WO2014155009A1 - Dispositif de refroidissement pour un turbomoteur d'une nacelle d'aéronef - Google Patents

Dispositif de refroidissement pour un turbomoteur d'une nacelle d'aéronef Download PDF

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Definitions

  • the invention relates to a cooling device for the engine oil of a turbine engine fitted to an aircraft nacelle.
  • An aircraft is propelled by one or more propulsion units each comprising a turbine engine housed in a tubular nacelle.
  • Each propulsion unit is attached to the aircraft by a mast generally located under, or on, a wing or at the fuselage.
  • upstream is what comes before the point or element considered, in the direction of the flow of air in a turbine engine, and downstream what comes after the point or element considered, in the direction of flow. air in the turbine engine.
  • a nacelle generally has a tubular front fairing forming an air inlet upstream of the turbine engine, a median section intended to surround a fan or the compressors of the turbine engine and its casing, a rear section that can house a thrust reverser means and intended to surround the gas generator of the gas turbine engine.
  • the nacelle is generally terminated by an ejection nozzle whose outlet is located downstream of the turbine engine.
  • the space between the nacelle and the turbine engine is called secondary vein.
  • the front fascia or cowl, has an aerodynamic outer wall, an inner wall for guiding the air towards the turbine engine, and a front lip forming a hollow leading edge which connects the inner wall and the outer wall and which delimits a chamber annular defrost closed by a partition.
  • the turbine engine comprises a set of blades or blades (compressor and optionally fan or propeller not ducted) rotated by a gas generator through a set of transmission means.
  • a lubricant distribution system is provided to cool and ensure good lubrication of these transmission means and any other accessories such as electric generators.
  • a first known method consists in cooling the lubricant by circulation through an air / oil exchanger using air taken from a secondary vein (so-called cold flow) of the nacelle or one of the first compressor stages.
  • the withdrawal of air in the secondary vein generally requires an extension of the length of the median section of the nacelle.
  • ice can form on the nacelle, particularly at the outer surface of the air intake lip equipping the front fairing of the nacelle.
  • frost changes the aerodynamic properties of the air intake and disturbs the flow of air to the blower.
  • frost on the nacelle's air inlet and the ingestion of ice by the engine in the event of ice blocks being detached can damage the engine or wing, and pose a risk to the safety of the engine. flight.
  • the heat of the lubricant can be used to heat the outer surfaces of the lip, the lubricant being thereby cooled and able to be reused in the lubrication circuit.
  • US4782658 discloses a defrost system using outside air taken by a scoop and heated through an air / oil exchanger for defrosting. Such a system allows better control of the thermal energies exchanged.
  • US-A-4688745 discloses and shows a de-icing system which consists in creating a forced air flow in the annular de-icing chamber of the lip of the nacelle, to promote heat exchange.
  • the system comprises a duct supplying pressurized air which extends from an inlet end connected to a source of hot air under pressure, such as a high-pressure compressor of the turbine engine, to one end outlet nozzle forming an air ejection nozzle opening into the defrost chamber.
  • a source of hot air under pressure such as a high-pressure compressor of the turbine engine
  • the ejection nozzle extends in a direction tangential to the annular chamber, so as to accelerate the flow of air in the chamber to promote heat exchange between the moving air contained in the chamber and the outer lip defining the bedroom.
  • document FR-A-2788308 describes and represents a cooling device for a turbomachine speed reducer.
  • This device mainly comprises a heat exchanger which has an inlet connected to an inlet duct which supplies the exchanger with cooling air and an outlet connected to an outlet duct which opens into the nozzle of the turbomachine to evacuate the engine. air passing through the exchanger.
  • the device includes a pressurized air supply duct extending from an inlet end connected to a source of pressurized air, such as a compressor, to a nozzle outlet end. ejection of air opening into the air outlet duct of the heat exchanger.
  • a source of pressurized air such as a compressor
  • the invention aims to provide a cooling device for a turbine engine of an aircraft nacelle for effectively cooling the engine oil when the aircraft is stationary or moving at low speed, while limiting the number of valves and of conduits of the device.
  • the invention proposes a cooling device for a turbine engine of an aircraft nacelle, comprising a heat exchanger which has an input connected to an input duct which supplies the exchanger with cooling air and an output connected to an outlet duct that evacuates the air through the exchanger, and the nacelle comprising a tubular front fairing which comprises:
  • a front lip forming a hollow leading edge which connects the inner wall and the outer wall and which delimits an annular deicing chamber closed by a partition
  • a pressurized air supply duct which extends from an inlet end connected to a source of pressurized air, to an outlet end forming a discharge nozzle. air opening into the de-icing chamber,
  • outlet duct of the heat exchanger has an air outlet section which is arranged in the defrost chamber in a position adapted for the pressurized air ejection nozzle to form a suction pump. air in the outlet duct of the exchanger.
  • the device according to the invention makes it possible in particular to limit the number of valves and ducts by using the double-use pressurized air supply line, while allowing efficient operation of the exchanger at low speed of displacement of the aircraft.
  • the air outlet section of the outlet duct of the heat exchanger is arranged outside the pressurized air ejection nozzle.
  • This arrangement promotes the suction of the air contained in the outlet duct of the exchanger, if any.
  • the device comprises a suction activation valve which is arranged on the air outlet duct of the exchanger and which is capable of occupying at least one open state in which the air is suitable for use. flow from the heat exchanger to the defrost chamber, and at least one closed state in which the flow of air is blocked.
  • the device comprises a non-return conduit which extends from an inlet port stitched on the air outlet duct of the exchanger, to an atmospheric air outlet mouth, the anti-return duct back being equipped with a non-return valve which is designed to allow the flow of cooling air between the heat exchanger and the outside and only in this direction.
  • the assembly constituted by the valve and the non-return valve allows the evacuation of the cooling air when the suction activation valve is closed.
  • the device comprises a discharge duct that extends from the defrost chamber to an atmospheric air outlet, and which is equipped with a discharge valve adapted to occupy an open state in which the air can flow from said chamber to the outside of the nacelle, and a closed state in which the flow of air is blocked.
  • the discharge duct makes it possible to regulate the pressure in the de-icing chamber, in particular by reducing the pressure in the chamber to favor the suction of air into the cooling air outlet duct of the exchanger.
  • the air intake duct of the heat exchanger comprises an air inlet mouth scoop which is arranged on the outer wall of the fairing.
  • This characteristic makes it possible to supply the exchanger with cooling air when the aircraft is in flight.
