CN104040147B - 用于排放来自气体涡轮机的废气的方法以及具有优化结构的排气组件 - Google Patents

用于排放来自气体涡轮机的废气的方法以及具有优化结构的排气组件 Download PDF

Info

Publication number
CN104040147B
CN104040147B CN201380004676.1A CN201380004676A CN104040147B CN 104040147 B CN104040147 B CN 104040147B CN 201380004676 A CN201380004676 A CN 201380004676A CN 104040147 B CN104040147 B CN 104040147B
Authority
CN
China
Prior art keywords
sector
delivery pipe
injector
peripheral openings
stream
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.)
Active
Application number
CN201380004676.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104040147A (zh
Inventor
法比安·阿蒙
亚历山大·雷森
盖伊·克拉布
杰克斯·德蒙里斯
劳伦特·豪希耶
朱利安·穆诺斯
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 Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Turbomeca SA
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 Turbomeca SA filed Critical Turbomeca SA
Publication of CN104040147A publication Critical patent/CN104040147A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104040147B publication Critical patent/CN104040147B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B01—PHYSICAL OR CHEMICAL PROCESSES OR APPARATUS IN GENERAL
    • B01F—MIXING, e.g. DISSOLVING, EMULSIFYING OR DISPERSING
    • B01F25/00—Flow mixers; Mixers for falling materials, e.g. solid particles
    • B01F25/30—Injector mixers
    • B01F25/31—Injector mixers in conduits or tubes through which the main component flows
    • B01F25/314—Injector mixers in conduits or tubes through which the main component flows wherein additional components are introduced at the circumference of the conduit
    • B01F25/3143—Injector mixers in conduits or tubes through which the main component flows wherein additional components are introduced at the circumference of the conduit characterised by the specific design of the injector
    • B01F25/31432—Injector mixers in conduits or tubes through which the main component flows wherein additional components are introduced at the circumference of the conduit characterised by the specific design of the injector being a slit extending in the circumferential direction only
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
    • F01D25/305—Exhaust heads, chambers, or the like with fluid, e.g. liquid injection
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/32—Inducing air flow by fluid jet, e.g. ejector action
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2260/00—Function
    • F05B2260/60—Fluid transfer
    • F05B2260/601—Fluid transfer using an ejector or a jet pump
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Exhaust Silencers (AREA)

Abstract

本发明的目的是为了防止主热空气回流到在气体涡轮机的排气流的喷嘴与喷射器之间形成的周边开口中。为此目的，根据本发明，所述周边开口部分地关闭以防止主流回流到引擎室内。更具体地，本发明包括一种用于排放来自气体涡轮机的废气的方法，其中，次流根据以下的行为参数：在喷嘴(2)进口处的空气回转速度，排气流(2，3)的几何形状，用于冷却引擎室(Mb)的次冷却流(Fs)的路径，以及次流(Fs)的进口(E1)的几何形状和位置，由在次流(Fs)与主流(Fp)之间的相互作用的相关性确定扇区数量以及能够形成用于将主流(Fp)再次进入到引擎室(Mb)中的区域的周边开口的至少一个扇区(21)的中心(C)的进入位置和角度。然后该周边开口封闭住以这种方式确定的角扇区(21)。

