CN1942665A - 尾喷管混合器 - Google Patents

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Abstract

一种第二级外部尾喷管混合器(20)包括相同形成的凸起，这些凸起的数目等于第一级内部混合器的凸起的数目。外部混合器与内部混合器一起运行，并且进一步使喷气发动机内部旁通流与内部喷气发动机核心流相混合。这种混合使伴随有喷气发动机排气的不同流速达到同等水平、降低喷气发动机核心的最大速度并且提高喷气发动机内部旁通流的较低旁通速度。这些凸起包括复杂的弯曲部分，这些弯曲部分大大增强了气体与周围冷却空气的混合，并由此减低了噪声。在凸起末端处，凸起尺寸的特性可以调整，借此调整总末端面积，以达到与喷气发动机的匹配，从而使喷气发动机以确定的RPM和噪声级运转。通过改变凸起的尺寸也可以调整噪声衰减。现有技术的第二级排气尾喷管混合器可以改装成使通过采用公开的装置和方法能改变它们的总末端面积。

Description

尾喷管混合器
该PCT申请要求享有2004年2月20日提交的美国非临时专利申请10/783,839的优先权，该专利申请的全部内容在这里引入作为参考。
技术领域
本发明涉及一种用于飞机喷气发动机的尾喷管混合器，特别是涉及对这种发动机排出的废气进行强力冷却和较低噪声级的作用和对提高功率和燃料效率的改进措施。
背景技术
特别由国际民用航空组织(ICAO)，附件16颁布的法规和条例规定了飞机喷气发动机的噪声级(分贝)。目前，重量超过75000磅(34000公斤)的商用喷气飞机必须满足3级/3段的噪声级(分贝)要求，这些要求规定了允许分贝噪声级。根据附件16的4级/4段的要求，低级的最大(分贝)级将必须遵循从目前的3级/3段的级至少降低10分贝。通过下面的方法达到这种噪声减小：使内部混合器中的一次热废气与二次旁通冷却空气相混合，再通过使用设置在发动机内部的第一组凸起将排气的单一核心分成多个较小的核心。对于某些发动机，在外部混合器中的第二组凸起设置在发动机的末端第一组的下游。通过使用STANG整流罩覆盖的附带机构，将反推装置模件接合到发动机末端的发动机壳体上。由于发动机具有特别设计的尺寸，因此第二组凸起必须构造成适应现有发动机设计，该现有发动机设计具有1100平方英寸(7097平方厘米)的末端出口区尺寸，而不是重新构造发动机使适合第二组凸起。这种发动机重新配置不切实际而且昂贵。因此，以满足3级/3段的噪声要求为目标已包含在发展各种构造的第二组凸起中，这些凸起设计总是不能满足这些要求，并且当凸起设计满足这些要求时，该凸起却难以制造并且制造费用昂贵，而且混合器改装到发动机的费用昂贵。
一些发动机已不采取使用第二组凸起或者外部混合器，特别是由Pratt & Whitney公司生产的JT8D-217/219系列中。目前，这种发动机包括内部12个凸起混合器并且只检定合格3级/3段噪声级。已要求这种特殊发动机适合4级/4段噪声级，但要使这样做的成本最小化，而且优选地不改变它的反推力部件，这主要是出于成本和其它经济原因。为了使这种发动机达到4级/4段噪声级，需要将喷气发动机噪声额外降低2分贝。这种提高是一种未曾遇到的挑战。
发明内容
本发明不仅为上述的Pratt & Whitney JT8D-217/219系列发动机，而且还为其它发动机避免了这些和其它问题，并且满足和超过4级/4段要求。本发明的第二级或者外部尾喷管混合器包括许多凸起，这些凸起的数目等于第一级或者内部混合器的数目，所有第二级混合器凸起形成一样。当这些凸起轴向从混合器附件向外延伸到发动机喷嘴时，便轴向从基本圆形底部向内扩展到波形结构，该波形结构的顶部的高度增加。凸起包括复杂的弯曲部分，这些弯曲部分的内表面和外表面大大增强了来自内部混合器的有关以前混合的旁通冷却空气—热排气与另外周围冷却空气的混合，并由此也降低了噪声。在它们的末端，就为此设计的喷气发动机而言，由凸起包围的面积基本上保持相同(1065到1120平方英寸)，而对Pratt & Whitney JT8D-217/219系列发动机来讲，是1095到1105平方英寸(6089到7097平方厘米)。对于其它发动机，凸起末端的面积与上述发动机的面积相一致。
例如，对于Pratt & Whitney JT8D-217/219系列发动机，外部混合器长度是12英寸±3英寸(30.45cm±8cm)。在混合器入口处凸起的基本圆形底部周长具有39.7英寸(101厘米)的线性尺寸，形成1223平方英寸(7891平方厘米)的面积。在有规则的波形凸起全高度上的混合器出口处，限定凸起的混合器的尺寸在其最大高度处也是39.7英寸(101厘米)直径，但由于是扇形凸起形状，由凸起包围的面积是1065到1120平方英寸(6089到6403平方厘米)，这与现有尾管的面积相匹配。
出口形状具有椭圆形凸起并且与10×2.5椭圆(加上或者减去2英寸长轴和±0.5英寸短轴)成正比。这些弯曲侧部有助于防止排气压力造成的畸变。
与上面论述相一致，重要和优选的设计参数是使本发明的外部混合器成形有通常是圆柱形的结构并且一段尽可能地短，因此，在尾管的端部不会妨碍现有的反推装置门。其结果是，本发明的混合器使得使用现有的反推装置而不必对其作任何改进。只有一部分STANG整流罩需要稍微减小它们的内部尺寸，以适应内部混合器。此外，现有尾管要缩短大约5英寸(12.7厘米)。
在功能上，凸起的内表面迫使冲击热气，如同以前通过内部混合器的第一组凸起与二次旁通冷却空气混合那样，在各个方向，基本上以45度到60度朝向混合器内部，产生强有力的气体混合。同时，迫使额外的周围冷却空气从凸起的外表面进一步与内部混合的气体相混合。这些作用导致曾由第一级混合器形成的较小气体核心分成无数形态，这些形态较冷并且噪声显著地减低。部分地，凸起的内部轮廓当作凹槽，产生升力的效应，致使在进入喷嘴之前，产生要混合的一次热流和冷流。凸起的外部轮廓当作斜槽，产生文氏效应而使周围的较冷二次流加速。因此，这些凸起共同地起到喷射器的作用，在其离开喷嘴时迫使较冷的周围二次流进入到先前混合的一次流中。这些作用进一步降低了噪声级。此外，凸起的弯曲侧部有助于防止由排气压力造成的畸变。另一个改善的效果是，加速的气体/空气流有助于较快地移动大量以前低速的混合物，从而通过提高它的推力来提高喷气发动机的效率，即提高单位推力燃料消耗量(TSFC)估计改善大约3％。这种提高的TSFC通过更好地动态混合旁通或者风扇导管和涡轮废气来产生。它解决了这样的问题，即从热的、高速容量转换成冷的慢速容量。这种混合使伴随有喷气发动机排气的不同流速达到同等水平、降低喷气发动机核心的最大速度并且提高喷气发动机内部旁通流的较低旁通速度。由于噪声是喷气流速对第7功率的函数，又因为核流的最大速度被降低，由此喷气噪声得到减低。
如上所述，本发明的混合器的轴向长度是12英寸±3英寸，这意味着，在喷嘴出口与反推装置折流板之间具有更小的距离。这种缩小距离的效果是，更多的发动机推力被折流板捕获，并由此在需要时用来制动飞机。