  • the pressurized air supply duct is equipped with a regulating valve capable of occupying an open state in which the air can flow from the pressurized air source to the deicing chamber. , and a closed state in which the flow of air is blocked, and any intermediate state to vary the flow of air taken.
  • the regulating valve makes it possible in particular to regulate the temperature in the deicing chamber, and to regulate the air intake in the outlet duct of the exchanger in ground configuration.
  • the pressurized air source is a high pressure compressor that equips the turbine engine of the nacelle.
  • the deicing chamber has a constriction of its internal section which is adapted to accelerate the air passing through the constriction, and in that the constriction is arranged generally around the air outlet section of the duct. output of the exchanger to create a Venturi effect and promote the flow of air in said conduit.
  • FIG. 1 is a schematic longitudinal sectional view, which illustrates a cooling device arranged in a front fairing of a nacelle in a so-called cruise configuration, according to the invention
  • FIG. 2 is a schematic longitudinal sectional view similar to that of Figure 1, which illustrates the device of Figure 1 in a so-called ground configuration;
  • Figure 3 is a schematic longitudinal sectional view similar to that of Figure 1, which illustrates the device of Figure 1 in a configuration called defrosting;
  • FIG. 4 is a partial diagrammatic cross-sectional view illustrating the arrangement of the cooling air outlet section and the pressurized air ejection nozzle in the deicing chamber;
  • FIG. 5 is a partial diagrammatic cross-sectional view similar to that of FIG. 4, which illustrates the arrangement of the cooling air outlet section and the pressurized air ejection nozzle, in the chamber; defrosting, according to an alternative embodiment.
  • upstream and downstream must be understood in relation to the flow of air flow inside the propulsion unit formed by the nacelle and the turbine engine, c that is from left to right according to FIGS. 1 to 3.
  • FIG. 1 shows a front portion of a nacelle 10 (partially shown) equipped with a device 12 for cooling a lubricant of the turbine engine (not shown) mounted in the nacelle 10.
  • the nacelle 10 has a front fairing 14 or tubular front, which is partially shown in Figure 1 and which extends from front to back along a central axis A longitudinal.
  • the fairing 14 of the nacelle 10 comprises an aerodynamic outer wall 16, an inner wall 18 forming an air circulation duct for guiding air towards the turbine engine, and a front lip 20 forming a hollow leading edge.
  • the lip 20 forms a rounded bead which connects the inner wall 18 and the outer wall 16 to the front of the nacelle 10, and which delimits an annular defrosting chamber 22 closed by a partition 24.
  • the chamber 22 is equipped with an atmospheric outlet opening 23 opening out of the nacelle 10.
  • the cooling device 1 2 comprises a heat exchanger 26 having an input connected to an inlet duct 28 which supplies the exchanger 26 with cooling air and an outlet connected to an outlet duct 30 which discharges the through air. the exchanger 26.
  • the exchanger 26 is here of the air / oil type, and it is fed, on the one hand, by the lubricant of the turbine engine to be cooled, here oil, and on the other hand, by the air to be heated.
  • the oil is fed to the exchanger 26 by a pumping system of the turbine engine (not visible) and a circulation duct 32 (partially shown) passing through a support arm 34 of the turbine engine and passing through the air circulation duct.
  • the inlet duct 28 has an air inlet mouth 36 forming a scoop which is arranged on the outer wall 16 of the fairing 14 and which is designed to allow the flow of the cooling air from outside the enclosure. nacelle 10, to the exchanger 26.
  • the outlet duct 30 of the exchanger 26 has an air outlet section 38 which is arranged in the deicing chamber 22, the outlet duct 30 for conveying the heat of the lubricant dissipated by the exchanger 26. in room 22.
  • the air outlet section 38 forms a 90-degree elbow which extends generally tangentially to the annular chamber 22, along the axis B.
  • the outlet duct 30 of the exchanger 26 is equipped with an activation valve 39 which is able to occupy at least one open state in which the air is able to flow from the exchanger 26 to the defrosting chamber 22, and at least one closed state in which the flow of air is blocked.
  • the cooling device 12 comprises a non-return duct 40 which extends from an inlet port 42 stitched on the exit duct 30 of the expander 26, to a bo bu ch 44 of atmospheric air formed in the outer wall 16 of the fairing 14.
  • the non-return duct 40 is equipped with a non-return valve 46 which is mounted movably between a closed state in which it blocks the passage of air and an open state in which the cooling air flows between the exchanger 26 and the outside of the nacelle 10.
  • the cooling device 12 is equipped with a pressurized air supply duct, called high pressure duct 48 thereafter.
  • the high pressure conduit 48 extends from an inlet end
  • the high pressure conduit 48 is equipped with a regulating valve 52 able to occupy an open state in which air can flow from the pressurized air source to the deicing chamber 22, and a closed state in which the flow of air is blocked.
  • the air outlet section 38 of the air outlet duct 30 of the exchanger 26 is arranged in the defrosting chamber 22 in a position adapted for the nozzle air ejection 50 under pressure form suction pump air in the outlet duct 30 of the exchanger 26.
  • the air outlet section 38 of the outlet duct 30 of the exchanger 26 is arranged inside the pressurized air ejection nozzle 50, coaxially with the ejection nozzle. 50, along the B axis.
  • Such an arrangement makes it possible to form a depression in the air outlet section 38 of the outlet duct 30 of the exchanger 26 by accelerating the flow of air by means of the air ejection nozzle. 50 under pressure.
  • this characteristic ensures efficient operation of the exchanger 26 by allowing the cooling air to pass through the exchanger 26, by suction through the associated outlet duct 30, even when the aircraft has a low or zero speed .
  • the cooling device 12 comprises a discharge duct 54 that extends from the deicing chamber 22 to an atmospheric air outlet 56 formed in the outer wall 16 of the fairing 14.
  • the discharge duct 54 is equipped with a discharge valve 58 adapted to occupy an open state in which air can flow from the chamber 22 to the outside of the chamber and a state closed in which the flow of air is blocked.
  • the deicing chamber 22 has a constriction 60 of its internal section which is arranged generally around the air outlet section 38 of the air outlet duct 30 of the exchanger 26 .
  • the throttling creates a Venturi effect by accelerating the air that flows into the chamber 22 and promotes the flow of air into the air outlet duct 30 by suction.
  • the cooling device 12 according to the invention is designed to operate in different configurations, described below as non-limiting examples of operation.
  • the outside fresh air flows successively through the inlet duct 28 of the exchanger 26, the exchanger 26, the outlet duct 30 of the exchanger 26, the anti-condensation duct. back 40 and the air outlet 44.
