CN102859582A - 采用介质阻挡放电装置处理飞机涡轮发动机排气口所释放声波的方法和装有这种装置的飞机 - Google Patents

采用介质阻挡放电装置处理飞机涡轮发动机排气口所释放声波的方法和装有这种装置的飞机 Download PDF

Info

Publication number
CN102859582A
CN102859582A CN2011800206545A CN201180020654A CN102859582A CN 102859582 A CN102859582 A CN 102859582A CN 2011800206545 A CN2011800206545 A CN 2011800206545A CN 201180020654 A CN201180020654 A CN 201180020654A CN 102859582 A CN102859582 A CN 102859582A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
discharge device
barrier discharge
wing
dielectric barrier
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN2011800206545A
Other languages
English (en)
Inventor
亚历山大·阿尔佛雷德·加斯顿·威列敏
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN102859582A publication Critical patent/CN102859582A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/40—Sound or heat insulation, e.g. using insulation blankets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/005—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by other means not covered by groups B64C23/02 - B64C23/08, e.g. by electric charges, magnetic panels, piezoelectric elements, static charges or ultrasounds
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • B64D33/06—Silencing exhaust or propulsion jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2220/00—Active noise reduction systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/12—Boundary layer controls by using electromagnetic tiles, fluid ionizers, static charges or plasma
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/14—Boundary layer controls achieving noise reductions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)
  • Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Electrical Discharge Machining, Electrochemical Machining, And Combined Machining (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

一种处理飞机涡轮发动机(1)排气口处所释放声波的方法，所述飞机装有一种介质阻挡放电装置(4)，按照这种方法，所述装置(4)工作时可沿声波方向释放电风，从而衰减声波。另外，本发明还涉及装有这种介质阻挡放电装置(4)的飞机。

