Une entrée d’air (1) d’ensemble propulsif d’aéronef (8) s’étendant selon un axe longitudinal (X) et comprenant une turbomachine (7) comprenant une veine primaire (4) et une veine secondaire (5) pour guider respectivement un flux d’air primaire (F1) et un flux d’air secondaire lors d’une poussée, et des moyens d’inversion de poussée pour modifier le flux d’air secondaire en un flux d’air inverse (F-INV) lors d’une inversion de poussée (B), l’entrée d’air (1) comprenant une enveloppe externe périphérique (11) comportant, dans chaque plan radial à l’axe (X), un point de courbure maximale (P) pour décoller le flux d’air inverse (F-INV), un cercle osculateur comportant un rayon de courbure étant défini en chacun des points de courbure maximale (P), la valeur moyenne (Rmoy) des rayons de courbure vérifiant : Rmoy < 0,028 * R3, avec (R3) le rayon intérieur de l’entrée d’air (1). Figure de l’abrégé : Figure 2B
An air intake for an aircraft propulsion assembly extending along a longitudinal axis and including a turbine engine that includes a primary flow path and a secondary flow path for respectively guiding a primary air flow and a secondary air flow during a thrust, and thrust reversal for changing the secondary airflow into a reverse airflow during a thrust reversal. The air intake including a peripheral external enclosure including, in each plane radial to the axis, a point of maximum curvature for detaching the reverse airflow, an osculating circle defining a radius of curvature that is defined at each of the points of maximum curvature. The average value of the radii of curvature being less than a product of 0.028 times an internal radius of the air intake at the fan.
Entrée d’air de nacelle d’ensemble propulsif d’aéronef pour favoriser une phase d’inversion de poussée
28.04.2023
Patent
Elektronische Ressource
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