  • the outside fresh air flows through the exchanger 26 by being evacuated by the non-return duct 40, as in cruise mode.
  • hot air from the compressor is injected into the defrosting chamber 22 via the high pressure conduit 48, to promote the deicing of the lip 20 of the nacelle 10.
  • the pressurized air injected by the high pressure conduit 48 escapes from the chamber 22 through the outlet orifice 23 provided for this purpose.
  • pressurized air from the compressor is injected into the defrosting chamber 22 through the high pressure conduit 48, so that the pressurized air ejection nozzle 50 forms a vacuum pump. the air in the outlet duct 30 of the exchanger 26.
  • the discharge valve 58 is opened to reduce the pressure in the chamber 22, in order to avoid a return of the hot air from the chamber 22, to the exchanger 26 via the outlet duct 30 of the exchanger 26.
  • the piloting of the vanes 39, 52, 58 and of the previously written piece 40 is carried out by a control and control device, not shown.
  • the valve may, alternatively, operate passively by pressure difference, and thus prevents the flow of air in the direction of the outlet mouth 44 towards the outlet duct 30.
  • valves can be controlled by the same controller. Indeed, the discharge valve 58 and the activation valve 39 of the suction are open at the same time, while the non-return valve 40 is closed simultaneously, and vice versa.
  • the invention proposes a cooling device 12 which makes it possible to de-ice the lip 20 of the nacelle 10 and to effectively cool the lubricant of the turbine engine even in a ground configuration at low speed or zero speed, by limiting the number of valves and ducts necessary for the circulation of air.
  • the high pressure duct 48 here has a dual function, namely a function of defrosting by injection of hot air under pressure in the defrosting chamber 22 of the lip 20, and an air suction function in the outlet duct 30 of the exchanger 26.
  • This feature allows in particular a gain in mass, reliability and maintenance of the device 12 according to the invention, and a consumption gain compared to a cooling device that draws cooling air into the secondary vein.

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Abstract

L'invention concerne un dispositif (12) de refroidissement pour un turbomoteur d'une nacelle (10) d'aéronef, comportant un échangeur (26) thermique et un conduit de sortie (30) d'air, et la nacelle (10) comportant un carénage (14) avant tubulaire qui comporte une lèvre (20) avant formant bord d'attaque creux qui délimite une chambre (22) annulaire de dégivrage, caractérisé en ce qu'il comporte un conduit d'alimentation en air sous pression (48) qui s'étend depuis une extrémité d'entrée reliée sur une source d'air sous pression, jusqu'à une extrémité de sortie formant buse d'éjection (50) d'air débouchant dans la chambre (22) de dégivrage, et en ce que le conduit de sortie (30) de l'échangeur (26) thermique présente un tronçon de sortie d'air (38) qui est agencé dans la chambre (22) de dégivrage dans une position adaptée pour que la buse d'éjection (50) d'air sous pression forme pompe d'aspiration de l'air dans le conduit de sortie (30) de l'échangeur.

Description

Dispositif de refroidissement pour un turbomoteur d'une nacelle
d'aéronef
L'invention concerne un dispositif de refroidissement de l'huile moteur d'un turbomoteur équipant une nacelle d'aéronef.
Un avion est propulsé par un ou plusieurs ensembles propulsifs comprenant chacun un turbomoteur logé dans une nacelle tubulaire. Chaque ensemble propulsif est rattaché à l'avion par un mât situé généralement sous, ou sur, une aile ou au niveau du fuselage.
On entend par amont ce qui vient avant le point ou élément considéré, dans le sens de l'écoulement de l'air dans un turbomoteur, et par aval ce qu i vient après le point ou élément considéré, dans le sens de l'écoulement de l'air dans le turbomoteur.
Une nacelle présente généralement un carénage avant tubulaire formant entrée d'air en amont du turbomoteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante ou les compresseurs du turbomoteur et son carter, une section arrière pouvant abriter des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer le générateur de gaz du turbomoteur.
La nacelle est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turbomoteur.
Classiquement, l'espace compris entre la nacelle et le turbomoteur s'appelle veine secondaire.
Le carénage avant, ou capot, comporte une paroi externe aérodynamique, une paroi interne de guidage de l'air vers le turbomoteur, et une lèvre avant formant bord d'attaque creux qui relie la paroi interne et la paroi externe et qui délimite une chambre annulaire de dégivrage fermée par une cloison.
De manière générale, le turbomoteur comprend un ensemble d'aubes ou de pales (compresseur et éventuellement soufflante ou hélice non carénée) entraînées en rotation par un générateur de gaz à travers un ensemble de moyens de transmission.
Un système de distribution de lubrifiant est prévu pour refroidir et assurer une bonne lubrification de ces moyens de transmission et de tout autre accessoire comme les générateurs électriques.
Par voie de conséquence, le lubrifiant doit ensuite également être refroidi par un échangeur de chaleur. Pour ce faire, une première méthode connue consiste à refroidir le lubrifiant par circulation à travers un échangeur air / huile utilisant de l'air prélevé dans une veine secondaire (flux dit froid) de la nacelle ou d'un des premiers étages de compresseur.
Le prélèvement et la circulation d'air au travers de cet échangeur perturbe l'écoulement du flux d'air et entraîne une perte de poussée du moteur, ce qui n'est pas souhaitable.
De plus, le prélèvement d'air dans la veine secondaire nécessite généralement un allongement de la longueur de la section médiane de la nacelle.
Il a notamment été calculé que dans le cas d'un moteur à soufflante à réducteur, cela pouvait représenter des pertes équivalentes à 1 % de consommation de carburant.
Une autre solution est apparue dans le cadre des systèmes de dégivrage de la nacelle.
En effet, en vol, selon les conditions de température et d'humidité, de la glace peut se former sur la nacelle, notamment au niveau de la surface externe de la lèvre d'entrée d'air équipant le carénage avant de la nacelle.
La présence de glace ou de givre modifie les propriétés aérodynamiques de l'entrée d'air et perturbe l'acheminement de l'air vers la soufflante. De plus, la formation de givre sur l'entrée d'air de la nacelle et l'ingestion de glace par le moteur en cas de détachement de blocs de glace peuvent endommager le moteur ou la voilure, et présenter un risque pour la sécurité du vol.
Pour pallier cet inconvénient, il est connu de maintenir la surface externe de la lèvre à une température suffisamment élevée pour empêcher l'apparition de givre.