从这种配置中推出若干优点。本发明的尾喷管混合器配装在现有发动机喷口内并且连接到该喷口上，如上所述，对于Pratt & WhitneyJT8D-217/219系列发动机，该喷口的面积是1095-1105平方英寸(6261-7129平方厘米)喷口面积。本发明的凸起可以制成均匀的并且易于适合达到排气与周围空气有效的混合而且附带降低了噪声。凸起的均匀尺寸能使制造成本得到降低。因为混合器可以配装和接合到现有发动机喷口上，故现有反推装置本身不必进行改进；只需要稍微改变现有STANG整流罩和尾管以及外圆筒的尺寸，而不需要对其它部件，比如反推装置、反推装置门及其连杆系作任何改变。喷气发动机的工作效率得到提高，并随着节省了它的燃料和成本。使飞机的反推装置制动得到改进。
从下面典型实施例的说明及其附图中将呈现本发明的目的和优点并且更加充分地理解本发明。因此，根据上面说明，可以认识到，本发明的零部件的最佳尺寸相互关系包括尺寸、材料、形状、形式、功能和操作方式，组装和使用的改变对于本领域普通技术人员来讲是一目了然和显而易见的。因此，本发明预定包括附图中所示出的和说明书中所描述的所有等效相互关系。所以重要的是，在它们没有脱离本发明的精神和范围的情况下，权利要求被认为包括这些等效结构。
附图说明
图1a和1b是喷气发动机喷嘴组件的端部透视图，反推装置和体现本发明的第二级外部尾喷管混合器连接到该组件上；
图2是示意图，示出图1中所示喷气发动机的内部，其具有在发动机内部的已知第一级内部混合器和在发动机末端的发明的第二级外部尾喷管混合器，该喷气发动机包括与其不使用时相比减少的本发明的尾喷管混合器与反推装置折流板之间的距离。
图3a是图2中所示沿着该图的线3-3截取的发动机及其内部混合器的视图；图3b是内部混合器的锥体和周围叶片的透视图。
图4是本发明的第二级外部混合器组件的透视图，其中看到组件12个相同形状的凸起。四个波形横截面#1到#4各不同地通过混合器的凸起并且从混合器组件的端部向着其连接点延伸到发动机的末端，这些横截面表示通过所有凸起的所有平面。第五个横截面#5是圆形的，并且环绕带延伸，该带将混合器固定到发动机的末端。第六个横截面#6设置在第五横截面#5平面的后面，并且在后面的图中看到。这六个横截面在后面的图中称为编号#1-#6的限定平面。
图5是沿着图4所示的混合器组件的轴线并垂直于该轴线截取的、本发明的外部混合器的视图，并且还示出凸起如何散布和分开热气体/空气混合物。图5-1到图5-5示出在它们相应的横截面#1-#5上凸起所含有的区域。示出或设置在凸起内表面上的横截面限定在它们相应平面内的混合器内部面积，该面积分别为：在平面#1(图5-1)1100平方英寸(7097平方厘米)、在平面#2(图5-2)1110平方英寸(7162平方厘米)、在平面#3(图5-3)1120平方英寸(7226平方厘米)、在平面#4(图5-4)1154平方英寸(7445平方厘米)和在平面#5(图5-5)1223平方英寸(7891平方厘米)，其中，平面#5延伸到平面6中，以便连接到现有Pratt & Whitney JT8D-217/219系列发动机上。
图6是相对于图5所示的混合器沿着90度截取的混合器及其沿着平面#1-#5的四个波形横截面和第五圆形横截面的侧视图。在平面#5的凸起的圆形结构通常呈圆柱形地以相同的全部直径延伸到其平面#6的端部。
图7是如图4-6所示的凸起和前面所示四个相同波形横截面和第五圆形横截面的叠置的放大图。
图8是俯视凸起顶点的、图7所示的凸起的视图，其中若干横截面表示当它沿着混合器轴线贯穿横截面或者平面#1-#6时凸起的不同弯曲部分。
图9是图4-8中所示的凸起的侧视图并且示出当它沿着混合器轴线延伸时数个凸起的弯曲部分，具体参照平面1-6，它的端部连接到喷嘴或者尾管上。
图10示出俯视凸起时其平面#1-#6之间凸起的轮廓线。
图11是图9所示的截面弯曲部分中具体一个以及用于其连接到喷嘴或者尾管的机件的视图。
图12是发动机喷嘴组件和用于容纳体现本发明的尾喷管混合器的改进型STANG整流罩不按比例的示意图。
图13是改进用来容纳本发明混合器的STANG整流罩其中之一的透视图。
图14是曲线图，该图表明当使用本发明的第二级外部混合器与使用标准喷嘴比较时Pratt & Whitney JT8D-217/219系列发动机中净推力对发动机压力比的改进，其中，发动机压力比定义为发动机排气压力的测量值除以大气压力。
图15是曲线图，该图表明当使用本发明的第二级外部混合器与使用标准喷嘴比较时Pratt & Whitney JT8D-217/219系列发动机中TSFC(单位推力燃料消耗量)对推力的改进。
图16是Mcdonnell-Douglas MD-80飞机的初始飞行实验数据的曲线图，该图表明当使用本发明的第二级外部混合器与使用标准喷嘴比较时Pratt & Whitney JT8D-217/219系列发动机中按照NAMPP(每磅燃料的空英里)燃料消耗量对马赫的改进。
图17示出另外优选实施例的透视图，其中，装配以形成图4所示的外部混合器组件的凸起包括调整杆隔圈组件，该组件适合与形成每个凸起的侧壁相接合，以调整侧壁之间的距离和形成的斜槽的总合面积。
图18表示端视图，该图示出多个接合的凸起，这些凸起用来形成外部混合器组件，并且示出与形成凸起的侧壁相接合的杆隔圈组件。杆隔圈组件可以调整以使其末端横向地彼此相对移动或者移开，从而构成调整形成的斜槽的面积的装置。
图19是杆隔圈组件的分解图，该组件的末端适合与在侧壁上形成的孔相接合，该侧壁限定装配以产生外部混合器组件的凸起的斜槽。
具体实施方式
由于曾特别根据Pratt & Whitney JT8D-217/219系列发动机设计了本发明，因此下面的论述将具体地指向该发动机；但是，应该明白，本发明同样适合用于其它的喷气发动机中，因此，本发明不限于具体的喷气发动机。
因此，图1a和1b示出例如与Pratt & Whitney JT8D-217/219系列喷气发动机相关的喷嘴组件18，本发明所采用的尾喷管混合器20连接到它的排气末端19上。组件18也支撑反推装置，该反推装置具有一对反推装置折流板22。反推装置折流板与组件20的连接通过杆件24完成，这些杆件24枢转地连接到一对沿直径方向相对的机构上，这些机构安装在整流罩26内，其中一个整流罩26示于图1中。整流罩固定在该组件的相对侧部。当与本发明结合使用时，反推装置和连杆是传统的设计，而且没有更改。整流罩也是传统的设计，但是由其包括的一部分结构稍微有改进，下面将参照图12和13来予以说明。
此外如在图2中所示那样，当折流板用作制动器时，混合器20由于其轴向长度增加而设置成更加靠近反推装置折流板22。这种更近的定位用图2中不同长度x和y来表示。与以前可能得到的相比，这种更近定位的改善结果使折流板能捕获更多部分的、用于制动目的的排气。但是，重要的是，混合器20没有设置成太靠近折流板22，因此，改向的排气流没有受到不利影响，并且门、连杆系和混合器也没有受到有害的应力。
固定到喷气发动机上的喷嘴组件18的内部配置示出在图2、3a和3b中。发动机28包括涡轮叶片30和压缩机或者风扇叶片31，这些叶片在两部分壳体34a和34b内共轴32上接合在一起。为方便起见，没有示出涡轮叶片30前面的燃烧器。热排气成核心36离开涡轮叶片。旁通或者风扇导管38围绕壳体34b，以产生从周围环境到发动机的第一级或者内部尾喷管混合器42的冷却空气通道，如箭头线39所示那样。通过使用其中设置的第一级尾喷管混合器42，使热气的核心36布置成与第一级混合室40内的冷却空气相混合。从图2、3a和3b中清楚地看到，第一级内部尾喷管混合器42包括两组叶片44和46，这些叶片分别向内和向外倾斜，以分别引导冷却空气和室40内的热气并将其混合在一起。叶片44和46设置在终止于锥体47的核心周围。如上所述，与Pratt & Whitney JT8D-217/219系列喷气发动机设计相一致，向内的冷却空气叶片44和向外的热气叶片46的总数分别各为12个。这一合成混合体将核心36分成更小的较冷中心核心和12个具有不同速度混合热气和冷却空气的周围小核心11，它们仍然还是极热并且产生不能接受的高噪声级。这些较小的中心核心和周围核心通向喷嘴组件的末端19，以进行本发明的第二级外部尾喷管混合器20的第二级混合和冷却。