Description

用于排放来自气体涡轮机的废气的方法以及具有优化结构的 排气组件
技术领域
本发明涉及一种排放来自气体涡轮机的废气的方法以及一种在排放管与喷射器之间具有连接器的具有适用于执行该方法的结构的排气组件。
本发明的领域涉及气体涡轮机，更具体地涉及一种专用于排放由这些涡轮机排出的气体的设备。
直升飞机的引擎通常包括供应来自燃料和空气的混合物在压力下注射到燃烧室中具有大量动能的气流的气体发生器(压缩机组件、燃烧室和涡轮机)，以及由气流驱动旋转以在输出轴上经由齿轮系传递机械功率的涡轮机。
已知为动力涡轮机的此涡轮机连接到本身由喷射器延伸的排放管，该组件旨在将自由涡轮出口处的静压力保持在低水平，并限制总压力的损失。因此，提高了自由涡轮机和排气组件的输出并且增加了传递到输出轴的机械功率。此外，喷射器可有利地弯曲以使来自直升机的横梁或转子的气流出口转向。
背景技术
不管直升机和引擎组件的工作状态如何，为了通风并冷却引擎M的设备(泵、交流发电机、电器外壳等)，图1的示意性截面图图示了新鲜空气次流Fs的使用，所述新鲜空气经由引擎罩Mc的进气通道E1a，E1b在环境压力下来自外部并在引擎室Mb中循环。次流Fs沿引擎M流动，并也沿主管2流动。在气体涡轮机的后端，这些流Fs至少部分地穿过在排放管2的下游端与远处围绕所述排放管的喷射器3的上游端之间的周边开口1吸入。通过从在锥4周围的排放管2退出的热主流Fp的驱动效应以及通过由喷射器3形状所产生的负压的效应，产生次流Fs。喷射器3上游端的形状加强了由这两个效应所产生的次流的进入稳定性。喷射器3上游端的喇叭形状是这样的一种例子。
喷射器的标称功能允许新鲜空气通过在此喷射器3与排放管2之间形成的开口1进入。然而，以某些引擎速度(起飞和过渡阶段、搜索和救援条件、着陆等)以及在某些飞行条件下，热主空气Fp可沿相反方向穿过此开口1，然后沿着箭头Fr的方向朝向引擎室Mb部分地向后驱动。
在这此种情况下，加热而不是冷却引擎室Mb以及该设备。另外，被抽入的新鲜空气次流然后减少，并且因此削弱了对在排气口处的热气主流的冷却。
而且，在涡轮出口处的空气的回转导致穿过周边开口1被抽入到次流FS中的空气的回转。这是在可能导致回流穿过周边开口1的干扰中需要考虑的额外现象。设备已知用于校直穿过周边开口(EP 1780124)的流，其目的是通过增加下游动量来削弱此回流。然而这些设备并不能保证以引擎的所有速度的结果，并且当喷射器3弯曲时可能很难安装。
发明内容
本发明旨在防止热第一空气经由上述的周边开口回流。为此，本发明提供用于部分关闭该周边开口以防止主流流回到引擎室中。
更准确地，本发明涉及一种用于在第一热气流的排放管的帮助下排放来自气体涡轮机的废气的方法，所述气体涡轮机包括用于引擎室设备的引擎并设置有新鲜空气次流的进口，以使引擎室通风，从而通过在排放管中混合来冷却引擎设备和第一气流。所述排放管通过围绕所述排放管的喷射器，以预定的重叠比率延伸，从而一起形成排气流。周边开口形成在排放管与喷射器之间。根据所述排放管进口处的空气回转与速度参数、排气流和引擎室的几何形状，以及进一步用于冷却主流的次流进口的几何形状和位置，由次流与主流之间的相互作用的相互关系确定能够形成用于主流再进入到引擎室中的区域的在周边开口的至少一个扇区的中心处的位置和角度。所述周边开口然后在以这种方式确定的扇区上关闭。
根据优选实施例：
-基于与上述相同的空气回转和速度参数、排气几何形状和次流的几何形状确定相对于排放管的内水力直径的周边开口高度，以便防止主流的再进入；
-所述周边开口在至少一个扇区上关闭，所述扇区至少部分地与引擎室的至少一个次流进口沿直径相对地延伸；
-所述喷射器形成弯管以使气流的出口转向，在此弯管区域中排气流的角幅值以及此弯管的轴向位置均与待关闭的扇区的角幅值相关；
-在此最后的情况中，周边开口在至少一个扇区上关闭，所述扇区位于由喷射器的弯管形成的外曲率的上游部分上。
本发明同样涉及一种适用于执行上述方法的气体涡轮机排气组件，所述排气组件包括引擎室和用于热气的第一气流的排放管。在此组件中，排放管通过与所述排放管重叠的喷射器延伸过一给定纵向距离，在所述排放管与喷射器之间形成一周边开口。用于新鲜空气次流的进气通道布置在包封引擎室的引擎罩中。周边开口具有延伸过至少等于30度的扇区的至少一个关闭部。
根据有利的实施例：
-使用选自一条复合材料的粘合、一条金属片的焊接、随后连接到排放管上的喷射器的适当曲率，以及通过相对延伸部件的刚性连接将喷射器固定到所述排放管上的技术，制造该扇区的关闭部；这些方案具有避免使用将喷射器保持在在其上游端处以及关闭已经保持敞开的周边开口的连接片的优点；
-相同延伸部的两个关闭扇区由中间敞开扇区分隔，所述中间敞开扇区通常与周边开口的其余部分沿直径相对；
