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.

    Un système antigivrage pour une nacelle de moteur daéronef. La nacelle comporte une lèvre dentrée qui définit un bord avant de la nacelle et présente également une cavité de forme annulaire adjacente et délimitée en partie par une surface intérieure de la lèvre dentrée. Un système antigivrage est situé dans la cavité et comprend un collecteur ayant une forme transversale qui épouse la surface intérieure de la lèvre dentrée. Une paroi du collecteur est orientée vers la surface intérieure de la lèvre dentrée et de lair est dirigé vers le collecteur afin de provoquer le chauffage de la lèvre dentrée par lintermédiaire de la paroi du collecteur.


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    Titel :

    TURBOMACHINE NACELLE AND ANTI-ICING SYSTEM AND METHOD THEREFOR


    Weitere Titelangaben:

    NACELLE DE TURBOMACHINE ET SYSTEME D'ANTIGIVRAGEE ET METHODE D'UTILISATION


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    09.01.2018


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Englisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT



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