第二级外部尾喷管混合器20及其零部件示于图4-11中。混合器20包括12个相同的凸起48，其数目等于12个冷却空气叶片和12个热气叶片以及内部混合器的12个较小热气核心。为了易于制造，将每个包括凸起的12个部分制造出来，再将凸起两侧上的这些部分焊接在一起，例如用焊接线50示出。组合的凸起从圆形部分贯穿多个渐增波形部分，例如横截面#1-#6举例示出的。从横截面#5处的圆形结构到横截面#1处的扇形或者波形结构的过渡是非常平滑的复杂曲线，并由此使气流畸变和阻力最小化，和使热气与邻近空气的混合最大化，因而降低了噪声。这通过在横截面之间采用协调的横截面和多个受力的和混合花键来实现。采用现代化的CAD软件达到这种设计。
如上所述，在凸起的内表面上示出的和在图5-1到5-5中画影线表示的横截面确定由横截面限定的平面内的混合器内部面积，该混合器内部面积分别为，在平面#1(图5-1)1100平方英寸(7097平方厘米)、在平面#2(图5-2)1110平方英寸(7162平方厘米)、在平面#3(图5-4)1120平方英寸(7226平方厘米)、在平面#4(图5-4)1154平方英寸(7445平方厘米)和在平面#5(图5-5)1223平方英寸(7891平方厘米)。从平面#5到平面#1的横截面积在算术上减少大约5％、2.5％、1.25％等。
在横截面#5与#6之间延伸的截面是从邻近横截面#5的截面的延伸部并且用来将混合器20固定到端接Pratt & Whitney JT8D-217/219系列发动机的喷嘴上，并且具有相同的1223平方英寸(7891平方厘米)的面积。环形加强支撑带52(特别参见图11)在邻近横截面#5的圆形形状部分处接合各凸起，而带环54在横截面#1的最大波形的底部55处则接合到凸起48上。
图11还示出混合器20与喷嘴组件或者尾管18的连接。更具体地说，该混合器固定到喷嘴组件的末端19和双环70上。末端19和双环向外成一定角度并且与现有技术的喷嘴组件相比，缩短了大约5英寸。
例如，如在图7和11所示的那样，凸起的内表面迫使冲击热气旁通冷却空气混合物从内部混合器42沿着各个方向朝向内部混合器20的内部，即基本上以45度到60度，如图5中多个箭头线56所示那样，从而产生强有力的气体混合。同时，迫使另外的周围冷却空气从凸起的外表面进一步与内部混合的气体相混合。这些作用致使来自内部混合器42的较小气体核心分成无数形态，这些形态较冷并且使噪声大大衰减。部分地，凸起的内部轮廓当作凹槽或者通道64，以在飞机机翼的蒙皮产生升力效应时，产生类似的空气动力作用。这种升力效应使一次热流和冷流在进入到喷嘴之前进行混合。当作斜槽66的凸起的外部轮廓设计成相当于许多文氏管，并且因此加速周围空气的较冷二次流。这种配置有效地形成喷射器，以在离开喷嘴时，迫使较冷的周围二次流进入到以前混合的一次流中。这种作用进一步降低了噪声级。
此外，凹槽72形成在外部混合器的带54的两侧上并且当作旋涡发生器，以防止混合的气流附着在带54上并由此提高混合作用。
上面所述的加速也有助于提高发动机中的燃料空气燃烧效率。通过产生增大的流量，排气更加迅速地从发动机中排出，并由此减少了在这些气体运动时发动机及其旁通压缩机消耗能量的需要。
此外，凸起为椭圆形形状，与10×2.5椭圆加上或者减去2英寸(5厘米)长轴和加上或者减去0.5英寸(1.3厘米)短轴成正比。这些弯曲侧部有助于防止由排气压力造成的畸变。
由于混合器20，比如图4、5及以下的所示那样具有在平面#1上凸起所包括的1065平方英寸到1100平方英寸(6089到7097平方厘米)面积和在平面#5上1223平方英寸(7891平方厘米)面积，在这里，混合器接合到喷嘴组件18上，在反推装置22没有任何改变的情况下使用混合器是可能的。其结果是，只需要稍微改装整流罩26覆盖的结构。这种改装表示在图12和13中，并且通过从每个这样的结构中只拆去一小部分、尤其是平行虚线58所示的那个部分就会实现。此外，舌状物59也要拆去。
尽管不是全部，但是下面这些要点在发明内容部分中还可提出。
A.作为重要的设计参数，混合器具有尽可能短的长度，例如12英寸±3英寸(30.45cm±8cm)。凸起形状在39.7英寸(101厘米)处开始于环形或者圆形结构，并且以相同的直径(39.7英寸或者101厘米)终止于扇形或者波形结构，其面积为1065平方英寸到1100平方英寸(6089到7097平方厘米)，该面积与现有尾管面积相配合。通过保持短的混合器，在尾管的端部将不会妨碍现有反推装置门。
B.混合器要设计成可以连接到现有尾管上，且对现有零部件，比如反推装置、反推装置门、棒形整流罩、外部整流罩影响最小。
C.混合器具有椭圆形凸起，这些凸起的形状与10×2.5椭圆(加上或者减去2英寸长轴和加上或者减去0.5英寸短轴)成正比。这些弯曲侧部有助于防止排气压力造成的畸变。
D.凸起从圆形到扇形形状的过渡形成非常平滑的曲线，以便使气流畸变和阻力最小化，并且使热气与邻近空气的混合最大化。这通过在横截面之间采用六个协调的横截面和许多受力的和混合花键来实现。采用Surfware，Inc公司的现代化CAD软件Surfcam曾获得这种设计。
E.沿其轴线截取的混合器的横截面积在算术上减少大约5％、2.5％、1.25％等，直到达到其末端为止。
F.不是简单地分开气流，而是混合器凸起内表面使排气向内倾斜，同时，使用NACA型导管(机翼进气口)，外表面将外部空气抽到混合器中，因此当热气与冷却空气混合时，降低了排气噪声。
G.凸起表面的轮廓线形成了均匀的初始斜度，当排气向内改向时，这种斜度理想地确保压力均匀。
H.通过模型对最后凸起形状设计进行试验，确保这些凸起相对容易地可由平板构成，而且畸变或者应变最小，否则，当平板被迫构成所需结构时，材料的伸展和压缩会造成这种畸变或者应变。这种容易构成适合于选择优选的材料，该优选的材料包括航空航天合金Inconel 625，这是一种难以加工的材料。
12个凸起用来与发动机中的现有12个叶片相配，当排气离开发动机时，这些叶片使排气涡动和旋转。由现有叶片产生的、在尾管内的12个“热点”被本发明的12个凸起破坏，由此将任何不良的热点最小化。
J.凸起形状形成复杂的复合表面，该表面在所有位置上采用尽可能大的半径，以便使阻力最小化并便于气流可能最平稳地改向。
如同在Pratt & Whitney JT8D-217/219系列喷气发动机中所用那样，本发明的初步试验已表明，与传统的技术相比，决定性地改进了性能。如图14-16所示，这些数据是以本试验为基础的。因此，应该明白，最后试验结果可以表现不同的数据。尽管如此，如在初始试验数据的这些曲线图中所示那样，本发明的外部或者第二级混合器表明，要比传统的系统可获得更高的性能。
