The present invention relates to a nacelle for an aircraft turbojet engine, comprising: an air inlet (107), comprising a leading edge of the nacelle extended forwards by an inner wall and by an outer wall of the air inlet; a fan cowling (113) defining, in a closed position, aerodynamic continuity with the outer wall of the nacelle, intended for surrounding a turbojet engine fan cowling. The nacelle according to the invention is characterised in that the air inlet (107) is designed to define at least one portion (129) of the fan cowling. The invention likewise relates to a propulsion assembly comprising a nacelle according to the invention and a turbojet engine.

    La présente invention concerne une nacelle pour turboréacteur d'aéronef, comprenant: -une entrée d'air (107), comprenant un bord d'attaque de la nacelle prolongé en aval par une paroi interne et par une paroi externe de l'entrée d'air, -un capot de soufflante (113), définissant dans une position fermée une continuité aérodynamique avec la paroi externe de la nacelle, destiné à entourer un carter de soufflante d'un turboréacteur. La nacelle selon l'invention est remarquable en ce que l'entrée d'air (107) est conçue pour définir au moins une portion (129) du capot de soufflante. L'invention se rapporte également à un ensemble propulsif comprenant une nacelle selon l'invention et un turboréacteur.


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    Titel :

    NACELLE POUR TURBORÉACTEUR D'AÉRONEF, À ENTRÉE D'AIR ET CAPOT DE SOUFFLANTE HYBRIDES


    Weitere Titelangaben:

    AIRCRAFT TURBOJET ENGINE NACELLE, WITH HYBRID AIR INLET AND FAN COWLING


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    2018-03-08


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Französisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT



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