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NTIS 바로가기국가/구분 | United States(US) Patent 등록 |
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국제특허분류(IPC7판) |
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출원번호 | US-0567222 (1995-12-05) |
우선권정보 | GB-0024495 (1995-12-05) |
발명자 / 주소 |
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출원인 / 주소 |
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대리인 / 주소 |
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인용정보 | 피인용 횟수 : 51 인용 특허 : 9 |
Boundary layer separation at the boundary surface of an intake duct (18) of a turbofan aeroengine nacelle (12) at conditions of high incidence and high engine mass flow arises from shockwave induced pressure gradients in the boundary layer. To control separation, gaseous fluid is withdrawn from a hi
[ What is claimed is:] [1.] An aeroengine nacelle structure including an intake duct, comprisinga lipskin defining an intake throat leading into the intake duct and including a noise attenuation panel having a facing component part with a front face which forms a boundary surface of the intake duct
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