图14示出，根据所有发动机参数，比如每分钟发动机转数(rpm)、排气温度(EGT)和燃料泵数据的合理匹配，本发明证明在发动机压力比(EPR)，即发动机排气压力除以大气压力的中间区推力增大。与使用标准喷嘴(系列号48099，其详细描述在Pratt & Whitney发动机的联合技术公司(UTC)文献中，名称为“JT8D-209、-217、-217A、-217C、-219，涡轮风扇发动机发动机手册，分册号773128”，其初次出版日期为1979年7月1日，2001年11月15日修订)相比，曾通过使用本发明的外部或者第二级混合器进行过这些试验。
图15公开了本发明在7000到15000磅推力的中间推力范围内使TFC(燃料消耗率)提高到大约2％到3％。举出下面的示例证明，假定燃料消耗量提高2％便获得经济效益。每小时7000磅燃料的发动机平均燃料燃烧转化成每小时大约1000加仑的燃料消耗。根据每年大约2000小时的McMonnell-Douglas MD-80飞机的假定每年飞行使用量，飞机消耗每年大约2000000加仑燃料。以每加仑$1.00的费用计，这种飞机的每年燃料费用为$2000000。因此，本发明改善了2％的燃料消耗量，每架飞机可节约共达$40000。
图16比较使用和未使用本发明的每磅燃料的空英里(NAMPP)对McDonnell-Douglas MD-80飞机的马赫数的改善情况。这里，初始飞行数据表明，当在未使用的“基线喷嘴”上采用本发明时，在曲线的所有点上均提高了“尾喷管”的NAMPP。
图17示出公开的装置的另外优选实施例的透视图，其中多个凸起48被装配以形成尾喷管混合器20，其带54结合在第二级外部尾喷管混合器20的末端区处装配好的凸起周围，以保持由装配好的凸起48的波形表面所限定的末端区的后继形状和总面积。上述带54连接在外表面的周围，以在排气被迫通过其中时保持末端的尺寸，这种排气对装配好的凸起48的末端区施加膨胀力。
由于构成每个凸起48的金属的复杂弯曲确定了第二级混合器末端的最终总面积，因此当多个凸起48装配到第二级外部尾喷管混合器20上时，极其重要的是，形成凸起48环绕末端区产生了合适的接触形状，从而产生总的第二级混合器末端，以配合第一级混合器末端，如上所述那样。这种配合特别重要是因为由带环绕的凸起48限定的末端区的总面积直接影响到喷气发动机的发动机速度。使用中的每个喷气发动机在商业上具有FAA和制造确定的发动机RPM，在发动机运行期间，必须保持该RPM。在连接时，第二级外部尾喷管混合器20使喷气发动机以这个被认可的RPM运转，该混合器20被认为会实现这种匹配。在接合在发动机上时，第二级外部尾喷管混合器20的末端区的总面积非常小的变化都能严重地影响发动机RPM，使其超过或运转在制造和FAA所需的发动机RPM速度之下。因此，极其有利于由多个合适成形的凸起48来构成第二级外部尾喷管20，当以带54施加的确定扭矩或者压力来结合时，这些凸起48将产生末端区的总面积，以达到适应FAA和制造商的需要。但是，正如不同的汽车发动机一样可需要化油器调整，以使气流与发动机的特性相适应，或者与化油器的制造容差相适应，不同的第二级外部尾喷管混合器20可需要调整凸起的尺寸、形状和半径，以在连接到与其接合的发动机第一级或者内部尾喷管混合器42上时达到这种匹配和合适的发动机RPM。此外，在装配到第二级外部尾喷管混合器20上并且被带54以合适的扭矩技术要求接合时，个别凸起48的尺寸、形状或者半径的制造容差和微小差异一并会导致形成的第二级外部尾喷管混合器20具有邻近尺寸不合适的带54的出口末端区。这种情况可能导致发动机速度超过窄范围的FAA和制造商规定的RPM或者运行不足。此外，由于由凸起48构成的斜槽66在末端区将周围空气引导到排气流中，并由此有助于减少噪声，校正设定凸起48的尺寸以产生构成斜槽66的合适形状的外部表面同样是重要的。
传统地，当在造成不正常发动机RPM和/或噪声超过规定范围的末端区之间发生这种失配时，整个第二级外部尾喷管混合器20必须重新设计。在该过程中，需要许多设计和制造工时，花费很大代价。此外，必须制造工装，以微小不同的尺寸特性制成凸起，以便在用带54装配和压缩时有希望产生合适的总末端面积。由于许多变量包括计算装配和结合的第二级外部尾喷管混合器20上的终端区，因此当最后连接时，极其困难地确定重新设计的装置的结果是否将产生合适的末端面积以产生使发动机RPM适应FAA和制造商的技术要求。这种试验和错误的设计与构造方式以很大的时间和金钱代价完成。
因此，当提供一种装置通过改变凸起48的外部轮廓来调整凸起48的尺寸特性时，这种公开装置的优选实施例特别有用，凸起48的外部轮廓也当作装配好的第二级外部尾喷管混合器20的斜槽66。采用这个实施例不仅末端区的总面积可以容易地调整以达到所需的发动机速度匹配，而且还允许提供一种调整斜槽尺寸特性的装置，该装置又提供一种调整噪声衰减的装置。提供这种可调整性使每个第二级外部尾喷管混合器20能调整以校正可能发生在凸起尺寸上的任何制造的异常情况，以及使各个第二级外部尾喷管混合器20与发动机和与其结合的第一级混合器相匹配，以达到RPM适应FAA和制造商的技术要求。如果该装置的第一次安装和实验发生失配，则整个第二级外部尾喷管混合器20不再需要以很大的时间和金钱代价重新设计和再制造。
在这种优选的实施例中提供用来调整末端区总面积的这种装置完全包括用于凸起48尺寸调整的装置，装置的形式是将每个凸起48的所述两个侧部移开凸起的中心线。凸起48的尺寸的每一微小变化和其后以合适的压缩技术要求在其上接合带54均会由此改变末端区的总面积。由于总的末端面积能易于改变，因此在不需要重新设计和再制造的情况下会达到实现合适发动机RPM的FAA和制造商所需的匹配。
此外，缺少这种用于调整末端区总面积的装置的老式第二级外部尾喷管混合器20可以改装成具有用于调整凸起48尺寸的装置，并由此构成调整总末端面积的装置。否则，第二级外部尾喷管混合器20务必具有这种用来对末端面积进行调整的装置，但已脱离实现合适RPM匹配的规定范围，这种第二级外部尾喷管混合器20可以容易地重新设定合适的末端面积，以通过简单地除去带54、改变凸起的尺寸和重新压缩带54来达到规定的发动机匹配。
在目前的优选实施例中，通过杆隔圈组件74跨接在每个斜槽66上提供一种调整凸起48尺寸特性的装置，由此调整末端区的总面积。同时，调整这种装置以调整凸起的尺寸，从而调整末端的面积，并且还调整每个斜槽66的每个出口孔的尺寸，并随之调整该出口孔的面积，该出口孔设置在第二级外部尾喷管混合器20的末端附近。由于对这种斜槽出口孔尺寸的调整将影响通过其中的周围气流的流量、方向和速度，并且斜槽66有助于减低发动机的噪声，因此这些调整同样提供一种调整发动机的噪声衰减的装置，而第二级外部尾喷管混合器20则连接到该发动机上。在对其使用时，该装置可以用来调整末端面积以达到合适的发动机速度匹配并且和/或调整发动机的噪声衰减。
调整凸起尺寸特性的装置被示为杆隔圈组件74，该杆隔圈组件74适合于在第一端82和第二端84与形成凸起48的两个相对壁接合。使杆隔圈组件74的两端与形成凸起48的两个相对壁接合的现行优选装置的特征在于，台肩85形成在杆隔圈组件74的两端上，该杆隔圈组件74的尺寸设定成与凸起孔92相配合地接合，而这些凸起孔92连通到形成每个凸起48的壁中。在图19中清楚地示出，台肩85的中心轴线相对于装配好的杆隔圈组件74的中心轴线倾斜，这产生成角度的基部87，该基部87平滑地接合斜槽66的成角度的表面和成角度的端壁89，这些端壁89填满凸起孔92的区域，并由此在凸起48的通道侧上形成基本上平滑的凸起表面。