Ainsi, la chaleur du lubrifiant peut être utilisée pour réchauffer les surfaces externes de la lèvre, le lubrifiant étant de ce fait refroidi et en mesure d'être réutilisé dans le circuit de lubrification.
Le document US4782658 décrit la mise en œuvre d'un tel système de dégivrage utilisant la chaleur du lubrifiant moteur.
Plus précisément, le document US4782658 décrit un système de dégivrage utilisant de l'air extérieur prélevé par une écope et réchauffé au travers d'un échangeur air / huile pour servir au dégivrage. Un tel système permet un meilleur contrôle des énergies thermiques échangées.
Mais lorsque l'aéronef équipée de ce type de système est à l'arrêt ou en déplacement à faible vitesse, l'échangeur devient inefficace à cause du débit d'air à travers l'échangeur qui est faible ou nul.
En outre, on connaît le document US-A-4688745 qui décrit et représente un système de dégivrage qui consiste à créer un écoulement d'air forcé dans la chambre annulaire de dégivrage de la lèvre de la nacelle, pour favoriser les échanges thermiques.
A cet effet, le système comporte un conduit d'alimentation en air sous pression qui s'étend depuis une extrémité d'entrée reliée sur une source d'air chaud sous pression, comme un compresseur haute pression du turbomoteur, jusqu'à une extrémité de sortie formant buse d'éjection d'air débouchant dans la chambre de dégivrage.
La buse d'éjection s'étend selon une direction tangentielle à la chambre annulaire, de façon à accélérer la circulation d'air dans la chambre pour favoriser les échanges thermiques entre l'air en mouvement contenu dans la chambre et la lèvre extérieure délimitant la chambre.
Enfin, le document FR-A-2788308 décrit et représente un dispositif de refroidissement d'un réducteur de vitesse de turbomachine.
Ce dispositif comporte principalement un échangeur thermique qui présente u ne entrée raccordée sur un condu it d 'entrée qui alimente l'échangeur en air de refroidissement et une sortie raccordée sur un conduit de sortie qui débouche dans la tuyère de la turbomachine pour évacuer l'air traversant l'échangeur.
Complémentairement, le d ispositif com prend un conduit d'alimentation en air sous pression qui s'étend depuis une extrémité d'entrée reliée sur une source d'air sous pression, comme un compresseur, jusqu'à une extrémité de sortie formant buse d'éjection d'air débouchant dans le conduit de sortie d'air de l'échangeur thermique.
Une telle conception permet d'accélérer la circulation d'air dans le dispositif de refroidissement.
L'invention vise à proposer un dispositif de refroidissement d'un turbomoteur d'une nacelle d'aéronef permettant de refroidir efficacement l'huile moteur lorsque l'aéronef est immobile ou en déplacement à faible vitesse, tout en limitant le nombre de vannes et de conduits du dispositif. Dans ce but, l'invention propose un dispositif de refroidissement pour un turbomoteur d'une nacelle d'aéronef, comportant un échangeur thermique qui présente une entrée raccordée sur un conduit d'entrée qui alimente l'échangeur en air de refroidissement et une sortie raccordée sur un conduit de sortie qu i évacue l 'a ir traversant l'échangeu r, et la nacelle comportant un carénage avant tubulaire qui comporte :
- une paroi externe aérodynamique,
- une paroi interne de guidage de l'air vers le turbomoteur, et
- une lèvre avant formant bord d'attaque creux qui relie la paroi interne et la paroi externe et qui délimite une chambre annulaire de dégivrage fermée par une cloison,
caractérisé en ce qu'il comporte un conduit d'alimentation en air sous pression qui s'étend depuis une extrémité d'entrée reliée sur une source d'air sous pression, jusqu'à une extrémité de sortie formant buse d'éjection d'air débouchant dans la chambre de dégivrage,
et en ce que le conduit de sortie de l'échangeur thermique présente un tronçon de sortie d'air qui est agencé dans la chambre de dégivrage dans une position adaptée pour que la buse d'éjection d'air sous pression forme pompe d'aspiration de l'air dans le conduit de sortie de l'échangeur.
Le dispositif selon l'invention permet notamment de limiter le nombre de vannes et de conduits en utilisant la conduite d'alimentation en air sous pression à double emploi, tout en permettant un fonctionnement efficace de l'échangeur à faible vitesse de déplacement de l'aéronef.
Selon une autre caractéristique, le tronçon de sortie d'air du conduit de sortie de l'échangeur therm ique est agencé à l 'extérieur de la buse d'éjection d'air sous pression.
Cette disposition favorise l'aspiration de l'air contenu dans le conduit de sortie de l'échangeur, le cas échéant.
Dé p l u s , l e d i spositif comporte une vanne d'activation de l'aspiration qui est agencée sur le conduit de sortie d'air de l'échangeur et qui est apte à occuper au moins un état ouvert dans lequel l'air est apte à s'écouler depuis l'échangeur thermique jusqu'à la chambre de dégivrage, et au moins un état fermé dans lequel l'écoulement de l'air est bloqué.
Aussi, le dispositif comporte un conduit anti-retour qui s'étend depuis un orifice d'entrée piqué sur le conduit de sortie d'air de l'échangeur, jusqu'à une bouche de sortie d'air atmosphérique, le conduit anti-retour étant équipé d'un clapet anti-retour qui est conçu pour permettre l'écoulement de l'air de refroidissement entre l'échangeur thermique et l'extérieur et uniquement dans ce sens.
L'ensemble constitué par le clapet et la vanne anti-retour permet l'évacuation de l 'air de refroid issement lorsque la vanne d'activation d'aspiration est fermée.
Selon une autre caractéristique, le dispositif comporte un conduit de décharge qui s'étend depuis la chambre de dégivrage jusqu'à une sortie d'air atmosphérique, et qui est équipé d'une vanne de décharge apte à occuper un état ouvert dans lequel l'air peut s'écouler depuis ladite chambre jusqu'à l'extérieur de la nacelle, et un état fermé dans lequel l'écoulement de l'air est bloqué.
Le conduit de décharge permet de réguler la pression dans la chambre de dégivrage, notamment en faisant chuter la pression dans la chambre pour favoriser l'aspiration d'air dans le conduit de sortie d'air de refroidissement de l'échangeur.
En outre, le conduit d'entrée d'air de l'échangeur thermique comporte une bouche d'entrée d'air formant écope qui est agencée sur la paroi externe du carénage.
Cette caractéristique permet d'alimenter l'échangeur en air de refroidissement lorsque l'aéronef est en vol.