Description

采用介质阻挡放电装置处理飞机涡轮发动机排气口所释放声波的方法和装有这种装置的飞机
技术领域
本发明领域为民用航空学，特别是飞机噪声的产生。
背景技术
众所周知，民用飞机特别是在起飞时所产生的噪音，非常令人烦扰，为了尽力降低这种噪声，人们已经设想了许多改进措施。这种噪声的其中一个主要来源是起飞阶段发动机全功率运行时所产生的喷气。显然，人们已经进行了许多重要的工作，来尽力降低喷气发动机的噪声，诸如，喷管采用锯齿形状的人字形结构(sawtooth-shaped herringbones)，用作喷气发动机主气流的热燃气喷管，或者用作所谓的冷气体的喷管，冷气体来自发动机的副气流。
为了限制机场附近居民所承受的这种令人烦扰的噪声，已经提出了非常严格的标准，在不同距离和相对于跑道的各个方向上，限制飞机周围各个点上的感知噪声。
就可允许最大噪声而言，飞机设计师为获得飞机的适航证明，必须遵守的其中一个特别关键的地方是在距离起飞跑道450米处相对于飞机的侧向位置。外挂架的使用，也就是说，将发动机连接到机翼上的支撑架，会在喷气时局部产生很高的气流扰动，结果，明显增加了发动机的侧向噪声。对于外挂架明显伸出喷气平面之外的布局来讲，这种现象特别严重，而这种布局在当前的民用飞机上非常普遍。
风洞内实体模型上进行的许多计算或测量结果清楚地表明，沿外挂架循环气流和外挂架本身之间相互作用会大大增加扰动级，进而引起噪声级的增加。另外，人们还可注意径向围绕外挂架的喷气角度扩展的重要改进，从而调整沿机翼方向外挂架周围发动机喷气方向。
此外，所获得的经验表明，外挂架的使用，除了会对传统喷气方案声级的增加产生影响外，还会大大降低为减小排气噪声而设置的其它装置的效能，诸如人字形架或布置在喷管上的混合器。
就声学来讲，外挂架的使用会导致适航证明侧向点上喷射噪声的增加，根据所考虑的工作循环周期、外挂架尺寸和喷气几何特性，该喷射噪声范围在2到3.5EPNdB(有效感觉噪声分贝)之间。这些扰动构成了小的漩涡结构，这些漩涡结构会扩大，以低频辐射到涡轮发动机外部而产生噪声。
降低喷气噪声一直是驾驶人员所关注的事情，大家都非常重视降低源处的噪声，即，通过对外挂架周围局部涡旋气流采取措施。看来，在喷管外围上使用微喷的人字形结构来降低噪声最终将是十分重要的。
发明内容
为了消除至少部分上述缺陷，本发明涉及到一种处理飞机涡轮发动机排气口所释放的声波的方法，所述飞机装有一种介质阻挡放电装置，根据该方法，所述装置可沿声波方向来释放电风(electric wind)，从而对声波进行衰减。
根据本发明方法，通过介质阻挡放电装置来监控电风的释放。所释放的电风与发动机声波相互作用，从而对声波进行衰减。介质阻挡放电装置的优点是能够有效地得到控制，从而调节来自涡轮发动机的噪声，所述装置在起飞时接通，在飞行期间断开。
介质阻挡放电装置在启用时本身会引起环境空气离子化，在库仑力的作用下，通过运动量值传递(movement quantity transfer)而引导气流。这种气流称之为电风。
声波与飞机接触而构成漩涡结构，电风与该漩涡结构相互作用，电风防止漩涡结构扩大并产生具有喷气噪声特征的低频噪声。
对于经由外挂架安装在机翼上的发动机来讲，介质阻挡放电装置改善了与外挂架接触时的喷流剪切层，与此同时，衰减了涡轮发动机所释放声波的幅度。
本发明还涉及到一种飞机，这种飞机装有至少一个在排气口释放声波的涡轮发动机，和介质阻挡放电装置，采用这样方案，可沿声波方向来释放电风，从而对声波进行衰减。
优选地，介质阻挡放电装置实际上位于涡轮发动机的下游。这样，可方便地直接衰减来自发动机的声波。
依然优选地，所述涡轮发动机包括主喷气段和副喷气段，所述介质阻挡放电装置实际上位于副喷气段的下游。与外挂架相关的声波从而会被有效衰减。
优选地，介质阻挡放电装置包括第一高压电极和接地的第二电极，二者通过电介质隔开。
根据本发明的一个方面，所述飞机包括至少一个机翼，所述介质阻挡放电装置安装在所述机翼上。为此，所述装置可使布置在所述机翼上的涡轮发动机的声波得以衰减。所述衰减在噪声源附近进行，降低该噪声是非常重要的。优选地，所述装置安装在发动机的下游。
优选地，所述机翼包括较高表面和较低表面，所述机翼包括将涡轮发动机连接到所述机翼上的紧固装置，该紧固装置位于其中一个所述表面上，所述介质阻挡放电装置安装在所述紧固装置所位于的机翼的所述表面上。介质阻挡放电装置面对涡轮发动机安装，从而在噪声源附近直接衰减声波。当发动机所释放的声波与机翼该表面接触时，介质阻挡放电装置会释放电风，该电风衰减所述声波的幅度。