当接合在各个凸起48中时，在图18中可以看到，在设置调整凸起48的尺寸特性的装置中，每个杆隔圈组件74设有该调整第二级外部尾喷管混合器20的总末端面积的装置，以达到与发动机的理想匹配。在图19中可以看到，通过转动与筒形螺母78螺纹接合的双头螺栓76，使杆隔圈组件74的第一端82可横向移向和移开第二端84。在通过适合于接合双头螺栓74的工具94来转动双头螺栓76时，它便在一端上自由地旋转，该一端可旋转地接合在筒形套管80中并在相对端与筒形螺母78螺纹接合。从图18中可以看出，这种旋转将使第一端82移向或者移开第二端84。当接合在凸起48的凸起孔92中时，第一端82移开第二端84将又迫使形成凸起48的壁稍微向外，由此增大了斜槽66的总末端面积，同时稍微减小了由装配好的第二级外部尾喷管混合器20中波形凸起48的总外表面积所形成的第二级混合器末端总面积。由于凸起48被预成形，便使杆隔圈组件74膨胀而可压缩地使其接合在凸起48的斜槽66内，从而固定就位，同时调整凸起48的尺寸特性。
一旦杆隔圈组件74这样可压缩地接合而使两个壁移开凸起中心轴线，双头螺栓76将反向旋转使第一端82移向第二端84，并由此造成相应地减小斜槽66的末端面积，同时增大第二级混合器20的总末端面积。一旦调整正确，锁紧销90便被接合并且带54接合在紧靠末端区的第二级外部尾喷管混合器20的周围到适当张紧状态。目前，这种张力可以在150到350磅之间的范围内。一旦带54这样接合，末端区的总面积便被固定。为了达到对发动机RPM的正确匹配，杆隔圈组件74设有一种装置来精密调整每个单独斜槽66的面积和精密调整第二级外部尾喷管混合器20的末端区的总面积。每个单独的发动机可以极为精确和容易地匹配到每个单独的第二级外部尾喷管混合器20上。
由于每个斜槽66当作文氏管来加速周围空气的较冷二次流，使其在离开喷嘴时进入到以前混合的一次流中，而这又进一步降低了噪声级，因此精密调整每个斜槽66的能力构成一种装置以调整或者减低离开喷气发动机的噪声级。此外，由于杆隔圈组件74还设有一种装置来调整第二级外部尾喷管混合器20的总末端面积，因此可以容易地调整该末端面积，并使该面积与其上配合的每个单独发动机相匹配。这样使使用者有能力极为精确地将这一末端面积调整成与上述发动机的相一致的总面积，同时在需要时，对每个单独斜槽66进行调整，以降低噪声级。因此含有这种杆隔圈组件74会在每个第二级尾喷管混合器20与每个单独发动机的特性配合中产生至今不能匹敌的精确度，这种相应地在发动机上安装使使用者具有这样的能力，即调整噪声和将发动机排气区调整到末端排气区，因而从安装于其上的每个喷气发动机中产生更好的性能。
可以看到，杆隔圈组件74也可以用作对第二级外部尾喷管混合器进行改装，因为该混合器没有这样的装置为斜槽66的末端面积和由凸起48的外表面限定的总末端面积提供调整。只要这种缺少的第二级外部尾喷管混合器被拆去及其带被拆去，便为改装作好了准备。完成这项任务的方法将会形成一种装置，以将杆隔圈组件74的两端接合在第二级外部尾喷管混合器的斜槽66中，因为该混合器缺少一种装置来调整凸起的尺寸以调整总末端面积。目前这需要在每个凸起上设置凸起孔92，以便相配合地接合每个杆隔圈组件的两端，但是也可以使用其它装置接合该端部，并且预计将所述其它装置用于该装置的所有实施例中。接下来，装配好的但分解的杆隔圈组件74要设置在合适的斜槽66中并且扩展，使得杆隔圈组件74的两端与凸起84的两个壁相接合。最后，杆隔圈组件74两端之间的距离会移动到相互离开的位置上，以改变每个凸起的尺寸并且使斜槽66的区域展开，并由此调整第二级外部尾喷管混合器20的总末端面积，以与连接于其上的发动机的末端面积相匹配，从而产生最好的发动机性能和最小的噪声级。该带要重新连接并张紧到合适的力，而且该装置重新连接到喷气发动机上。目前使用第二级尾喷管混合器20来改进末端以达到发动机的匹配，这种作法能够在任何喷气发动机上做到取得合适的性能特性和噪声衰减。
应该明白，在前面说明中尺寸、面积等均用英制单位表示，圆括号中用公制单位表示，如果从英制单位换算到公制单位时有任何错误，则应优先采用英制单位。
尽管根据其具体实施例描述了本发明，但应该认识到，在没有脱离本发明的精神和范围的情况下可以作各种变更和改进。尽管本发明如在图中所示并在本文详细描述的那样公开了用于表示本发明的结构和操作方法的优选实施例的具体构造和构型的元件的配置，但是应该明白，根据本发明的精神可以采用不同于示出和描述的各种构造和构型的元件及其其它配置，这些变化、改变和改进会被本领域普通技术人员所发现并且被认为是在附加权利要求中概括限定的本发明范围内。
此外，所附摘要的目的是使美国专利和商标事务所、一般大众和特别是科学家、工程师和对专利或者法律术语或者措词不熟悉的本领域的专业人员能够通过匆忙查阅就会快速确定本申请的技术公开内容的性质和要素。该摘要既不是用来限定由权利要求所限定的本申请的发明，也不是用来以任何方式对本发明范围的限制。

Claims (20)

1.一种喷气发动机改进的喷嘴，所述发动机具有包含多个第一级凸起的现有第一级混合器，改进的喷嘴包括适合接合到第一级混合器的第二级混合器，所述第二级混合器具有多个基本上相同的第二级混合器凸起，这些凸起的数目等于第一级凸起的数目；
所述第二级混合器凸起在高度上从邻近第一级混合器的圆形结构增加到限定所述第二级混合器的末端面积的波形结构；以及
用于调整各个凸起的尺寸的装置，并由此调整所述末端区的总面积。
2.如权利要求1所述的改进的喷嘴，其特征在于，所述末端区的所述面积可以调整，而所述第二级混合器结合到所述第一级混合器上。
3.如权利要求1所述的改进的喷嘴，其特征在于，调整各个凸起的尺寸和由此调整所述末端区的总面积的所述装置包括：
每个所述第二级混合器凸起具有基本上弯曲的形状，该形状由围绕中心轴线弯曲的两个连通侧部限定；以及
用于将所述两个侧部移开所述中心轴线的装置，并由此改变凸起的尺寸和所述末端区的所述面积。
4.如权利要求1所述的改进的喷嘴，其还包括：
每个所述混合器凸起在它们的内表面上被构造成迫使冲击热气从喷气发动机向着所述第二级混合器的内部并且从所述末端区连通；
每个所述混合器凸起在它们的外表面上被构造以混合周围冷却空气，以形成气体核心，这些气体核心小于第一级混合器形成的气体核心，并且使这些较小的气体核心分成无数的形态，这些形态较冷且噪声减低；
所述较小的气体核心通过所述凸起的所述外表面连通到邻近所述末端区的出口孔；以及
用于调整所述出口孔的总面积的装置。
5.如权利要求2所述的改进的喷嘴，其还包括：
每个所述混合器凸起在它们的内表面上被构造成迫使冲击热气从喷气发动机向着所述第二级混合器的内部并且从所述末端区连通；
每个所述混合器凸起在它们的外表面上被构造成混合周围冷却空气，以形成气体核心，这些气体核心小于第一级混合器形成的气体核心，并且使这些较小的气体核心分成无数的形态，这些形态较冷且噪声减低；
所述较小的气体核心通过所述凸起的所述外表面连通到邻近所述末端区的出口孔；以及
用于调整所述出口孔的总面积的装置。
6.如权利要求3所述的改进的喷嘴，其还包括：
每个所述混合器凸起在它们的内表面上被构造成迫使冲击热气从喷气发动机向着所述第二级混合器的内部并且从所述末端区连通；
