An assembly (54) is provided for an aircraft propulsion system (20). This assembly (54) includes a nacelle inlet structure (34) and a nozzle (122). The nacelle inlet structure (34) extends circumferentially about an axial centerline (28). The nacelle inlet structure (34) includes an inlet lip (60), a bulkhead (64) and an internal cavity (90) formed by and axially between the inlet lip (60) and the bulkhead (64). The nozzle (122) is configured to direct gas into the internal cavity (90) axially towards the bulkhead (64).


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    Titel :

    THERMAL ANTI-ICING SYSTEM FOR AN AIRCRAFT PROPULSION SYSTEM


    Weitere Titelangaben:

    THERMISCHES ENTEISUNGSSYSTEM FÜR EIN FLUGZEUGANTRIEBSSYSTEM
    SYSTÈME D'ANTIGIVRAGE THERMIQUE POUR SYSTÈME DE PROPULSION D'AÉRONEF


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    2024-03-06


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Englisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS



    THERMAL ANTI-ICING SYSTEM FOR AN AIRCRAFT PROPULSION SYSTEM

    NAYAK PRAMODAKUMAR / SAYA ASHOK BABU | Europäisches Patentamt | 2024

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    BELLEVILLE FRANCOIS | Europäisches Patentamt | 2024

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    PROPULSION SYSTEM, ANTI-ICING METHOD OF ROTOR AND AIRCRAFT

    KOTANI KAZUAKI | Europäisches Patentamt | 2022

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