CN104937240A - 一种声学优化的进气口 - Google Patents

一种声学优化的进气口 Download PDF

Info

Publication number
CN104937240A
CN104937240A CN201480003928.3A CN201480003928A CN104937240A CN 104937240 A CN104937240 A CN 104937240A CN 201480003928 A CN201480003928 A CN 201480003928A CN 104937240 A CN104937240 A CN 104937240A
Authority
CN
China
Prior art keywords
ring
engine room
blower fan
room structure
aircraft
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.)
Granted
Application number
CN201480003928.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104937240B (zh
Inventor
帕斯卡尔·罗曼诺
维吉妮·邦诺
克劳德·森西奥
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=47882386&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=CN104937240(A) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN104937240A publication Critical patent/CN104937240A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104937240B publication Critical patent/CN104937240B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
    • 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
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/057—Control or regulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/062—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with aft fan
    • 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
    • B64D2033/0226—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising boundary layer control means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F05D2260/962—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by means of "anti-noise"

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及一种围绕风机的机舱结构(10)，所述机舱结构包括具有内侧表面(100A)的进气口(100)，该内侧表面限定一个供气通道；以及被布置在所述进气套筒中并在展开位置和收缩位置之间可选择地移动的至少一个环(22)，在该展开位置，所述环从该内侧表面径向向内移动，以对来自该风机的冲击波提供障碍，在该收缩位置，该环从该展开位置径向向外移动，以与该内侧表面齐平，从而重新组成该供气通道。