每个所述混合器凸起在它们的外表面上被构造以混合周围冷却空气，以形成气体核心，这些气体核心小于第一级混合器形成的气体核心，并且使这些较小的气体核心分成无数的形态，这些形态较冷且噪声减低；
所述较小的气体核心通过所述凸起的所述外表面连通到邻近所述末端区的出口孔；以及
用于调整所述出口孔的总面积的装置。
7.如权利要求4所述的改进的喷嘴，其特征在于，调整各个凸起的尺寸并由此调整所述末端区的总面积的所述装置的调整同时提供所述出口孔的相对总尺寸的调整，由此提供调整所述出口孔的总面积的所述装置。
8.如权利要求6所述的改进的喷嘴，其特征在于，调整各个凸起的尺寸并由此调整所述末端区的总面积的所述装置的调整同时提供所述出口孔的相对总尺寸的调整，由此提供调整所述出口孔的总面积的所述装置。
9.如权利要求6所述的改进的喷嘴，其特征在于，调整各个凸起的尺寸并由此调整所述末端区的总面积的所述装置的调整同时提供所述出口孔的相对总尺寸的调整，由此提供调整所述出口孔的总面积的所述装置。
10.如权利要求1所述的改进的喷嘴，其特征在于，调整各个凸起尺寸并由此调整所述末端区的总面积的所述装置包括：
杆隔圈组件，其具有与第二端接合的第一端；
第二级混合器凸起，所述凸起由与第二壁交叉的第一壁限定；
所述第一端适合与所述第一壁相配接合，而所述第二端适合与所述第二端相配接合；以及
用于将所述杆隔圈的所述第一端横向移向或者移离所述第二端的装置。
11.如权利要求2所述的改进的喷嘴，其特征在于，调整各个凸起尺寸并由此调整所述末端区的总面积的所述装置包括：
杆隔圈组件，其具有与第二端接合的第一端；
第二级混合器凸起，所述凸起由与第二壁交叉的第一壁限定；
所述第一端适合与所述第一壁相配接合，而所述第二端适合与所述第二端相配接合；
用于将所述杆隔圈的所述第一端横向移向或者移离所述第二端的装置。
12.如权利要求3所述的改进的喷嘴，其特征在于，调整各个凸起尺寸并由此调整所述末端区的总面积的所述装置包括：
杆隔圈组件，其具有与第二端相接合的第一端；
所述第一端适合与所述两个侧部中的一个相配接合，而所述第二端适合与所述两个侧部中的另一个相配接合；以及
用于将所述杆隔圈的所述第一端横向移向或者移离所述第二端的装置。
13.如权利要求1所述的改进的喷嘴，其另外包括：
张紧地环绕邻近所述末端区的所述第二级混合器的装置。
14.如权利要求2所述的改进的喷嘴，其另外包括：
张紧地环绕邻近所述末端区的所述第二级混合器的装置。
15.如权利要求3所述的改进的喷嘴，其另外包括：
张紧地环绕邻近所述末端区的所述第二级混合器的装置。
16.如权利要求10所述的改进的喷嘴，其另外包括：
张紧地环绕邻近所述末端区的所述第二级混合器的装置。
17.如权利要求11所述的改进的喷嘴，其另外包括：
张紧地环绕邻近的所述第二级混合器附近的装置。
18.如权利要求12所述的改进的喷嘴，其另外包括：
张紧地环绕邻近的所述第二级混合器附近的装置。
19.一种采用杆隔圈组件的方法，该杆隔圈组件具有与第二端接合的第一端，并且具有一种装置：该装置将所述杆隔圈的所述第一端横向移向或者移离所述第二端，由此调整第二级混合器的总末端面积，该第二级混合器适合在第一端接合到喷气发动机的第一级混合器上，并且使在第二端具有多个基本上相同的第二级混合器凸起，这些凸起由两个连通壁形成，这两个连通壁限定所述总末端面积，该方法包括步骤：
使每个所述混合器凸起的所述两个连通壁适合与所述杆隔圈组件相接合；
使所述杆隔圈组件中的一个的所述第一端和所述第二端与每个所述混合器凸起的所述相应的两个连通壁中的每一个相接合；并且
采用所述装置以将所述杆隔圈的所述第一端移向或者移离所述第二端，从而改变每个所述混合器凸起的尺寸特征。
20.如权利要求19所述的方法，该方法包括另外的步骤：
在所有所述混合器凸起的尺寸特征得到调整之后，将带张紧在邻近所述末端区的所述第二级混合器周围。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101970843A (zh) * 2007-08-17 2011-02-09 空中巴士营运公司 用于飞行器的发出减少噪音的涡轮发动机
CN104373216A (zh) * 2013-08-14 2015-02-25 阿尔斯通技术有限公司 燃气涡轮发电设备中的改进的进气布置
CN110107543A (zh) * 2019-05-22 2019-08-09 南京紫晶藤节能科技有限公司 射流式波瓣喷嘴及方法
CN113586281A (zh) * 2021-07-15 2021-11-02 哈尔滨工程大学 一种带非均匀波瓣引射混合器的船舶燃气轮机
CN113915028A (zh) * 2021-10-09 2022-01-11 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种带板片和斗孔的漏斗混合器
CN115234938A (zh) * 2022-09-21 2022-10-25 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器及设计方法

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7017331B2 (en) * 2002-12-07 2006-03-28 Anderson Jack H Jet nozzle mixer
US7434384B2 (en) * 2004-10-25 2008-10-14 United Technologies Corporation Fluid mixer with an integral fluid capture ducts forming auxiliary secondary chutes at the discharge end of said ducts
US7418813B2 (en) * 2004-12-27 2008-09-02 General Electric Company Gas turbine engine exhaust nozzle including an infrared suppression system having a plurality of U-shaped blocking fins and method of assembling said exhaut nozzle
US20070000234A1 (en) * 2005-06-30 2007-01-04 Anderson Jack H Jet nozzle mixer
FR2902758B1 (fr) * 2006-06-21 2009-04-10 Airbus France Sas Ensemble propulsif d'aeronef comportant un conduit d'ejection avec un bord de fuite echancre
US20100316493A1 (en) * 2007-03-23 2010-12-16 Flodesign Wind Turbine Corporation Turbine with mixers and ejectors
US20090230691A1 (en) * 2007-03-23 2009-09-17 Presz Jr Walter M Wind turbine with mixers and ejectors
