailleurs une surface externe (tôle) de la partie avant 5 du cône d'éjection.
Dans le cas où la partie avant 5 est monolithique raidie, cela signifie que la structure est constituée d'une unique tôle renforcée par des raidisseurs.
La partie arrière 7 est monolithique raidie par des raidisseurs 9d. La partie avant 5 et la partie arrière 7 du cône d'éjection pourront notamment être réalisées à partir de tôles en alliage métallique de type Inconel 625 et être assemblées par un système de jonction par bride notée 9b pour la partie bride avant et 9c pour la partie bride arrière.
La partie avant 5 comprend en outre une bride de liaison amont 9a destinée à permettre son rattachement à l'arrière du turboréacteur.
En se reportant à la figure 2, on peut voir que, classiquement, la bride 9b de la partie avant 5 présente d'une part une partie 1 1 de diamètre sensiblement égal à celui de la peau externe de cette partie avant 5, et d'autre part une partie 13 de diamètre inférieur à celui de la bride 9c de la partie arrière 7 à laquelle elle est destinée à être liée, de sorte que cette partie 13 de la bride 9b peut s'insérer à l'intérieur de la bride 9c de la partie arrière 7.
Des logements 15 formés dans l'épaisseur de la bride 9c permettent d'accueillir des boulons 17 traversant cette bride 9c et la bride 9b, fixés au moyen d'écrous 18 rapportés par l'intérieur du cône d'éjection 1 ainsi assemblé.
Les logements 15 permettent d'éviter que les têtes 19 des boulons 17 ne soient protubérantes vers l'extérieur du cône 1 , et ne provoquent ainsi des pertes aérodynamiques.
Comme on peut le comprendre à la lumière de ce qui précède, un cône d'éjection de la tech n iq ue antérieure (fig u re 2) est u ne structu re complexe, faisant intervenir de nombreuses pièces, et dont le coût de fabrication est élevé et impacte la masse de l'ensemble, ce qui n'est pas souhaitable.
II existe donc un besoin permanent de simplifier la structure de montage d'un tel cône d'éjection, afin d'en abaisser tant la masse que le coût de fabrication.
Notamment, selon la technique antérieure, dans le cas où la partie avant est de type acoustique, le panneau acoustique est fermé à ses extrémités avant et arrière respectivement par des brides périphériques présentant une section en C et couramment appelées C de fermeture.
Ces C de fermeture sont liées, notamment par brasage, avec les brides avant et arrière correspondantes assurant respectivement la liaison avec le turboréacteur et la partie arrière de cône et assure une grande partie du maintien de la structure d'atténuation acoustique. Ces C d e fermeture sont des pièces coûteuses réalisées par usinage et surtout elles représentent une masse non négligeable par rapport à la masse complète du cône d'éjection.
La présente invention vise à simplifier la conception de la structure d'atténuation acoustique et du cône d'éjection en s'affranchissant de ces C de fermetures.
On atteint ce but de l'invention avec un cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef comportant une partie avant présentant une extrémité avant équipée d'une bride de liaison à une sortie d'un turboréacteur et/ou une extrémité arrière équipée d'une bride de liaison à une partie arrière du cône d'éjection, ladite partie avant étant en outre équipée d'au moins une structure d'atténuation acoustique comprenant une peau externe correspondante, caractérisée en ce que la peau externe vient en chevauchement avec au moins une partie de la bride de l ia ison amont ou aval correspondante et est assemblée à cette dernière.
Ainsi, en prévoyant une liaison directe entre la peau externe de la partie avant et respectivement la bride avant et/ou arrière de liaison correspondante, il n'est plus nécessaire de recourir à un C de fermeture du panneau acoustique et servant d'interface entre le panneau sandwich et la bride avant et/ou arrière de la partie avant du cône d'éjection.
Bien évidemment, ce type de liaison directe entre la structure d'atténuation acoustique et les brides avant/arrière de la partie avant peut concerner un seul ou les deux C de fermeture.
Selon une première variante de réalisation, la peau externe et la bride avant / arrière sont assemblées par rivetage.
Selon une deuxième variante de réalisation la peau externe et la bride sont assemblées par brasage.
Préférentiellement, la bride de liaison arrière constitue également une bride de liaison avant d'une partie arrière du cône d'éjection.
Avantageusement, la peau externe est réalisée à partir d'un alliage métallique, tel que l'Inconel 625.
La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui suit en regard du dessin annexé dans lequel :
- la figure 1 est une vue en perspective et en coupe axiale d'un cône d'éjection de la technique antérieure, mentionnée dans le préambule de la présente description, - la figure 2 est une vue élarg ie d'une zone de jonction entre le panneau acoustique et une bride arrière de liaison à une partie arrière du cône d'éjection et montrant l'utilisation d'un C de fermeture du panneau acoustique selon l'art antérieur,
- la figure 3 est une vue élarg ie d'une zone de jonction entre le pan neau acoustique et u ne bride avant de l iaison à un tu rboréacteu r et montrant l'utilisation d'un C de fermeture du panneau acoustique selon l'art antérieur,
- la figure 4 est une vue en coupe longitudinale d'un cône d'éjection selon l'invention,
- les figures 5 et 6 sont des vues partielles schématiques en coupes des zones de rattachement du panneau acoustique à une bride amont selon deux modes d'assemblage du panneau acoustique avec la bride avant,
- la figure 7 est une vue partielle schématique en coupe de la zone arrière du panneau acoustique rattachée à la bride arrière de la partie avant du cône.
Sur l'ensemble de ces figures, des références identiques désignent des organes ou ensembles d'organe identiques ou analogues.
Comme visible plus précisément sur la figure 2, la partie avant 5 du cône d'éjection 1 est équipée d'une structure d'atténuation acoustique com prenant u n e âme alvéol a ire 51 , par exemple u ne structu re en n ids d'abeille, recouvert d'une peau externe 52 perforée et d'une peau interne 53 pleine.
Comme décrit précédemment et conformément à l'art antérieur, l'âme alvéolaire est fermée par un C de fermeture 54, ce C de fermeture étant ég a l em ent recouvert pa r u n pro long em ent 55 d e l a pe u exte rn e 52 , prolongement 55 non perforé, et par un prolongement de la peau interne 53.
La liaison entre la structure d'atténuation acoustique et la bride de liaison arrière 9b est assurée par le C de fermeture 54, comme précédemment expliqué, notamment par brasage entre ces éléments.
La bride 9b présente une épaisseur assurant l'absence de décalage (« step », marche) avec la peau externe 52, et son prolongement 55 de manière à assurer au mieux la continuité aérodynamique externe de la partie avant 5 de cône.
De manière similaire en partie avant, la jonction représentée sur la figure 3 entre la structure d'atténuation acoustique et la bride 9a de l iaison s'effectue par l'intermédiaire d'un C de fermeture au moyen de rangées de rivets 56.
Conformément à l'invention et tel que représenté plus en détail sur les figures 4 à 7 dans laquelle la structure d'atténuation acoustique n'est pas supportée à l'aide de C de fermeture 54.
Pour ce faire, la présente invention se rapporte à un cône d'éjection 101 pour turboréacteur d'aéronef comprenant une partie avant de cône 105 de forme sensiblement cyl indrique et é q u i p é e d ' a u m o i n s u n e structure d'atténuation acoustique ladite partie avant 1 05 présentant, d'une part, une extrém ité amont éq u ipée d ' u ne bride de l ia ison 9a à une sortie d'un turboréacteur, et d'autre part, une extrémité aval équipée d'une bride de liaison 9b à une partie arrière de cône 7 sensiblement conique.
La partie avant 105 du cône est comme décrit précédemment réalisée à partir d'une structure d'atténuation acoustique comprenant une âme alvéolaire 51 recouverte d'une peau externe 52 perforée et d'une peau interne 53 pleine.
Conformément à l'invention, la peau externe 52 vient en prolongement de l'âme alvéolaire (prolongement non perforé) et chevauche avec au moins une partie de la bride de liaison avant 9a et/ou arrière 9b correspondante et est assemblée à cette dernière.
Comme représenté schématiquement sur la figure 5 la peau externe 55 et la bride 9a sont assemblées au niveau de leur zone de liaison par des rivets 56.
Alternativement, comme représenté sur la figure 6, la peau externe 55 et la bride 9a sont assemblées au n iveau de leur zone de liaison par soudage.
L'assemblage par soudage permet d'assurer une continuité optimale du profil aérodynamique en s'affranchissant des éventuels décalages (« step ») entre la bride avant 9a et la peau externe 55.
Comme représenté sur la figure 7, le même principe est applicable à l'extrém ité arrière de la partie avant 1 05 avec la bride de l iaison 9b, elle- même rattachée à la bride avant 9c de la partie arrière 7.
Selon un mode particulier de réalisation non représenté, la bride de liaison arrière 9b constitue également une bride de liaison avant 9c d'une partie arrière 7 du cône d'éjection 101 . Avantageusement la peau externe est réalisée à partir d'un alliage métallique tel que l'Inconel 625. Ce même matériau peut être utilisé pour les brides en tout ou partie.
Bien entendu, la présente invention n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits et représentés.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Cône d'éjection (101 ) pour turboréacteur d'aéronef comportant une partie avant (105) présentant une extrémité avant équipée d'une bride de liaison (9a) à une sortie d'un turboréacteur et/ou une extrémité arrière équipée d'une bride de liaison (9b) à une partie arrière du cône d'éjection, lad ite partie avant étant en outre équ ipée d'au moins une structure d ' attén u at ion aco u sti q u e com pren a nt u n e pea u exte rn e (52) correspondante, caractérisée en ce que la peau externe vient en chevauchement avec au moins une partie de la bride de liaison amont ou aval correspondante et est assemblée à cette dernière.
2. Cône d'éjection (101 ) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la peau externe (52) et la bride avant (9a) / arrière (9b) sont assemblées par rivetage (56).
3. Cône d'éjection (101 ) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la peau externe (52) et la bride (9a, 9b) sont assemblées par soudage.
4. Cône d'éjection (101 ) selon l'une quelconque des revendications 1 à
3, caractérisé en ce que la bride de liaison arrière (9b) constitue également une bride de liaison avant (9c) d'une partie arrière (7) du cône d'éjection.
5. Cône d'éjection (101 ) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la peau externe (52) est réalisée à partir d'un alliage métallique tel que l'Inconel 625.
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Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3026786B1 (fr) * 2014-10-07 2019-07-26 Safran Aircraft Engines Flasque de fermeture d'un carter d'echappement
US10337453B2 (en) * 2015-04-21 2019-07-02 Rohr, Inc. Attachment feature for a core panel
FR3037358B1 (fr) 2015-06-11 2017-05-19 Snecma Ensemble a carter d'echappement et piece aval de revolution
CN105298684B (zh) * 2015-09-18 2017-11-03 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空发动机用尾椎连接结构
FR3043138B1 (fr) * 2015-11-04 2019-09-13 Safran Aircraft Engines Tube de degazage et cone d'ejection pour une turbomachine, ainsi que leur outillage de montage
US10907508B2 (en) * 2015-11-12 2021-02-02 Rohr, Inc. Turbine engine and exhaust system connection
FR3082238A1 (fr) * 2018-06-11 2019-12-13 Airbus Operations Tuyere primaire d'un conduit d'ejection primaire d'une turbomachine