Description

一种声学优化的进气口
发明背景
本发明涉及航空领域，特别地涉及涡轮发动机机舱的进气口，涡轮发动机即为飞机涡轮螺旋桨发动机和涡轮喷气发动机。
以传统的方式，飞机发动机被容纳在位于飞机上各种位置的机舱中，或在翼中或翼下，或事实上在后机身，例如，其中这种机舱具有沿其轴线定向的进气口，在前面具有通常环形的前缘，并具有用于引导由发动机吸入的空气的流线型轮廓。
由这种发动机发出的声音主要来源于离开喷嘴的喷射流，并且也来源于风机的噪声，该噪声由旋转和移动通过风机外壳的其叶片产生。
在跨声速的速度下，叶片上流体的马赫数局部地大于1，冲击波在叶片的前缘形成并沿螺旋路径从进口的上游振幅减少地传播，从而形成带有谐波的噪声，该谐波为叶片通频的倍数。
为了限制将从发动机朝地面向前发出的噪声的影响，该噪声因此特别地在起飞和降落操作中是可听到的，已经提出建议使用具有倒角形状的进口轮廓的机舱。由于进气口的底部被延长，发动机的进口平面因此向后倾斜。然而，这种延长逆流约束与重量相关，其相反往往尽可能多地缩短进气口。
已知特别地用于减少冲击相关的噪声的另一解决方案通过申请EP 1783346描述，其提出通过在其中制造沟槽或接头而修改风机外壳，以防止冲击波在进气口传播。不幸地，这些沟槽导致进口声学性能的明显退化，带有其他类型的噪声，并且在巡航时，它们也对发动机的性能具有负面影响。
发明目的和内容
申请人因此具有找到用于衰减由飞机发动机的风机所导致噪声的简单设备的目的，特别地在起飞时与冲击相关的噪声，但不降低发动机在巡航条件下的气动性能。
该目的通过围绕风机的机舱结构所实现，所述结构包括：
·具有内侧表面的进气口，所述内侧表面限定供气通道；以及
·布置在所述进气口中并且在展开位置和收缩位置之间可选择地移动的至少一个环，在所述展开位置中，所述至少一个环从所述内侧表面径向向内移动，而没有由此形成间隔以对来自所述风机的冲击波形成连续障碍，在所述收缩位置中，所述至少一个环从所述展开位置径向向外移动，以与所述内侧表面齐平，从而重新组成所述供气通道。
对于提供周向和径向连续性的这种可伸缩结构，有可能获得对由风机叶片发出的与冲击相关的声学噪声的显著减少或者甚至抑制，而在巡航条件下对发动机的性能没有任何影响。
有利地，所述机舱结构包括被连接到所述至少一个环的致动器，与所述致动器连通的控制单元，以及传感器，所述传感器检测与所述展开和收缩位置分别对应的第一和第二状态，所述控制单元被配置成致使所述至少一个环在所述展开和收缩位置之间移动以响应于由所述传感器检测的所述第一和第二状态。
当所述风机是飞行器涡轮发动机风机时，所述第一和第二状态分别对应于实施起飞或降落操作的所述飞行器以及进行巡航飞行的所述飞行器。
优选地，所述至少一个环由多个圆向布置的环形段形成，并且所述至少一个环距离所述风机的叶片前缘几十厘米，并具有几毫米的高度和厚度。
在一个特定的实施方式中，所述机舱结构具有三个轴向间隔分开的环，每个所述环具有不超过几毫米的厚度和高度，并且所述环彼此间隔约10厘米。
本发明还提供了一种包括以上指定的机舱结构的飞行器涡轮发动机，并且它还提供了一种在围绕风机的机舱结构的供气通道中衰减噪声的方法，所述方法包括由以下组成的步骤：
·检测第一状态；
·响应于所述第一状态，从限定供气通道的所述机舱结构的内侧表面径向向内展开至少一个环，以对来自所述风机的冲击波提供障碍；
·检测不同于所述第一状态的第二状态；以及
·响应于所述第二状态，从所述展开位置径向向外收缩所述至少一个环，以与所述内侧表面齐平，从而重新形成所述供气通道。
附图简要说明
在阅读参考附图给出的对本发明实施方式的以下描述后，可以更好地理解本发明的其他特征和优点，其中：
·图1是围绕涡轮发动机风机的机舱的局部纵向半剖视图，并设置有本发明的噪声降低系统；
·图1A是图1机舱的进气口的透视图；
·图2是图1A机舱的进气口的展开视图；以及
·图3是装配有本发明的噪声降低系统的第二实施方式的图1机舱的局部纵向半剖视图。
具体实施方式
图1是围绕涡轮发动机动力装置的风机12的机舱10的局部纵向半剖视图，例如飞机涡轮喷气发动机。通常，该机舱在气流穿过的方向中(在图1中从左到右以及在图2中参考F)包括：前环形部或进气口100；中间环形部或风机外壳102；以及后环形部104。该机舱通常通过桅杆或塔架(未示出)被固定到飞机的结构。
进气口，并且更特别地形成供气通道的其内侧表面100A，被成形以确保在各种飞行条件下无湍流的流动：起飞、巡航和降落，从其前缘开始并升到风机的叶片。
目前，由于高风险以及每个领域中野心的、有时相互矛盾的目标，当设计风机叶片时在机械、气动和声学工程师之间的交换正变得越来越复杂。此外，在叶片上修改的每个参数对其机械、气动和声学性能具有不同影响，使得必须找到一种能使噪声减少而不影响风机叶片设计的技术解决方案。
本发明通过以下方式提供了解决方案：通过用于减少(甚至消除)由进气口向前发出的噪声的有源系统，特别地来自风机的与冲击相关的噪声，但不影响在巡航条件下的性能，其中巡航条件对于发动机的性能是关键的。
如图1和图1A所示，该系统20包含在从风机12的叶片120上游的进气口100的至少一个环22，该环22在展开位置和收缩位置(虚线)之间可选择地移动，在该展开位置，它从进气口的内侧表面100A径向向内移动，而没有由此形成间隔以对来自所述风机的冲击波形成连续障碍，在该收缩位置，该环从上述展开位置径向向外移动，以与该内侧表面齐平，从而重新形成该供气通道的流线型轮廓。以这种方式获得的圆周和径向的连续性保证了冲击波的屏蔽，其位于气流通道高度的大致80％到90％以及都在其圆周周围。
环22由一个或多个被连接到控制单元26的致动器24致动，控制单元26本身与适用于检测第一和第二状态的传感器28连通，该第一和第二状态分别对应于该环的展开和收缩位置。因此，该控制单元被配置成致使该环在这两个位置之间移动，响应于检测第一和第二状态每个的传感器。这使得当巡航时可以禁用系统20，在该巡航时空气动力学性能会退化，以及仅当听觉上合理时(起飞、降落或接近)可以使用它。
如图1A所示，环22由多个在进气口100周围圆向布置(在方位角方向带有连续性)的环形段(例如22A、22B、22C、22D)组成，段的数量和尺寸(展开长度)取决于其上安装有噪声降低系统的风机尺寸，取决于冲击的振幅，取决于其衰减。例如，对于地区民航的小直径发动机(48英寸，即约1.2米(m))，在该发动机中由于发动机的转速很低，与冲击相关的噪声并不关键，仅安装一个环看来是足够的。该环可距离风机叶片前缘几十厘米(通常为30厘米至40厘米)并且其高度和厚度可能为几毫米(通常在1毫米到5毫米的范围中)。当被适当地优化时，在减少来自风机叶片的事件冲击I以及由环所反映的冲击R的噪声方面可以获得几分贝的节省(参见图2)。
图3示出了噪声降低系统20的第二实施方式，其中进气口100具有从风机12上游轴向间隔的三个环22、32、42，如上所述，这三个环每个都占据展开位置(虚线)或收缩位置。在展开位置，这三个环优选地彼此间隔约10厘米，最接近风机的环可能距离风机约三十厘米。由于空间的原因，每个环具有不超过几毫米的厚度和高度。
如在以上的示例中，该环在控制单元的控制下使用包括以下的过程被移动：检测第一状态；响应于第一状态，同时(或先后)从限定供气通道的进气口的内侧表面径向向内展开环，以对来自风机的冲击波形成障碍；检测不同于第一状态的第二状态；以及响应于第二状态，从该展开位置径向向外收缩环，使得它们与该内侧表面齐平，从而重新形成供气通道。
当风机是航空器涡轮发动机风机时，这些第一和第二状态然后分别对应于实施起飞或降落操作的航空器，以及对应于实施巡航飞行的航空器。