US8622688B2 (en) 2007-03-23 2014-01-07 Flodesign Wind Turbine Corp. Fluid turbine
US8657572B2 (en) 2007-03-23 2014-02-25 Flodesign Wind Turbine Corp. Nacelle configurations for a shrouded wind turbine
US8021100B2 (en) 2007-03-23 2011-09-20 Flodesign Wind Turbine Corporation Wind turbine with mixers and ejectors
US20110008164A1 (en) * 2007-03-23 2011-01-13 Flodesign Wind Turbine Corporation Wind turbine
US20100314885A1 (en) * 2007-03-23 2010-12-16 Flodesign Wind Turbine Corporation Shrouded wind turbine with rim generator and halbach array
US20110014038A1 (en) * 2007-03-23 2011-01-20 Flodesign Wind Turbine Corporation Wind turbine with skeleton-and-skin structure
US8376686B2 (en) * 2007-03-23 2013-02-19 Flodesign Wind Turbine Corp. Water turbines with mixers and ejectors
US20110027067A1 (en) * 2007-03-23 2011-02-03 Flodesign Wind Turbine Corporation Coated shrouded wind turbine
US20110020107A1 (en) * 2007-03-23 2011-01-27 Flodesign Wind Turbine Corporation Molded wind turbine shroud segments and constructions for shrouds
US20100028132A2 (en) * 2007-03-23 2010-02-04 Flodesign Wind Turbine Corporation Wind turbine with mixers and ejectors
US7983635B2 (en) * 2007-07-20 2011-07-19 Honeywell International Inc. System and method for controlling intermodulation interference
US20100199626A1 (en) * 2008-12-31 2010-08-12 Benjamin Roland Harding Turbine engine exhaust gas tube mixer
EP2414673A4 (en) 2009-03-30 2017-03-29 FloDesign Wind Turbine Corp. Segmented wind turbine
US8739513B2 (en) * 2009-08-17 2014-06-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine exhaust mixer
US8984890B2 (en) * 2011-10-31 2015-03-24 General Electric Company Turbofan engine mixer assembly
EP2604919A1 (de) * 2011-12-12 2013-06-19 Siemens Aktiengesellschaft Brennstoffdüse für zwei Brennstoffe
US10190536B2 (en) 2012-09-17 2019-01-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine exhaust case mixer of gas turbine with variable thickness
CN105715408A (zh) * 2014-12-03 2016-06-29 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种新型的二元矢量喷管
JP6634909B2 (ja) * 2016-03-18 2020-01-22 三浦工業株式会社 ベンチュリノズル及び該ベンチュリノズルを備える燃料供給装置
US11028778B2 (en) 2018-09-27 2021-06-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine with start assist
US20220161205A1 (en) * 2020-11-20 2022-05-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Exhaust mixer

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US369617A (en) * 1887-09-06 Christian g
US522359A (en) * 1894-07-03 henry
GB862477A (en) * 1957-06-12 1961-03-08 Hunting Aircraft Ltd Improvements in variable area nozzle orifices
FR78903E (fr) * 1957-06-12 1962-09-28 Hunting Aircraft Ltd Perfectionnements aux tuyères à orifices de section variable
US3048376A (en) * 1958-04-09 1962-08-07 Curtiss Wright Corp Fluid mixing apparatus
GB895872A (en) 1959-11-19 1962-05-09 Rolls Royce Jet propulsion engines
FR1342275A (fr) * 1962-09-26 1963-11-08 Bertin & Cie Silencieux plus particulièrement destiné aux réacteurs à taux de détente élevés
US3258913A (en) * 1963-09-20 1966-07-05 Boeing Co Method and apparatus for varying the area of an air flow device