Aussi, le conduit d'alimentation en air sous pression est équipé d'une vanne de régulation apte à occuper un état ouvert dans lequel l'air peut s'écouler depuis la source d'air sous pression, jusqu'à la chambre de dégivrage, et un état fermé dans lequel l'écoulement de l'air est bloqué, ainsi que tout état intermédiaire permettant de faire varier le débit d'air prélevé.
La vanne de régulation permet notamment de réguler la température dans la chambre de dégivrage, et réguler l'aspiration d'air dans le conduit de sortie de l'échangeur en configuration au sol.
De plus, la source d'air sous pression est un compresseur haute pression qui équipe le turbomoteur de la nacelle.
Selon un autre aspect, la chambre de dégivrage présente un étranglement de sa section interne qui est adapté pour accélérer l'air qui traverse l'étranglement, et en ce que l'étranglement est agencé globalement autour du tronçon de sortie d'air du conduit de sortie de l'échangeur pour créer un effet Venturi et favoriser l'écoulement de l'air dans ledit conduit. Enfin, l'invention concerne aussi une nacelle de turbomoteur équipée d'un dispositif de refroidissement selon l'une quelconque des revendications précédentes.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique en section longitudinale, qui illustre un dispositif de refroidissement agencé dans un carénage avant d'une nacelle dans une configuration dite croisière, selon l'invention ;
- la figure 2 est une vue schématique en section longitudinale similaire à celle de la figure 1 , qui illustre le dispositif de la figure 1 dans une configuration dite au sol ;
- la figure 3 est une vue schématique en section longitudinale similaire à celle de la figure 1 , qui illustre le dispositif de la figure 1 dans une configuration dite dégivrage ;
- la figure 4 est une vue schématique partielle en section transversale, qu i illustre l'agencement du tronçon de sortie d'air de refroidissement et de la buse d'éjection d'air sous pression, dans la chambre de dégivrage ;
- la figure 5 est une vue schématique partielle en section transversale similaire à celle de la figure 4, qui illustre l'agencement du tronçon de sortie d'air de refroidissement et de la buse d'éjection d'air sous pression, dans la chambre de dégivrage, selon une variante de réalisation.
Dans la description et les revendications, on utilisera à titre non limitatif les expressions « avant » et « arrière » en référence à la partie gauche et à la partie droite de la nacelle des figures 1 à 3 respectivement.
A noter également que dans la présente demande, les termes « amont » et «aval » doivent s'entendre par rapport à la circulation du flux d'air à l'intérieur de l'ensemble propulsif formé par la nacelle et le turbomoteur, c'est-à-dire de la gauche vers la droite selon les figures 1 à 3.
De plus, pour clarifier la description et les revendications, on adoptera à titre non limitatif la terminologie longitudinal, vertical et transversal en référence au trièdre L, V, T indiqué aux figures, dont l'axe L est parallèle à l'axe A de la nacelle. On a représenté à la figure 1 une partie avant d'une nacelle 10 (représentée partiellement) équipée d'un dispositif 12 de refroidissement d'un lubrifiant du turbomoteur (non représenté) monté dans la nacelle 10.
La nacelle 10 présente un carénage 14 avant tubulaire, ou capot, qui est représenté partiellement à la figure 1 et qui s'étend d'avant en arrière selon un axe A central longitudinal.
Le carénage 14 de la nacelle 10 comporte une paroi externe 16 aérodynamique, une paroi interne 1 8 formant une veine de circulation d'air pour le guidage de l'air vers le turbomoteur, et une lèvre 20 avant formant bord d'attaque creux.
La lèvre 20 forme un bourrelet arrondi qui relie la paroi interne 18 et la paroi externe 16 à l'avant de la nacelle 10, et qui délimite une chambre 22 annulaire de dégivrage fermée par une cloison 24.
La chambre 22 est équipée d'un orifice de sortie 23 atmosphérique débouchant à l'extérieur de la nacelle 10.
Le d ispositif 1 2 de refroidissement comporte un échangeur 26 thermique qui présente une entrée raccordée sur un conduit d'entrée 28 qui alimente l'échangeur 26 en air de refroidissement et une sortie raccordée sur un conduit de sortie 30 qui évacue l'air traversant l'échangeur 26.
L'échangeur 26 est ici du type air / huile, et il est alimenté, d'une part, par le lubrifiant du turbomoteur à refroidir, ici de l'huile, et d'autre part, par de l'air à réchauffer.
L'huile est amenée à l'échangeur 26 par un système de pompage du turbomoteur (non visible) et un conduit de circulation 32 (partiellement représenté) traversant un bras support 34 du turbomoteur et traversant la veine de circulation d'air.
Le conduit d'entrée 28 comporte une bouche d'entrée d'air 36 formant écope qui est agencée sur la paroi externe 16 du carénage 14 et qui est conçue pour permettre l'écoulement de l'air de refroidissement depuis l'extérieur de la nacelle 10, jusqu'à l'échangeur 26.
Le conduit de sortie 30 de l'échangeur 26 présente un tronçon de sortie d'air 38 qui est agencé dans la chambre 22 de dégivrage, le conduit de sortie 30 permettant d'acheminer la chal eu r du lubrifiant dissipée par l'échangeur 26 dans la chambre 22. En référence à la figure 4, le tronçon de sortie d'air 38 forme un coude à 90 degrés qui s'étend globalement tangentiellement à la chambre 22 annulaire, suivant l'axe B.
De façon complémentaire, le conduit de sortie 30 de l'échangeur 26 est équipé d'une vanne 39 d'activation qui est apte à occuper au moins un état ouvert dans lequel l'air est apte à s'écouler depuis l'échangeur 26 jusqu'à la chambre 22 de dégivrage, et au moins un état fermé dans lequel l'écoulement de l'air est bloqué.
De plus, le dispositif 12 de refroidissement comporte un conduit anti-retour 40 qui s'étend depuis un orifice d'entrée 42 piqué sur le conduit de sorti e 30 d e l ' éch a n g e u r 26 , j u sq u ' à u n e bo u ch e d e so rt ie 44 d ' a i r atmosphérique ménagée dans la paroi externe 16 du carénage 14.
Le conduit anti-retour 40 est équipé d'un clapet anti-retour 46 qui est monté mobile entre un état fermé dans lequel il bloque le passage de l'air et un état ouvert dans lequel l'air de refroidissement s'écoule entre l'échangeur 26 et l'extérieur de la nacelle 10.