Claims (10)

1.一种围绕风机(12)的机舱结构(10)，所述结构包括：
·具有内侧表面(100A)的进气口(100)，所述内侧表面限定供气通道；以及
·布置在所述进气口中并且在展开位置和收缩位置之间可选择地移动的至少一个环(22、32、42)，在所述展开位置，所述至少一个环从所述内侧表面径向向内移动，而没有由此形成间隔以对来自所述风机的冲击波形成连续障碍，在所述收缩位置，所述至少一个环从所述展开位置径向向外移动，以与所述内侧表面齐平，从而重新组成所述供气通道。
2.根据权利要求1所述的机舱结构，其特征在于，所述机舱结构包括一个被连接到所述至少一个环的致动器(24)，与所述致动器连通的控制装置(26)，以及传感器(28)，所述传感器检测与所述展开和收缩位置分别对应的第一和第二状态，所述控制装置被配置成致使所述至少一个环在所述展开和收缩位置之间移动以响应于由所述传感器检测的所述第一和第二状态。
3.根据权利要求2所述的机舱结构，其中，所述风机是航空器涡轮发动机风机，并且所述第一和第二状态分别对应于实施起飞或降落操作的所述航空器以及对应于进行巡航飞行的所述航空器。
4.根据权利要求1或2所述的机舱结构，其特征在于，所述至少一个环由圆向布置的多个环形段(22A-22D)形成。
5.根据权利要求4所述的机舱结构，其特征在于，所述至少一个环距离所述风机的叶片前缘几十厘米，并具有几毫米的高度和厚度。
6.根据权利要求3所述的机舱结构，其特征在于，所述机舱结构具有三个轴向间隔分开的环(22、32、42)。
7.根据权利要求6所述的机舱结构，其特征在于，每个所述环具有不超过几毫米的厚度和高度，并且所述环彼此间隔约10厘米。
8.一种在围绕风机的机舱结构(10)的供气通道中降低噪声的方法，所述方法包括以下步骤：
·检测第一状态；
·响应于所述第一状态，从限定供气通道的所述机舱结构的内侧表面(100A)径向向内展开至少一个环(22)，以对来自所述风机的冲击波提供障碍；
·检测不同于所述第一状态的第二状态；以及
·响应于所述第二状态，从所述展开位置径向向外收缩所述至少一个环，以与所述内侧表面齐平，从而重新形成所述供气通道。
9.根据权利要求8所述的抑制噪声的方法，其中，所述风机是航空器涡轮发动机风机，并且所述第一和第二状态分别对应于实施起飞或降落操作的所述航空器以及对应于进行巡航飞行的所述航空器。
10.一种航空器涡轮发动机，该航空器涡轮发动机包括根据权利要求1到5任一所述的机舱结构。
CN201480003928.3A 2013-01-18 2014-01-09 一种声学优化的进气口 Active CN104937240B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1350449 2013-01-18
FR1350449A FR3001257B1 (fr) 2013-01-18 2013-01-18 Manche d'entree d'air acoustiquement optimisee
PCT/FR2014/050026 WO2014111642A1 (fr) 2013-01-18 2014-01-09 Manche d'entrée d'air acoustiquement optimisée

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104937240A true CN104937240A (zh) 2015-09-23
CN104937240B CN104937240B (zh) 2017-12-15

Family

ID=47882386

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201480003928.3A Active CN104937240B (zh) 2013-01-18 2014-01-09 一种声学优化的进气口

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10024236B2 (zh)
EP (1) EP2946089B2 (zh)
CN (1) CN104937240B (zh)
BR (1) BR112015016940B1 (zh)
CA (1) CA2898402C (zh)
FR (1) FR3001257B1 (zh)
RU (1) RU2015134578A (zh)
WO (1) WO2014111642A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108327915A (zh) * 2017-01-20 2018-07-27 通用电气公司 用于飞行器后风扇的机舱

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10487744B2 (en) 2016-05-23 2019-11-26 United Technologies Corporation Fence for duct tone mitigation
US20190225318A1 (en) * 2018-01-25 2019-07-25 General Electric Company Aircraft systems and methods
US11022047B2 (en) * 2019-08-07 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation External turning vane for IFS-mounted secondary flow systems