-所述两个关闭扇区延伸过30°到90°之间的范围，所述中间扇区延伸过30°和60°之间的范围；
-所有关闭扇区组合的开口的中断在30°与270°之间延伸，优选在60°与180°之间延伸；
-开口扇区的数量最多等于5。
附图说明
通过阅读不受限制的以下描述后，参考附图，本发明的其他细节、特征和优点将变得明显，其中分别地：
图1示出了根据现有技术的气体涡轮机后端的局部纵向截面的示意图(已经提到的)；
图2示出了根据本发明在排放管和弯曲喷射器之间的周边开口的侧视图，带有此排放管/喷射器开口局部封闭的例子；
图3a和3b示出了根据本发明与在喷射器与排放管之间的连接部重叠以分别地形成一个和两个关闭扇区的排放管/喷射器区域的截面示意图；
图4示出了位于排放管与喷射器之间的开口扇区的区域中的纵向截面的示意图；
图5示出了根据图1的气体涡轮机后端的局部纵向截面视图，带有根据用于冷却主流的次流进口位置定位开口的关闭区段的例子；以及
图6示出了根据图1的气体涡轮机后端的局部纵向截面视图，带有当喷射器弯曲时定位开口的关闭区段的例子。
具体实施方式
在本说明书中，术语“纵向”是指沿气体涡轮机的中线、术语“横向”被定义为垂直于此轴线，术语“径向”是指由此轴线沿着横向平面延伸。术语“上游”和“下游”涉及气流沿气体涡轮机纵轴线，直到它们最终排放到排放管中的整体流动方向。在所图示的例子中，直升机由气体涡轮机推进。而且，相同的附图标记指代其中描述这些元件的通道。
参考图2的周边开口1的侧视图，其中图示了在气体涡轮机的排放管2与弯曲喷射器3之间的此开口1的局部关闭的例子。由部件20实施此关闭，所述部件20在形成此端的喇叭形突起边缘的喷射器的上游端30的区域中被连接到排放管2和喷射器3。所述部件可由金属片或复合材料制成。可以使用任何适当的刚性连接方式：焊接、粘合等。
在该例中，关闭部件20延伸过大致等于120°的扇区。根据图3a和3b所示的其他实施例的例子，关闭区段21可分别延伸过近似180°的单个扇区21a(图3a)或延伸过两个扇区21b和21c，每个所述扇区在中心C处具有等于60°的角(图3b)。关闭扇区21a和21b-21c由开口扇区1a和1b-1c补充。
在根据图3的例中，关闭扇区21b和21c具有相同的延伸部，并由在中心C处具有近似等于60°的角的中间开口扇区1c所分隔，所述中间开口扇区与在中心具有约180°的角的中间扇区1c的幅值更大的周边开口1b的其余部分整体上沿直径相对。更准确地，开口扇区1a、1b和1c围绕根据新鲜空气的次流的进口的位置而定向的径向轴线x'x对称地延伸，如下文中所述。
而且，排放管/喷射器的定位具有在图4中所示的在排放管2与喷射器3之间的开口扇区的区域中沿轴线Y'Y的纵向截面的几何形状。基于此几何形状有利地确定两个相对的特征：
-在喷射器3的边缘30与排放管2的端部之间的重叠长度“Lr”相对于使排放管与喷射器径向分离的高度“h”，具有：
1≤Lr/h≤15
-高度“h”的张开量相对于排放管2的内水力直径“Dhi”，具有：
3％≤h/Dhi≤12％
更通常地，根据在自由涡轮机12(图1)进口处的空气回转与速度参数、排气流和引擎室Mb的几何形状，以及次流E1a和E1b的进口的几何形状和位置，通过例如在数字工具的帮助下所进行的模型化，由次流Fs与主流Fp之间的相互作用的相互关系确定在周边开口的扇区的中心处的位置和角度。所述周边开口因此在以这种方式确定的扇区上关闭。
参考图5的局部纵向截面图示出了与气体涡轮机后端相关的周边开口1的关闭区段21的定位的例子。关闭部分21以适当曲率“连续地”从随后连接到排放管2的喷射器3的上游端3a延伸。在此例中，当这些次流Fs进入到在排放管2与喷射器3之间的开口1中时，次流Fs的最后进气通道E1b径向地设置在相同区域中。在这种情况下，区段21与通过引擎室Mb的引擎罩Mc的次流Fs的进气通道E1b相对地径向定位。
通常，“连续”类型或相似类型的连接的优点在于能够消除排放管与喷射器之间的固定接片，特别是当关闭扇区延伸过超过180°时。
参考图6的局部纵向截面视图，气体涡轮机的后端包括弯曲的喷射器3。关闭区段21延伸过一扇区，该扇区定位在由喷射器的弯管33形成的外部曲率Ce的上游部分。
本发明并不局限于所描述和图示的实施例。特别地，可设想其他结构以将次流引导到引擎室中以冷却主流。
而且，在自由涡轮出口处的空气的回转是用于确定在排放管进口处的空气回转的基本参数。排气流的几何形状特别地取决于至少部分轴对称的排放管的流路的结构，以及取决于排气流内支流或障碍的存在和数量。排放管和喷射器可包括几个弯管：弯管的数量和位置同样可以是需要考虑的因素。另外，关于作为参数的引擎室的几何形状，可能有用的是考虑到与次流接触的舱内或壁中障碍的存在，以及次流进口的数量、位置和结构。

