A nacelle for a gas turbine engine having a longitudinal centre line. The nacelle includes an air intake disposed at an upstream end of the nacelle. The air intake includes, in flow series, an intake lip, a throat and a diffuser. The diffuser further includes a diffuser angle (θdiff), indicating a degree of divergence of the diffuser relative to the longitudinal centre line. The diffuser angle (θdiff) is from about 0 degrees to about 12 degrees.


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    Titel :

    Nacelle for gas turbine engine


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    16.08.2022


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Englisch


    Klassifikation :

    IPC:    F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / F02K JET-PROPULSION PLANTS , Strahltriebwerke



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