FR3084917B1 (fr) * 2018-08-09 2021-04-16 Safran Ceram Ensemble pour une tuyere d'ejection de turbomachine
FR3084916B1 (fr) 2018-08-10 2020-07-17 Safran Ceramics Cone d'ejection a fixation flexible
CN109372653A (zh) * 2018-12-13 2019-02-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡扇发动机降噪排气组件
FR3098552B1 (fr) * 2019-07-08 2022-07-15 Airbus Operations Sas Turbomachine comportant une structure et une structure interne d’un conduit d’ejection primaire fixee a ladite structure
FR3100575B1 (fr) 2019-09-05 2022-04-08 Safran Ceram Cone d’ejection a fixation flexible aerodynamique
FR3100845B1 (fr) * 2019-09-13 2022-07-08 Safran Nacelles Organe de tuyère extérieur pour turbomachine
FR3115832B1 (fr) * 2020-11-05 2023-04-21 Safran Nacelles Ensemble pour une turbomachine
FR3115830B1 (fr) * 2020-11-05 2022-09-30 Safran Nacelles Ensemble pour une turbomachine
US11867077B2 (en) 2021-06-07 2024-01-09 Rohr, Inc. Acoustic structure with floating interior skin
US11976597B2 (en) 2021-09-13 2024-05-07 Rohr, Inc. Low-frequency acoustic center body
US12078125B2 (en) 2021-09-13 2024-09-03 Rohr, Inc. Low-frequency acoustic center body

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1543312A (en) * 1976-07-21 1979-04-04 Rolls Royce Honeycomb linings
EP0316233A1 (fr) * 1987-11-12 1989-05-17 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Méthode d'assemblage de deux pièces en matériaux ayant des coefficients de dilatation thermique différents
GB2259954A (en) * 1991-09-27 1993-03-31 Short Brothers Plc Ducted fan turbine engine nozzle assembly
EP0540193A1 (fr) * 1991-10-30 1993-05-05 General Electric Company Capot pour inverseur de poussée avec parois de bifurcation et capot intérieur intégrés
US6358590B1 (en) * 1996-06-28 2002-03-19 Short Brothers Plc Noise attenuation panel
FR2949820A1 (fr) * 2009-09-04 2011-03-11 Aircelle Sa Ensemble structurant pour une tuyere d'ejection.

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2869874B1 (fr) * 2004-05-04 2006-06-23 Snecma Moteurs Sa Moteur d'avion avec des moyens de suspension a la structure d'un avion
US7870722B2 (en) * 2006-12-06 2011-01-18 The Boeing Company Systems and methods for passively directing aircraft engine nozzle flows
FR2920146B1 (fr) * 2007-08-20 2009-10-30 Aircelle Sa Nacelle a section de sortie adaptable
FR2935753B1 (fr) * 2008-09-08 2011-07-01 Snecma Propulsion Solide Liaisons souples a butee pour fixation de piece en cmc
DE102008051241B4 (de) * 2008-10-10 2011-06-16 Airbus Operations Gmbh Schalldämpfer für ein Hilfstriebwerk eines Flugzeugs
US8579584B2 (en) * 2010-10-06 2013-11-12 Dewain Ray Brown Turbofan jet engine
US9279386B2 (en) * 2012-03-09 2016-03-08 Hamilton Sundstrand Corporation Jet noise reduction using eduction effect
FR2988777B1 (fr) * 2012-03-29 2014-04-25 Snecma Propulsion Solide Integration de pieces d'arriere-corps de moteur aeronautique
US8985942B2 (en) * 2012-07-02 2015-03-24 United Technologies Corporation Turbine exhaust case duct

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1543312A (en) * 1976-07-21 1979-04-04 Rolls Royce Honeycomb linings
EP0316233A1 (fr) * 1987-11-12 1989-05-17 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Méthode d'assemblage de deux pièces en matériaux ayant des coefficients de dilatation thermique différents
GB2259954A (en) * 1991-09-27 1993-03-31 Short Brothers Plc Ducted fan turbine engine nozzle assembly
EP0540193A1 (fr) * 1991-10-30 1993-05-05 General Electric Company Capot pour inverseur de poussée avec parois de bifurcation et capot intérieur intégrés
US6358590B1 (en) * 1996-06-28 2002-03-19 Short Brothers Plc Noise attenuation panel
FR2949820A1 (fr) * 2009-09-04 2011-03-11 Aircelle Sa Ensemble structurant pour une tuyere d'ejection.

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