依然优选地，所述介质阻挡放电装置安装在所述机翼内，这样，该机翼的外表面是连续的。有利的是，介质阻挡放电装置的安装不会改变机翼的尺寸，因而仍保持其气动力特性。
根据本发明的另一个方面，所述飞机包括至少一个机翼和一个将涡轮发动机连接到所述机翼上的外挂架，所述介质阻挡放电装置安装在所述外挂架上。
附图说明
通过阅读如下参照附图给出的说明，本发明的其它特性和优点会显现出来，所述附图给出的为非限定性示例，附图如下：
图1为根据本发明的飞机的透视图，其中，介质阻挡放电装置安装在机翼较下表面内。
图2为根据本发明的介质阻挡放电装置的剖面示意他。
图3为根据本发明的飞机一个机翼的剖面示意图，其中，介质阻挡放电装置安装在飞机机翼下表面内。
具体实施方式
图1示出了双路式涡轮发动机1，在这种发动机中，主气流(或称热气流)和副气流(或称冷气流)都是在涡轮发动机排气口排出。特别是，涡轮发动机1包括副气流11外整流罩、主气流12外整流罩和排气锥体13。后者与主气流12外整流罩一起限定了主气流喷管区域。副气流喷管布置在副气流11外整流罩和主气流12外整流罩之间，向副喷管开口。
涡轮发动机1通过支撑外挂架2与飞机机翼3构成一个整体，外挂架用来吊挂涡轮发动机1，此处所示为机体整铸式发动机。参照图1，这种外挂架根据涡轮发动机轴线从上向下纵向延伸，包括固定到飞机机翼3上的上部和固定到涡轮发动机1上的下部，所述固定到飞机上的部分位于所述固定到涡轮发动机部分的下游。
如图1所示，涡轮发动机1安装在飞机机翼3上游，外挂架2上部下表面包括涡轮发动机固定装置，即所属领域技术人员所知晓的接头和连接杆形式的固定装置。同样，外挂架2下游部分的上表面包括机翼3的固定装置，也是所属领域人员所熟知的接头和连接杆形式的固定装置。
根据本发明，飞机机翼3带有介质阻挡放电装置4，采用这种布局时，可释放电风，从而衰减声波。
例如，参照图2，介质阻挡放电装置4整体设计，呈长方形平板的形式，包括第一高压电极41和第二电极42，此处所示第二电极接地，两个电极通过电介质43隔开，从而产生放电，可电离介质阻挡放电装置4表面的环境空气。在库仑布力的作用下，这种空气离子化可通过运动量值传递来引起称之为电风的气流。介质阻挡放电装置4可阻挡气动力外形周围的气流。介质阻挡放电装置4又称之为等离子体执行装置。
介质阻挡放电装置4通电流，电流强度是可变的。在控制供电电流(脉冲，幅度等)的特性的同时，介质阻挡放电装置4所释放的电风的特性也可得以控制。电风可以修正所述装置附近的气流，从而有利于分离过程，或者可改善边界层的再固定过程。这样，电风与声波在与外挂架或飞机机翼接触时所形成的涡旋结构相互作用，所述电风防止涡旋结构扩大并产生具有喷流噪声特征的低频噪声。
参照图2，介质阻挡放电装置4进一步包括测量所述装置4表面气流压力的压力传感器44，45。借助于这些传感器45，46时，介质阻挡放电装置4可使电风(强度等)随着所测气流变化情况而得以调节。根据所测气流变化情况，边界层的再固定和分离过程可以被控制。
参照图1和图3，介质阻挡放电装置4安装在飞机机翼3下表面上，以便对安装在机翼3下方发动机1所释放的声波进行衰减。此处，介质阻挡放电装置4安装在所述机翼3内，这样，机翼3外表面是连续的。换句话说，参照图3，机翼3内设有腔室，可安装介质阻挡放电装置4，使得所述装置4外表面与机翼3外表面相连，从而保持了机翼3的气动力特性。
在该示例中，介质阻挡放电装置4位于机翼3内，但是，不言而喻，它也可以安装在所述机翼3上。
介质阻挡放电装置4可以包括多个电极41，42，其尺寸、表面和布置都取决于所述装置在飞机上的位置。
另外，施加到介质阻挡放电装置4上的电流可以变化，从而形成所需的电风。
根据优选的实施例，介质阻挡放电装置具有可释放电风的布局，所述电风彼此不同相，从而可在宽频带上衰减声波。
在释放电风的同时，来自涡轮发动机的涡旋的形成受到了限制，因为涡旋在向下循环时会扩大。于是，有效地保护飞机不受涡旋的影响，从而抑制了一个很重要的噪声源。
根据图中未示的一个实施例，介质阻挡放电装置4安装在飞机外挂架2上，以衰减来自发动机的声波。这样，直接限制了外挂架2对所产生噪声的影响。与涡轮发动机喷气流相互作用而产生噪声的区域局部得到保护，且又不会影响发动机气动力性能。不言而喻，介质阻挡放电装置4可以直接安装到外挂架2内，这样外挂架的外表面是连续的。
优选地，介质阻挡放电装置4在起飞时接通，以衰减涡轮发动机的噪声，使得所辐射的噪声级满足当前标准。优选地，为了限制功率消耗，介质阻挡放电装置4在飞行时---特别是巡航速度时---可断开。