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3533486A (en) * 1968-11-08 1970-10-13 Gen Electric Jet engine silencer with retractable sound absorbing body
US4023644A (en) * 1975-07-02 1977-05-17 The Boeing Company Fluid layer acoustic shield for turbofan jet propulsion engine
EP1607603A2 (en) * 2004-06-10 2005-12-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine inlet with noise reduction features
CN101166664A (zh) * 2005-04-28 2008-04-23 法国空中巴士公司 特别是在起飞和降落时的低噪声飞行器
EP2072779A2 (en) * 2007-12-17 2009-06-24 United Technologies Corporation Fan nacelle flow control and method of controlling a boundary layer at the inlet of a fan nacelle
CN102307783A (zh) * 2009-02-03 2012-01-04 空中客车运营简化股份公司 特别适宜于飞行器发动机舱空气入口的声学处理用的面板

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3618876A (en) * 1969-12-22 1971-11-09 Boeing Co Aircraft engine leading edge auxiliary air inlet
US3664612A (en) * 1969-12-22 1972-05-23 Boeing Co Aircraft engine variable highlight inlet
GB1244292A (en) * 1970-01-14 1971-08-25 Rolls Royce Gas turbine engine
US3575259A (en) * 1970-04-10 1971-04-20 Boeing Co Retractable noise suppression system
US3618699A (en) * 1970-04-27 1971-11-09 Gen Electric Multiple pure tone noise suppression device for an aircraft gas turbine engine
DE4009223A1 (de) * 1990-03-22 1991-09-26 Mtu Muenchen Gmbh Propfan-turbotriebwerk
US7861823B2 (en) 2005-11-04 2011-01-04 United Technologies Corporation Duct for reducing shock related noise

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3533486A (en) * 1968-11-08 1970-10-13 Gen Electric Jet engine silencer with retractable sound absorbing body
US4023644A (en) * 1975-07-02 1977-05-17 The Boeing Company Fluid layer acoustic shield for turbofan jet propulsion engine
EP1607603A2 (en) * 2004-06-10 2005-12-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine inlet with noise reduction features
CN101166664A (zh) * 2005-04-28 2008-04-23 法国空中巴士公司 特别是在起飞和降落时的低噪声飞行器
EP2072779A2 (en) * 2007-12-17 2009-06-24 United Technologies Corporation Fan nacelle flow control and method of controlling a boundary layer at the inlet of a fan nacelle
CN102307783A (zh) * 2009-02-03 2012-01-04 空中客车运营简化股份公司 特别适宜于飞行器发动机舱空气入口的声学处理用的面板

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108327915A (zh) * 2017-01-20 2018-07-27 通用电气公司 用于飞行器后风扇的机舱

Also Published As

Publication number Publication date
FR3001257B1 (fr) 2018-05-11
US20150361885A1 (en) 2015-12-17
US10024236B2 (en) 2018-07-17
EP2946089B2 (fr) 2023-05-03
CA2898402A1 (fr) 2014-07-24
CA2898402C (fr) 2020-10-27
CN104937240B (zh) 2017-12-15
EP2946089A1 (fr) 2015-11-25
WO2014111642A1 (fr) 2014-07-24
BR112015016940B1 (pt) 2022-02-22
EP2946089B1 (fr) 2017-09-20
FR3001257A1 (fr) 2014-07-25
RU2015134578A (ru) 2017-02-21
BR112015016940A2 (pt) 2017-07-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11661887B2 (en) Variable geometry inlet system
EP1206384B1 (en) Supersonic external-compression diffuser and method for designing same
US9617871B2 (en) AFT cascade translating variable area fan nozzle
EP3196453B1 (en) Thrust reverser with asymmetric vane geometry
US10648426B2 (en) Single row vane assembly for a thrust reverser
CN104937240A (zh) 一种声学优化的进气口
EP2865876B1 (en) Nacelle comprising a thrust reverser fan ramp with noise suppression
Thomas et al. High bypass ratio jet noise reduction and installation effects including shielding effectiveness
US20190112978A1 (en) Gas turbine engine vortex suppressor
EP2863039A1 (en) Inverted track beam attachment flange
US7735776B2 (en) Air inlet for a turbofan engine
EP2921684B1 (en) Integrated primary nozzle
US9822733B2 (en) Aerodynamic feature for aft edge portions of thrust reverser lower bifurcation wall
US20220380060A1 (en) Variable mixing nozzle design for jet noise reduction
US11441517B2 (en) Supersonic jet aircraft
EP2971521B1 (en) Gas turbine engine flow path geometry
US11686246B2 (en) Propulsion system for an aircraft
US8876043B2 (en) Aircraft engine exhaust nozzle system for jet noise reduction
Benjamin et al. Multipoint Aerodynamic Design of Three dimensional UHBR Engine Intakes

Legal Events

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