Claims (8)

1.一种用于排放来自气体涡轮机的废气的方法，所述气体涡轮机包括引擎室(Mb)和用于热气体的主流(Fp)的排放管(2)，以及在引擎室(Mb)中用于引擎设备的新鲜空气的次流(Fs)的入口，所述入口设置有新鲜空气的次流(Fs)的进口(E1a，E1b)，以为所述引擎室通风，从而冷却引擎室和主流，所述排放管(2)通过围绕所述排放管的喷射器(3)以为共同形成一排气流而确定的重叠率延伸，一周边开口(1)形成在所述排放管(2)与所述喷射器(3)之间，其特征在于，由所述排放管(2)的进口处的空气回转和速度的参数、所述引擎室(Mb)的几何形状，以及所述次流(Fs)的进口(E1a，E1b)的几何形状和位置，由所述次流(Fs)与所述主流(Fp)之间相互作用的相互关系确定能够形成用于所述主流(Fp)再进入到所述引擎室(Mb)中的区域的在所述周边开口(1)的至少一个扇区(21；21a，21b，21c)的中心(C)处的位置和角度，此周边开口封闭住以这种方式确定的扇区(21；21a,21b,21c)。
2.根据权利要求1所述的方法，其中基于与上述的空气回转速度、排气几何形状和次流的几何形状相同的参数，确定相对于所述排放管的内水力直径的所述周边开口高度，以防止所述主流的再吸入。
3.根据权利要求1所述的方法，其中所述周边开口在至少一个扇区上关闭，所述至少一个扇区与所述引擎室的至少一个次流进口至少部分沿直径相对地延伸。
4.根据权利要求1所述的方法，其中所述喷射器形成一弯管，以使所述主流的出口转向，在此弯管的区域中排气流的角幅值以及此弯管的轴向位置与待关闭的扇区的角幅值相关。
5.根据权利要求4所述的方法，其中所述周边开口在至少一个扇区上关闭，所述至少一个扇区位于由所述喷射器的弯管形成的外曲率(Ce)的一上游部分上。
6.一种气体涡轮机排气组件，其适合于执行根据权利要求1-5中任何一项所述的方法，该气体涡轮机排气组件包括引擎室和用于热气体的主流的排放管，其中所述排放管通过与所述排放管重叠过一给定纵向距离的喷射器延伸，在用于新鲜空气的次流的进气通道的所述排放管与所述喷射器之间形成一周边开口，所述进气通道布置在包封引擎室的引擎罩中，其特征在于，所述周边开口具有延伸过至少等于30°的扇区的至少一关闭部。
7.根据权利要求6所述的气体涡轮机排气组件，其中相同延伸部的两个关闭的扇区(21b，21c)由中间开口的扇区(1c)分隔开，所述中间开口的扇区与所述周边开口的其余部分(1b)沿直径相对。
8.根据权利要求6所述的气体涡轮机排气组件，其中所有关闭扇区所结合的开口的中断在30°与270°之间延伸。
CN201380004676.1A 2012-02-01 2013-02-01 用于排放来自气体涡轮机的废气的方法以及具有优化结构的排气组件 Active CN104040147B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1250934A FR2986275B1 (fr) 2012-02-01 2012-02-01 Procede d'ejection de gaz d'echappement de turbine a gaz et ensemble d'echappement de configuration optimisee
FR1250934 2012-02-01
PCT/FR2013/050222 WO2013114058A1 (fr) 2012-02-01 2013-02-01 Procede d'ejection de gaz d'echappement de turbine a gaz et ensemble d'echappement de configuration optimisee