Selon un autre aspect, le dispositif 12 de refroidissement est équipé d'un conduit d'alimentation en air sous pression, appelé conduit haute pression 48 par la suite.
Le conduit haute pression 48 s'étend depuis une extrémité d'entrée
(non représentée) reliée sur un compresseur (non représenté) du turbomoteur, formant source d'air sous pression, jusqu'à une extrémité de sortie formant buse d'éjection d'air 50 débouchant dans la chambre 22 de dégivrage.
De même, le conduit haute pression 48 est équipé d'une vanne de régulation 52 apte à occuper un état ouvert dans lequel l'air peut s'écouler depuis la source d'air sous pression jusqu'à la chambre 22 de dégivrage, et un état fermé dans lequel l'écoulement de l'air est bloqué.
Comme on peut le voir en détail à la figure 4, le tronçon de sortie d'air 38 d u conduit de sortie 30 d'air de l'échangeur 26 est agencé dans la chambre 22 de dégivrage dans une position adaptée pour que la buse d'éjection d'air 50 sous pression forme pompe d'aspiration de l'air dans le conduit de sortie 30 de l'échangeur 26.
Plus particulièrement, le tronçon de sortie d'air 38 du conduit de sortie 30 de l'échangeur 26 est agencé à l'intérieur de la buse d'éjection d'air 50 sous pression, de façon coaxiale à la buse d'éjection d'air 50, suivant l'axe B. Un tel agencement permet de former une dépression dans le tronçon de sortie d 'air 38 d u cond u it de sortie 30 de l 'échangeu r 26 en accélérant l'écoulement de l'air au moyen de la buse d'éjection d'air 50 sous pression.
Avantageusement, cette caractéristique assure un fonctionnement efficace de l'échangeur 26 en permettant à l'air de refroidissement de traverser l'échangeur 26, par aspiration à travers le conduit de sortie 30 associé, même lorsque l'aéronef présente une vitesse faible ou nulle.
De plus, le dispositif 12 de refroidissement comporte un conduit de décharge 54 qui s'étend depuis la chambre 22 de dégivrage, jusqu'à une sortie d'air atmosphérique 56 ménagée dans la paroi externe 16 du carénage 14.
Le conduit de décharge 54 est équipé d'une vanne de décharge 58 apte à occuper un état ouvert dans lequel l'air peut s'écouler depuis la chambre 22 j u sq u 'à l ' extérieu r d e l a n acel l e 1 0 , et u n état fermé dans lequel l'écoulement de l'air est bloqué.
Selon une variante de réalisation représentée à la figure 5, la chambre 22 de dégivrage présente un étranglement 60 de sa section interne qui est agencé globalement autour du tronçon de sortie d'air 38 du conduit de sortie d'air 30 de l'échangeur 26.
Selon cette variante, l 'étranglement crée u n effet Venturi par accélération de l'air qui s'écoule dans la chambre 22 et favorise l'écoulement de l'air dans le conduit de sortie d'air 30 par aspiration.
Le dispositif 12 de refroidissement selon l'invention est conçu pour fonctionner selon d ifférentes configurations, décrites ci-dessous à titre d'exemples de fonctionnement non limitatifs.
Dans une configuration dite croisière représentée à la figure 1 , dans laquelle l'aéronef est supposé en vol, la vanne de décharge 58, la vanne d'activation 39 et la vanne de régulation 52 sont fermées, seul le clapet antiretour 46 est ouvert.
Ainsi, en configuration croisière, l'air frais extérieur s'écoule successivement à travers le conduit d'entrée 28 de l'échangeur 26, l'échangeur 26, le conduit de sortie 30 de l'échangeur 26, le condu it anti-retour 40 et la bouche de sortie d'air 44.
L'écoulement de l'air permet ici de refroidir efficacement le lubrifiant au moyen de l'échangeur 26. Dans une configuration dite de dégivrage représentée à la figure 3, dans laquelle l'aéronef est supposé en vol, la vanne de décharge 58 et la vanne d'activation 39 sont fermées, et le clapet anti-retour 46 et la vanne de régulation 52 sont ouverts.
Selon cette configuration dégivrage, l'air frais extérieur s'écoule à travers l'échangeur 26 en étant évacué par le conduit anti-retour 40, comme en mode croisière.
De plus, de l'air chaud provenant du compresseur est injecté dans la chambre 22 de dégivrage par le conduit haute pression 48, pour favoriser le dégivrage de la lèvre 20 de la nacelle 10.
L'air sous pression injecté par le conduit haute pression 48 s'échappe de la chambre 22 à travers l'orifice de sortie 23 prévu à cet effet.
Enfin, dans un mode dit au sol représenté à la figure 2, dans lequel l'aéronef est supposé être au sol en déplacement à faible vitesse ou vitesse nulle, la vanne de décharge 58, la vanne de régulation 52 et la vanne d'activation 39 sont ouvertes, et le clapet anti-retour 46 est fermé.
Selon cette configuration au sol, de l'air sous pression provenant du compresseur est injecté dans la chambre 22 de dégivrage par le conduit haute pression 48, de sorte que la buse d'éjection d'air 50 sous pression forme pompe d'aspiration de l'air dans le conduit de sortie 30 de l'échangeur 26.
Ainsi, dans la configuration au sol, de l'air frais traverse l'échangeur 26 alors même que l'aéronef est en déplacement à faible vitesse ou vitesse nulle.
Toujours en configuration au sol, la vanne de décharge 58 est ouverte pour faire chuter la pression dans la chambre 22, dans le but d'éviter un retour de l'air chaud depu is la chambre 22, jusqu'à l'échangeur 26 via le conduit de sortie 30 de l'échangeur 26.
Le pilotage des van nes 39 , 52 , 58 et d u c l a pet 40 d écrits précédemment est effectué par un dispositif de pilotage et de commande non représenté. Le clapet peut, alternativement, opérer de manière passive par différence de pression, et empêche ainsi l'écoulement de l'air dans le sens de la bouche de sortie 44 vers le conduit de sortie 30.
On peut noter que plusieurs vannes peuvent être pilotées par un même organe de commande. En effet, la vanne de décharge 58 et la vanne d'activation 39 de l'aspiration sont ouvertes en même temps, alors que le clapet anti-retour 40 est fermé simultanément, et vice versa.
Enfin, en cas de défaillance d'une des vannes de l'ensemble, il est possible de mettre à disposition l'aéronef, c'est-à-dire de lui permettre de voler, avec la vanne de régulation 52 forcée ouverte, la régulation de la température dans la chambre 22 de dég ivrage peut être réal isée par la van ne de décharge 58.
