Gas turbine helicopter engine soundproofing device and the...

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B - Operations, Transporting

64

D

B64D 33/02 (2006.01) F02C 7/045 (2006.01)

Patent

CA 2602179

Dans un moteur d'hélicoptère à turbine à gaz, des lèvres (30, 32) délimitant une entrée d'air (34) se raccordent le long d'une ouverture à l'extrémité amont d'un passage d'alimentation en air du compresseur du moteur. Les lèvres d'entrée d'air sont au moins partiellement formées par un atténuateur acoustique (40, 42) propre à atténuer des fréquences sonores produites par la rotation du compresseur.

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