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104040147A CN104040147A (zh) 2014-09-10
CN104040147B true CN104040147B (zh) 2017-04-05

Family

ID=47754808

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201380004676.1A Active CN104040147B (zh) 2012-02-01 2013-02-01 用于排放来自气体涡轮机的废气的方法以及具有优化结构的排气组件

Country Status (11)

Country Link
US (1) US9926809B2 (zh)
EP (1) EP2809904B1 (zh)
JP (1) JP6423718B2 (zh)
KR (1) KR102015154B1 (zh)
CN (1) CN104040147B (zh)
CA (1) CA2860080C (zh)
ES (1) ES2649019T3 (zh)
FR (1) FR2986275B1 (zh)
PL (1) PL2809904T3 (zh)
RU (1) RU2635001C2 (zh)
WO (1) WO2013114058A1 (zh)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3028888B1 (fr) * 2014-11-25 2016-12-09 Snecma Dispositif de refroidissement pour une turbomachine alimente par un circuit de decharge
WO2017065858A2 (en) 2015-09-02 2017-04-20 Jetoptera, Inc. Ejector and airfoil configurations
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US20170283080A1 (en) * 2015-09-02 2017-10-05 Jetoptera, Inc. Winglet ejector configurations
USD868627S1 (en) 2018-04-27 2019-12-03 Jetoptera, Inc. Flying car
CN106988850A (zh) * 2017-03-15 2017-07-28 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机发动机排气管及具有其的飞机
CN108614920B (zh) * 2018-04-03 2021-10-12 同济大学 一种多台设备局部排风同时系数确定方法
RU2696521C1 (ru) * 2018-05-17 2019-08-02 Общество с ограниченной ответственностью "Газпром трансгаз Ухта" Способ снижения температуры воздуха в полости между коническим корпусом силовой турбины двигателя ал-31стн и внутренним корпусом улитки газоперекачивающего агрегата ц1-16л/76-1,44
US11105511B2 (en) * 2018-12-14 2021-08-31 General Electric Company Rotating detonation propulsion system
KR20200113593A (ko) * 2019-03-26 2020-10-07 이태준 배관 직결형 터보압축기
US11772783B2 (en) * 2020-05-19 2023-10-03 Lockheed Martin Corporation Turbine engine secondary ejector system
FR3143008A1 (fr) * 2022-12-09 2024-06-14 Airbus Helicopters Aéronef muni d’un moteur et d’un conduit d’échappement autour d’une tuyère d’éjection du moteur

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5265408A (en) * 1992-02-13 1993-11-30 Allied-Signal Inc. Exhaust eductor cooling system
US6092360A (en) * 1998-07-01 2000-07-25 The Boeing Company Auxiliary power unit passive cooling system
EP1780124A2 (en) * 2005-10-25 2007-05-02 Honeywell International, Inc. Eductor swirl buster
CN101501319A (zh) * 2006-06-09 2009-08-05 贝尔直升机泰克斯特龙公司 带有导向喷嘴的引擎尾气系统
CN101612991A (zh) * 2008-06-10 2009-12-30 阿古斯塔公司 直升飞机