Claims (9)

1.一种处理飞机涡轮发动机排气口处所释放声波的方法，所述飞机包括介质阻挡放电装置(4)，按照这种方法，所述装置(4)沿声波方向释放电风，从而对声波进行衰减。
2.根据权利要求1所述方法实施的飞机，包括至少一个在排气口处释放声波的涡轮发动机(1)，和一个介质阻挡放电装置(4)，采用这种布局，可沿声波方向释放电风，从而衰减声波。
3.根据权利要求2所述的飞机，其特征在于，所述介质阻挡放电装置(4)包括第一高压电极(41)和接地的第二电极(42)，二者之间由电介质(43)隔开。
4.根据权利要求2到3任一项所述的飞机，其特征在于，所述飞机包括至少一个机翼(3)，介质阻挡放电装置(4)就安装在所述机翼(3)上。
5.根据权利要求4所述的飞机，其特征在于，所述机翼(3)包括上表面和下表面，所述机翼(3)包括连接涡轮发动机到所述机翼(3)上的固定装置，位于所述其中一个表面上，介质阻挡放电装置(4)就安装在所述固定装置所位于的机翼(3)的该表面上。
6.根据权利要求4到5任一项所述的飞机，其特征在于，所述介质阻挡放电装置(4)安装到机翼(3)内，这样，机翼(3)的外表面是连续的。
7.根据权利要求2到6任一项所述的飞机，其特征在于，介质阻挡放电装置(4)轴向位于涡轮发动机(1)的下游。
8.根据权利要求7所述的飞机，其特征在于，涡轮发动机(1)包括主喷气段和副喷气段，所述介质阻挡放电装置(4)轴向位于所述副喷气段的下游。
9.根据权利要求2到3任一项所述的飞机，其特征在于，所述飞机包括至少一个机翼(3)和一个将涡轮发动机连接到所述机翼(3)上的外挂架(2)，介质阻挡放电装置(4)安装在所述外挂架(2)上。
CN2011800206545A 2010-04-27 2011-04-18 采用介质阻挡放电装置处理飞机涡轮发动机排气口所释放声波的方法和装有这种装置的飞机 Pending CN102859582A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1053221 2010-04-27
FR1053221A FR2959342B1 (fr) 2010-04-27 2010-04-27 Procede de traitement des ondes acoustiques emises en sortie d'un turbomoteur d'un aeronef avec un dispositif a decharge a barriere dielectrique et aeronef comprenant un tel dispositif
PCT/FR2011/050886 WO2011135229A1 (fr) 2010-04-27 2011-04-18 Procédé de traitement des ondes acoustiques émises en sortie d'un turbomoteur d'un aéronef avec un disupositif à décharge à barrière diélectrique et aéronef comprenant un tel disupositif

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN102859582A true CN102859582A (zh) 2013-01-02

Family

ID=42933128

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2011800206545A Pending CN102859582A (zh) 2010-04-27 2011-04-18 采用介质阻挡放电装置处理飞机涡轮发动机排气口所释放声波的方法和装有这种装置的飞机

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9361876B2 (zh)
EP (1) EP2564385B1 (zh)
JP (1) JP2013525196A (zh)
CN (1) CN102859582A (zh)
BR (1) BR112012026512A2 (zh)
CA (1) CA2796741A1 (zh)
FR (1) FR2959342B1 (zh)
RU (1) RU2012148811A (zh)
WO (1) WO2011135229A1 (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105197246A (zh) * 2015-09-15 2015-12-30 上海交通大学 压电纤维复合材料驱动的发动机扇形降噪喷嘴
CN106553754A (zh) * 2015-09-24 2017-04-05 波音公司 用于主动流控制等离子体源的嵌入式电介质结构

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130180245A1 (en) * 2012-01-12 2013-07-18 General Electric Company Gas turbine exhaust diffuser having plasma actuator
FR3049571B1 (fr) * 2016-03-30 2019-07-12 Safran Aircraft Engines Aile d'aeronef a traitement acoustique amelioree
US11745859B2 (en) 2018-08-31 2023-09-05 General Electric Company Combustion-powered flow control actuator with heated walls

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3685610A (en) * 1970-02-26 1972-08-22 Messerschmitt Boelkow Blohm Noise reduction for propellers
US5919029A (en) * 1996-11-15 1999-07-06 Northrop Grumman Corporation Noise absorption system having active acoustic liner

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3826331A (en) * 1972-02-29 1974-07-30 Bolt Beranek & Newman Method of and apparatus for reducing sound generated by surfaces in fluid jet streams and the like
US5167383A (en) * 1990-08-18 1992-12-01 Yoshio Nozaki STOL aircraft
US5966452A (en) * 1997-03-07 1999-10-12 American Technology Corporation Sound reduction method and system for jet engines
US7802752B2 (en) * 2002-03-20 2010-09-28 The Regents Of The University Of California Jet engine noise suppressor
US7380756B1 (en) * 2003-11-17 2008-06-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Single dielectric barrier aerodynamic plasma actuation
US7686256B2 (en) * 2005-04-04 2010-03-30 Lockheed Martin Corporation Conformal aero-adaptive nozzle/aftbody
US20080067283A1 (en) * 2006-03-14 2008-03-20 University Of Notre Dame Du Lac Methods and apparatus for reducing noise via a plasma fairing
US7637455B2 (en) * 2006-04-12 2009-12-29 The Boeing Company Inlet distortion and recovery control system
JP5060163B2 (ja) * 2006-04-28 2012-10-31 株式会社東芝 翼
US7624941B1 (en) * 2006-05-02 2009-12-01 Orbital Research Inc. Method of controlling aircraft, missiles, munitions and ground vehicles with plasma actuators
EP2084060A2 (en) * 2006-11-02 2009-08-05 The University of Notre Dame du Lac Methods and apparatus for reducing drag via a plasma actuator
US8016246B2 (en) * 2007-05-25 2011-09-13 The Boeing Company Plasma actuator system and method for use with a weapons bay on a high speed mobile platform
US8453457B2 (en) * 2009-08-26 2013-06-04 Lockheed Martin Corporation Nozzle plasma flow control utilizing dielectric barrier discharge plasma actuators

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3685610A (en) * 1970-02-26 1972-08-22 Messerschmitt Boelkow Blohm Noise reduction for propellers
US5919029A (en) * 1996-11-15 1999-07-06 Northrop Grumman Corporation Noise absorption system having active acoustic liner

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
F BASTIEN: "Acoustics and gas discharges applications to loudspeakers", 《JOURNAL OF PHYSICS D (APPLIED PHYSICS)》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105197246A (zh) * 2015-09-15 2015-12-30 上海交通大学 压电纤维复合材料驱动的发动机扇形降噪喷嘴
CN106553754A (zh) * 2015-09-24 2017-04-05 波音公司 用于主动流控制等离子体源的嵌入式电介质结构

Also Published As

Publication number Publication date
US9361876B2 (en) 2016-06-07
FR2959342B1 (fr) 2012-06-15
JP2013525196A (ja) 2013-06-20
EP2564385A1 (fr) 2013-03-06
FR2959342A1 (fr) 2011-10-28
US20130043343A1 (en) 2013-02-21
EP2564385B1 (fr) 2021-09-29
RU2012148811A (ru) 2014-06-10
BR112012026512A2 (pt) 2016-09-06
CA2796741A1 (fr) 2011-11-03
WO2011135229A1 (fr) 2011-11-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Zhao et al. Noise reduction technologies for aircraft landing gear-A bibliographic review
Li et al. The use of plasma actuators for bluff body broadband noise control
Thomas et al. Plasma actuators for bluff body flow control
CN102859582A (zh) 采用介质阻挡放电装置处理飞机涡轮发动机排气口所释放声波的方法和装有这种装置的飞机
US8991749B2 (en) Device for reducing noise from jet-pylon interactions on jet engines
US20080060343A1 (en) Asymmetric serrated nozzle for exhaust noise reduction
US9732700B2 (en) Methods and apparatus for passive thrust vectoring and plume deflection
Viswanathan et al. Tailored nozzles for jet plume control and noise reduction
Stoker et al. An experimental investigation of airframe noise using a model-scale Boeing 777
US9090333B2 (en) Splitter plate for aircraft noise reduction apparatus
Gorji-Bandpy et al. Airframe noise sources and reduction technologies in aircraft
US20150113946A1 (en) Methods and apparatus for passive thrust vectoring and plume deflection
US10894594B2 (en) Aircraft including a wing with improved acoustic treatment
Martens et al. Jet noise reduction for high speed exhaust systems
Henderson et al. Impact of fluidic chevrons on jet noise
Papamoschou Fan flow deflection in simulated turbofan exhaust
Oishi Jet Noise Reduction by Notched Nozzle on Japanese ECO engine project
Vyas et al. Experimental investigation of micro vortex generators on a low boom supersonic inlet
Kozlov et al. Active noise control of bluff-body flows using dielectric barrier discharge plasma actuators
Meyer et al. Reduction of subsonic jet noise by passive flow control devices
Merriman et al. Forward motion and installation effects on engine noise
Neri et al. Experimental and numerical study of wheel bay cavity noise for full scale nose landing gear
Harrison et al. Jet noise reduction by fluidic injection on a separate flow exhaust system
US8876043B2 (en) Aircraft engine exhaust nozzle system for jet noise reduction
Zhang et al. Experimental investigation of impact of installation on jet noise from turbofan engine in model-scale

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C02 Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001)
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20130102