Avantageusement, l'invention propose un dispositif 12 de refroidissement qui permet de dégivrer la lèvre 20 de la nacelle 10 et de refroidir efficacement le lubrifiant du turbomoteur même dans une configuration au sol à faible vitesse ou vitesse nulle, en limitant le nombre de vannes et de conduits nécessaires à la circulation de l'air.
En effet, le conduit haute pression 48 offre ici une double fonction, à savoir une fonction de dégivrage par injection d'air chaud sous pression dans la chambre 22 de dégivrage de la lèvre 20, et une fonction d'aspiration de l'air dans le conduit de sortie 30 de l'échangeur 26.
Cette caractéristique permet notamment un gain de masse, de fiabilité et de maintenance du dispositif 12 selon l'invention, ainsi qu'un gain de consommation par rapport à un dispositif de refroidissement qui puise l'air de refroidissement dans la veine secondaire.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Dispositif (12) de refroidissement pour un turbomoteur d'aéronef, comportant un échangeur (26) thermique qui présente une entrée raccordée su r un condu it d'entrée (28) qui alimente l'échangeur (26) en air de refroidissement et une sortie raccordée sur un conduit de sortie (30) qui évacue l'air traversant l'échangeur (26), et la nacelle (10) comportant un carénage (14) avant tubulaire qui comporte :
- une paroi externe (16) aérodynamique,
- une paroi interne (18) de guidage de l'air vers le turbomoteur, et
- une lèvre (20) avant formant bord d'attaque creux qui relie la paroi interne (18) et la paroi externe (16) et qui délimite une chambre (22) annulaire de dégivrage fermée par une cloison (24),
caractérisé en ce qu'il comporte un conduit d'alimentation en air sous pression (48) qui s'étend depuis une extrémité d'entrée reliée sur une source d'air sous pression, jusqu'à une extrémité de sortie formant buse d'éjection (50) d'air débouchant dans la chambre (22) de dégivrage,
et en ce que le conduit de sortie (30) de l'échangeur (26) thermique présente un tronçon de sortie d'air (38) qui est agencé dans la chambre (22) de dégivrage dans une position adaptée pour que la buse d'éjection (50) d'air sous pression forme pompe d'aspiration de l'air dans le conduit de sortie (30) de l'échangeur.
2. Dispositif (12) de refroidissement selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le tronçon de sortie d'air (38) du conduit de sortie (30) de l'échangeur (26) thermique est agencé à l'extérieur de la buse d'éjection d'air (50) sous pression.
3. Dispositif (12) de refroidissement selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte une vanne d'activation (39) de l'aspiration qui est agencée sur le conduit de sortie (30) d'air de l'échangeur (26) et qui est apte à occuper au moins un état ouvert dans lequel l'air est apte à s'écouler depuis l'échangeur (26) thermique jusqu'à la chambre (22) de dégivrage, et au moins un état fermé dans lequel l'écoulement de l'air est bloqué.
4. Dispositif (12) de refroidissement selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte un conduit antiretour (40) qui s'étend depuis un orifice d'entrée (42) piqué sur le conduit de sortie (30) d'air de l'échangeur (26), jusqu'à une bouche de sortie (44) d'air atmosphérique, le conduit anti-retour (40) étant équipé d'un clapet anti-retour (46) qui est conçu pour permettre l'écoulement de l'air de refroidissement entre l'échangeur (26) thermique et l'extérieur et uniquement dans ce sens.
5. Dispositif (12) de refroidissement selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte un conduit de décharge (54) qui s'étend depuis la chambre (22) de dégivrage jusqu'à une sortie d'air (56) atmosphérique, et qui est équipé d'une vanne de décharge (58) apte à occuper un état ouvert dans lequel l'air peut s'écouler depuis ladite chambre (22) jusqu'à l'extérieur de la nacelle (10), et un état fermé dans lequel l'écoulement de l'air est bloqué.
6. Dispositif (12) de refroidissement selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le conduit d'entrée (28) d'air de l'échangeur (26) thermique comporte une bouche d'entrée (36) d'air formant écope qui est agencée sur la paroi externe (16) du carénage (14).
7. Dispositif (12) de refroidissement selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le conduit d'alimentation en air sous pression (48) est équ ipé d'une vanne de régulation (52) apte à occuper un état ouvert dans lequel l'air peut s'écouler depuis la source d'air sous pression, jusqu'à la chambre (22) de dégivrage, et un état fermé dans lequel l'écoulement de l'air est bloqué.
8. Dispositif (12) de refroidissement selon l'une quelconque des revend ications précédentes, caractérisé en ce que la source d'air sous pression est un compresseur haute pression qui équipe le turbomoteur de la nacelle (10).
9. Dispositif (12) de refroidissement selon l'une quelconque des revend ications précédentes, caractérisé en ce que la chambre (22) de dégivrage présente un étranglement (60) de sa section interne qui est adapté pour accélérer l'air qui traverse l'étranglement (60), et en ce que l'étranglement (60) est agencé globalement autour du tronçon de sortie (38) d'air du conduit de sortie (30) de l'échangeur (26) pour créer un effet Venturi et favoriser l'écoulement de l'air dans ledit conduit (30).
10. Nacelle (10) de turbomoteur équipée d'un dispositif (12) de refroidissement selon l'une quelconque des revendications précédentes.
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CA2904311A CA2904311C (fr) 2013-03-26 2014-03-26 Dispositif de refroidissement pour un turbomoteur d'une nacelle d'aeronef
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3032045A1 (fr) * 2014-12-08 2016-06-15 United Technologies Corporation Système antigivrage de nacelle de moteur à turbine à gaz
US10167085B2 (en) 2016-01-27 2019-01-01 General Electric Company Nozzle and vane system for nacelle anti-icing
US10513978B2 (en) 2016-05-02 2019-12-24 General Electric Company Directed flow nozzle swirl enhancer
EP3657001A1 (fr) * 2018-11-22 2020-05-27 Airbus Operations (S.A.S.) Turbomachine equipee d'un systeme de degivrage de l'entree d'air

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10087777B2 (en) * 2016-04-29 2018-10-02 Hamilton Sundstrand Corporation Lubricant cooling systems for high speed turbomachines
GB201705802D0 (en) * 2017-04-11 2017-05-24 Rolls Royce Plc Inlet duct
US11292604B2 (en) * 2017-10-23 2022-04-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated heat management for hybrid propulsion
US11035295B2 (en) * 2018-04-18 2021-06-15 Lockheed Martin Corporation Engine nacelle heat exchanger
FR3092620B1 (fr) * 2019-02-08 2021-03-05 Safran Nacelles Entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef comportant des ouvertures de ventilation d’un flux d’air chaud de dégivrage
FR3092619B1 (fr) 2019-02-08 2021-03-19 Safran Nacelles Entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef comportant des ouvertures de ventilation d’un flux d’air chaud de dégivrage
FR3092618B1 (fr) 2019-02-08 2021-02-19 Safran Nacelles Entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef comportant des ouvertures de ventilation d’un flux d’air chaud de dégivrage
US11384687B2 (en) * 2019-04-04 2022-07-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Anti-icing system for gas turbine engine
US11167855B2 (en) 2019-04-30 2021-11-09 Rohr, Inc. Method and apparatus for aircraft anti-icing
US11279491B2 (en) 2019-04-30 2022-03-22 Rohr, Inc. Method and apparatus for aircraft anti-icing
US11465758B2 (en) 2019-04-30 2022-10-11 Rohr, Inc. Method and apparatus for aircraft anti-icing
US11655768B2 (en) 2021-07-26 2023-05-23 General Electric Company High fan up speed engine
US11739689B2 (en) 2021-08-23 2023-08-29 General Electric Company Ice reduction mechanism for turbofan engine
US11767790B2 (en) 2021-08-23 2023-09-26 General Electric Company Object direction mechanism for turbofan engine
US11480063B1 (en) 2021-09-27 2022-10-25 General Electric Company Gas turbine engine with inlet pre-swirl features
US20230212956A1 (en) * 2022-01-03 2023-07-06 Honeywell International Inc. System and method to increase the temperature of oil used to anti-ice a gas turbine propulsion engine
US12116929B2 (en) 2022-01-19 2024-10-15 General Electric Company Bleed flow assembly for a gas turbine engine
US11788465B2 (en) 2022-01-19 2023-10-17 General Electric Company Bleed flow assembly for a gas turbine engine
US20230265862A1 (en) 2022-02-21 2023-08-24 General Electric Company Turbofan engine having angled inlet pre-swirl vanes
US11808281B2 (en) 2022-03-04 2023-11-07 General Electric Company Gas turbine engine with variable pitch inlet pre-swirl features
US11725526B1 (en) 2022-03-08 2023-08-15 General Electric Company Turbofan engine having nacelle with non-annular inlet
CN115234374B (zh) * 2022-07-26 2025-06-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构
WO2025071868A1 (fr) 2023-09-30 2025-04-03 Archer Aviation Inc. Systèmes et procédés de gestion d'accrétions de glace pendant le vol d'un aéronef
US12209557B1 (en) 2023-11-30 2025-01-28 General Electric Company Gas turbine engine with forward swept outlet guide vanes
US12385430B2 (en) 2023-11-30 2025-08-12 General Electric Company Gas turbine engine with forward swept outlet guide vanes
US12228037B1 (en) 2023-12-04 2025-02-18 General Electric Company Guide vane assembly with fixed and variable pitch inlet guide vanes
US12313021B1 (en) 2024-03-14 2025-05-27 General Electric Company Outer nacelle with inlet guide vanes and acoustic treatment
FR3160395A1 (fr) 2024-03-22 2025-09-26 Airbus Operations (S.A.S.) Lèvre d’entrée d’air de nacelle de moteur d’aéronef pourvue d’un dispositif d’obturation passif de dispositif d’échappement
US12535036B2 (en) 2024-07-08 2026-01-27 Rtx Corporation Engine-integrated heat exchanger

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4688745A (en) 1986-01-24 1987-08-25 Rohr Industries, Inc. Swirl anti-ice system
US4782658A (en) 1987-05-07 1988-11-08 Rolls-Royce Plc Deicing of a geared gas turbine engine
US5088277A (en) * 1988-10-03 1992-02-18 General Electric Company Aircraft engine inlet cowl anti-icing system
FR2788308A1 (fr) 1999-01-07 2000-07-13 Snecma Dispositif de refroidissement d'un reducteur de vitesse de turbomachine
US20020179773A1 (en) * 1999-11-23 2002-12-05 Breer Marlin D. Method and apparatus for aircraft inlet ice protection

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2507044A (en) * 1943-09-20 1950-05-09 Curtiss Wright Corp Deicing system for aircraft
US3749336A (en) * 1972-03-10 1973-07-31 Midland Ross Corp Aircraft anti-icing apparatus
US4976397A (en) * 1984-12-31 1990-12-11 The Boeing Company Anti-icing system for aircraft
FR2771776B1 (fr) * 1997-12-02 2000-01-28 Aerospatiale Dispositif d'evacuation d'air chaud pour capot d'entree d'air de moteur a reaction, a circuit de degivrage

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4688745A (en) 1986-01-24 1987-08-25 Rohr Industries, Inc. Swirl anti-ice system
US4782658A (en) 1987-05-07 1988-11-08 Rolls-Royce Plc Deicing of a geared gas turbine engine
GB2204361A (en) * 1987-05-07 1988-11-09 Rolls Royce Plc Deicing of a geared gas turbine engine
US5088277A (en) * 1988-10-03 1992-02-18 General Electric Company Aircraft engine inlet cowl anti-icing system
FR2788308A1 (fr) 1999-01-07 2000-07-13 Snecma Dispositif de refroidissement d'un reducteur de vitesse de turbomachine
US20020179773A1 (en) * 1999-11-23 2002-12-05 Breer Marlin D. Method and apparatus for aircraft inlet ice protection

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3032045A1 (fr) * 2014-12-08 2016-06-15 United Technologies Corporation Système antigivrage de nacelle de moteur à turbine à gaz
US10167085B2 (en) 2016-01-27 2019-01-01 General Electric Company Nozzle and vane system for nacelle anti-icing
US10513978B2 (en) 2016-05-02 2019-12-24 General Electric Company Directed flow nozzle swirl enhancer
EP3657001A1 (fr) * 2018-11-22 2020-05-27 Airbus Operations (S.A.S.) Turbomachine equipee d'un systeme de degivrage de l'entree d'air
FR3088961A1 (fr) * 2018-11-22 2020-05-29 Airbus Operations (S.A.S.) Turbomachine équipée d’un système de dégivrage de l’entrée d’air.
US11220958B2 (en) 2018-11-22 2022-01-11 Airbus Operations Sas Turbomachine having an air intake de-icing system

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