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4018046A (en) * 1975-07-17 1977-04-19 Avco Corporation Infrared radiation suppressor for gas turbine engine
US4178760A (en) * 1976-12-02 1979-12-18 Filterwerk Mann & Hummel Gmbh Filter dust ejector and check valve arrangement in exhaust system of internal combustion engine
SU1804042A1 (ru) * 1991-03-28 1994-01-15 Киевский механический завод им.О.К.Антонова Система охлаждения теплообменника двигателя
US5628623A (en) * 1993-02-12 1997-05-13 Skaggs; Bill D. Fluid jet ejector and ejection method
US5655359A (en) * 1995-05-15 1997-08-12 The Boeing Company Passive cooling device and method for cooling an auxiliary power unit on an airplane
DE19619535C1 (de) * 1996-05-15 1997-10-30 Daimler Benz Aerospace Airbus Ejektor-Ölkühlsystem für ein Flugzeug-Hilfstriebwerk
US6202413B1 (en) * 1999-02-04 2001-03-20 Cummins Engine Company, Inc. Multiple nozzle ejector for wastegated turbomachinery
US6651929B2 (en) * 2001-10-29 2003-11-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Passive cooling system for auxiliary power unit installation
US7152410B2 (en) * 2004-06-10 2006-12-26 Honeywell International, Inc. System and method for dumping surge flow into eductor primary nozzle for free turbine
US20060059891A1 (en) * 2004-09-23 2006-03-23 Honeywell International, Inc. Quiet chevron/tab exhaust eductor system
DE102007061994B4 (de) * 2007-12-21 2016-11-03 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas
US8322126B2 (en) * 2008-05-23 2012-12-04 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine exhaust assembly

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5265408A (en) * 1992-02-13 1993-11-30 Allied-Signal Inc. Exhaust eductor cooling system
US6092360A (en) * 1998-07-01 2000-07-25 The Boeing Company Auxiliary power unit passive cooling system
EP1780124A2 (en) * 2005-10-25 2007-05-02 Honeywell International, Inc. Eductor swirl buster
CN101501319A (zh) * 2006-06-09 2009-08-05 贝尔直升机泰克斯特龙公司 带有导向喷嘴的引擎尾气系统
CN101612991A (zh) * 2008-06-10 2009-12-30 阿古斯塔公司 直升飞机

Also Published As

Publication number Publication date
EP2809904A1 (fr) 2014-12-10
KR102015154B1 (ko) 2019-08-27
KR20140116858A (ko) 2014-10-06
CN104040147A (zh) 2014-09-10
CA2860080A1 (fr) 2013-08-08
FR2986275A1 (fr) 2013-08-02
US9926809B2 (en) 2018-03-27
PL2809904T3 (pl) 2018-03-30
ES2649019T3 (es) 2018-01-09
RU2014127484A (ru) 2016-03-20
FR2986275B1 (fr) 2016-07-01
RU2635001C2 (ru) 2017-11-08
WO2013114058A1 (fr) 2013-08-08
EP2809904B1 (fr) 2017-11-08
CA2860080C (fr) 2020-04-07
JP2015510070A (ja) 2015-04-02
JP6423718B2 (ja) 2018-11-14
US20140373546A1 (en) 2014-12-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104040147B (zh) 用于排放来自气体涡轮机的废气的方法以及具有优化结构的排气组件
CN101105183B (zh) 涡轮风扇发动机及其操作方法
CN106150696B (zh) 转子叶片与定子导叶之间的浸入芯部流入口
CN105026695B (zh) 气旋式污垢分离器组件和两级颗粒分离器
CN107013500A (zh) 用于燃气涡轮发动机的内部构件的原地清洁的系统和方法
CN103185354B (zh) 用于冷却过渡喷嘴的方法和系统
CN106370432B (zh) 一种超音速发动机尾喷管排气模拟试验的排气装置
CN104908975B (zh) 飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法
CN206957995U (zh) 鼓风机装置
CN107013268A (zh) 用于喷气发动机排气的压缩整流罩
CN109139255A (zh) 具有涡流发生器的排气组件及其排气方法
CN105781791A (zh) 一种强化混合的脉动喷气用波瓣降噪引射器
CN109083690A (zh) 具有可变有效喉道的涡轮发动机
CN106194435B (zh) 轮缘封严冷却结构件
CN106988793B (zh) 用于燃气涡轮发动机的喷嘴组件
JP2016535205A (ja) 軸流型多段タービンの構造
CN209539463U (zh) 一种涡轮转子轮缘封严结构
US20180274370A1 (en) Engine component for a gas turbine engine
CN205876469U (zh) 用于散热器的冷却风扇及具有该冷却风扇的冷却风扇模块
CN206356178U (zh) 远程喷雾机喷气式旋涡导流结构
CN202937528U (zh) 一种无叶风扇的导风结构
CN106232941A (zh) 控制使用冲击管的被冷却的涡轮机导叶或叶片中的冷却流
JP5459317B2 (ja) 騒音低減装置
CN102493894A (zh) 基于气动突片技术的喷管排气掺混方法及装置
US9297334B2 (en) Exhaust nozzle of a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant