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국가/구분 | United States(US) Patent 등록 |
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국제특허분류(IPC7판) | B64D-033/02 |
미국특허분류(USC) | 137/151 ; 137/152 ; ; 60/39092 ; 244/53 ; B |
출원번호 | US-0020015 (1993-03-02) |
발명자 / 주소 | |
출원인 / 주소 | |
인용정보 | 피인용 횟수 : 38 인용 특허 : 7 |
A turbine engine inlet system includes a duct 14 to deliver air to the engine, inlet lips 16 and 52 to smooth the entry of air flowing into the duct, a screen 50 between the lips 52 and 16 for passage of inlet air, a forward inlet section 18 submerged within the aircraft skin contour to provide a degree of ram recovery to the duct, and a movable air deflector 20 which is positionable in a retracted position during normal flight, is extendable outward to a second position substantially flush with the screen 50 for maximum protection against foreign object...
A turbine engine inlet for an aircraft having a skin contour, comprising: a duct for directing air to the aircraft engine, the duct having an inlet face which protrudes relatively outward of the portion of the aircraft skin contour which is immediately forward of the duct face, the duct inlet face having an outer edge and an inner edge; a first inlet lip formed in the aircraft surface over said outer edge of said inlet face; a screen extending forwardly from the first inlet lip and including a second inlet lip at the forward end thereof; a forward sectio...