US3696617A (en) 1969-11-10 1972-10-10 Rohr Corp Turbo-fan propulsion apparatus and operating method
US3650348A (en) * 1970-02-19 1972-03-21 Boeing Co Supersonic noise suppressor
US3776470A (en) * 1971-09-30 1973-12-04 Gen Mills Inc Variable nozzle
US3981603A (en) * 1975-04-17 1976-09-21 James Sprunger Barrier levelling attachment
US4117671A (en) 1976-12-30 1978-10-03 The Boeing Company Noise suppressing exhaust mixer assembly for ducted-fan, turbojet engine
US4335801A (en) 1980-12-15 1982-06-22 The Boeing Company Noise suppressing nozzle
GB2123486B (en) 1982-07-12 1986-01-02 Gen Electric Turbofan mixed flow exhaust system
US4548034A (en) 1983-05-05 1985-10-22 Rolls-Royce Limited Bypass gas turbine aeroengines and exhaust mixers therefor
US4666104A (en) 1985-07-22 1987-05-19 Kelber Charles C Combination lift thrust device
FR2597157B1 (fr) * 1986-04-15 1990-01-26 Snecma Melangeur de flux multilobe a section d'ecoulement variable pour turboreacteurs double flux ou multiflux
GB2207468A (en) 1987-06-01 1989-02-01 Secr Defence Vortex silencing in gas turbine engines
GB2209054B (en) 1987-08-26 1992-04-15 Rolls Royce Plc Gas turbine nozzles
US5127602B1 (en) 1989-11-21 1995-05-02 Federal Express Corp Noise reduction kit for jet turbine engines.
US5222359A (en) 1991-06-28 1993-06-29 The Boeing Company Nozzle system and method for supersonic jet engine
US5372006A (en) * 1993-02-08 1994-12-13 Aeronautical Concept Of Exhaust, Ltd. Turbine engine equipped with thrust reverser
EP0635632B1 (en) 1993-06-25 1997-10-22 THE NORDAM GROUP, Inc. Noise suppression system
US5592813A (en) 1995-07-06 1997-01-14 Avaero Hush kit for jet engine
US5706651A (en) 1995-08-29 1998-01-13 Burbank Aeronautical Corporation Ii Turbofan engine with reduced noise
US5884472A (en) 1995-10-11 1999-03-23 Stage Iii Technologies, L.C. Alternating lobed mixer/ejector concept suppressor
US5761900A (en) 1995-10-11 1998-06-09 Stage Iii Technologies, L.C. Two-stage mixer ejector suppressor
US7017331B2 (en) * 2002-12-07 2006-03-28 Anderson Jack H Jet nozzle mixer
ATE358772T1 (de) 2001-12-07 2007-04-15 Jack H Anderson Blütenmischer für strahltriebwerke

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101970843A (zh) * 2007-08-17 2011-02-09 空中巴士营运公司 用于飞行器的发出减少噪音的涡轮发动机
CN101970843B (zh) * 2007-08-17 2013-12-25 空中客车运营简化股份公司 用于飞行器的发出减少噪音的涡轮发动机
CN104373216A (zh) * 2013-08-14 2015-02-25 阿尔斯通技术有限公司 燃气涡轮发电设备中的改进的进气布置
CN104373216B (zh) * 2013-08-14 2016-08-24 通用电器技术有限公司 燃气涡轮发电设备中的改进的进气布置
US9863316B2 (en) 2013-08-14 2018-01-09 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Intake arrangement in gas turbine power plant
CN110107543A (zh) * 2019-05-22 2019-08-09 南京紫晶藤节能科技有限公司 射流式波瓣喷嘴及方法
CN113586281A (zh) * 2021-07-15 2021-11-02 哈尔滨工程大学 一种带非均匀波瓣引射混合器的船舶燃气轮机
CN113915028A (zh) * 2021-10-09 2022-01-11 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种带板片和斗孔的漏斗混合器
CN115234938A (zh) * 2022-09-21 2022-10-25 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器及设计方法
CN115234938B (zh) * 2022-09-21 2022-11-25 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器及设计方法

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