FR2921977A1 - Turbomoteur a double flux pour aeronef - Google Patents
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Abstract
Selon l'invention, on dispose sur le capot interne de soufflante (13), au voisinage du col de tuyère (15) mais en arrière de celui-ci, un bossage annulaire saillant (20), de section arrondie, apte à faire passer localement la vitesse du flux froid (9) du domaine subsonique au domaine supersonique.
Description
La présente invention concerne des perfectionnements aux turbo-moteurs à double flux pour aéronefs, lesdits perfectionnements permettant d'augmenter les performances desdits turbomoteurs, et donc desdits aéronefs, notamment en vol de croisière.
Plus particulièrement, l'invention concerne les turbomoteurs à double flux, par exemple décrits dans le document WO 2006/123035, du type comportant, autour d'un axe longitudinal : ù une nacelle pourvue d'un capot externe de nacelle et enfermant une soufflante engendrant le flux froid et un générateur central engendrant le flux chaud ; un canal annulaire de flux froid ménagé autour dudit générateur central de flux chaud ; un capot externe de soufflante délimitant ledit canal annulaire de flux froid du côté dudit capot externe de nacelle ; un orifice de sortie du flux froid, dont le bord, qui forme le bord de fuite de ladite nacelle, est déterminé par ledit capot externe de nacelle et par ledit capot externe de soufflante convergeant l'un vers l'autre jusqu'à se rejoindre ; - un capot interne de soufflante délimitant ledit canal annulaire de flux froid du côté dudit générateur central de flux chaud et formant une saillie vers l'arrière dudit turbomoteur hors dudit orifice de sortie du flux froid ; et - un col de tuyère de flux froid qui est ménagé entre ledit capot interne de soufflante et ledit capot externe de soufflante.
Dans un tel turbomoteur, afin de minimiser les pertes de perfor- mances dues au frottement dudit flux froid dans ledit canal annulaire de flux froid, il est d'usage d'optimiser la forme et la surface dudit capot ex-terne de soufflante, ainsi que celles dudit capot interne de soufflante. En particulier, on veille à ce que les surfaces desdits capots de soufflante soient aussi lisses que possible.
Par ailleurs, il est connu (voir par exemple le document européen EP 1 031 510) que, par suite de la différence des pressions audit orifice de sortie du flux froid entre ledit flux froid- et l'écoulement aérodynamique externe autour de ladite nacelle, il apparaît, dans ledit flux froid, en arrière dudit col de tuyère, une alternance de zones de survitesses supersoniques, et de zones de vitesses subsoniques, les transitions entre les zones de survitesses supersoniques et les zones de vitesses subsoniques étant bru-tales, non progressives et sans valeurs de vitesse intermédiaires et résultant de chocs droits, c'est-à-dire pratiquement orthogonaux à l'écoulement dudit flux froid. Il en résulte que ledit flux froid est le siège d'une onde de choc se propageant à l'arrière dudit turbomoteur et présentant la forme d'une ligne brisée dont les segments (appelés caractéristiques dans le langage aéronautique) sont peu inclinés par rapport à l'écoulement dudit flux froid et se réfléchissent alternativement sur la surface de glissement entre ledit flux froid et l'écoulement aérody- namique externe autour de ladite nacelle et sur la surface de glissement entre ledit flux froid et ledit flux chaud. Une telle onde de choc à chocs droits non seulement engendre un bruit important (dit bruit de cellules de choc ), mais encore dégrade les performances du turbomoteur et donc celles de l'aéronef qui le porte.
La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvé- nients. A cette fin, -selon l'invention, le turbomoteur du type rappelé ci-dessus, dont le flux froid est le siège d'une onde de choc se propageant à l'arrière dudit turbomoteur et constituée d'une suite de caractéristiques se réfléchissant alternativement sur la surface de glissement entre ledit flux froid et l'écoulement aérodynamique externe autour de ladite nacelle et sur la surface de glissement entre ledit flux froid et ledit flux chaud, est remarquable en ce que ledit capot interne de soufflante comporte, autour dudit axe longitudinal et au voisinage dudit col de tuyère mais en arrière de celui-ci, un bossage annulaire saillant, de section arrondie, apte à faire passer localement la vitesse dudit flux froid du domaine subsonique au domaine supersonique et à être l'origine d'une première caractéristique, inclinée vers l'arrière, pour ladite onde de choc.
Le bossage arrondi saillant prévu par la présente invention correspond à une diminution locale du rayon de courbure dudit capot interne de soufflante et donc à une accélération du flux froid au passage dudit bossage, de sorte que la vitesse dudit flux froid passe localement à une valeur supersonique, ce qui donne naissance à la première caractéristique de l'onde de choc. De plus, grâce à la courbure de ce bossage arrondi saillant, ladite première caractéristique de l'onde de choc peut être relative-ment très inclinée vers l'arrière par rapport à l'écoulement du flux froid, ce qui entraîne qu'il pourra en être de même pour les caractéristiques suivantes. Ainsi, contrairement aux turbomoteurs connus, dans lesquels l'onde de choc est formée par des chocs droits brutaux, dans le turbomoteur perfectionné selon l'invention, l'onde de choc est constituée de chocs obliques entraînant des transitions douces, progressives avec des valeurs de vitesse intermédiaires entre les zones de survitesses supersoniques et les zones de vitesses subsoniques. La vitesse du flux froid tend donc à s'homogénéiser et on améliore en conséquence les performances du tur- bomoteur, tout en réduisant le bruit de celules de choc. On remarquera que, en disposant un bossage saillant sur le capot interne de soufflante, la présente invention va à l'encontre de la technique antérieure qui, comme rappelé ci-dessus, fait en sorte que la surface de ce capot soit la plus lisse possible, sans aspérités, afin de réduire au maximum les pertes de performances par frottement. En réalité, la demanderesse a constaté que, au prix d'une faible perte de performances due à la présence du bossage arrondi saillant sur le capot interne de soufflante, il est possible de bénéficier d'une importante augmentation des performances du turbomoteur par remplacement des chocs droits de la technique antérieure par les chocs obliques de la présente invention. La-première caractéristique, issue dudit bossage arrondi, peut rejoindre directement la surface de glissement entre ledit écoulement aérodynamique externe et ledit flux froid et s'y réfléchir. Toutefois, il est préférable que ladite première caractéristique rencontre le capot externe de soufflante pour s'y réfléchir sous la forme de la deuxième caractéristique, également inclinée vers l'arrière, de ladite onde de choc. Ainsi, on peut influer sur l'inclinaison de ladite deuxième caractéristique grâce à la cour- 15 bure dudit capot externe de soufflante à l'emplacement de l'impact de la-dite première caractéristique. Encore plus avantageusement, dans ce der-nier cas où ladite première caractéristique rencontre le capot externe de soufflante, on fait en sorte de positionner ledit orifice de sortie du flux froid à l'emplacement de-cette rencontre, ce qui évite une longueur exces- 20 sive pour -la tuyère de flux froid et permet donc des gains de masse et de traînée. La deuxième caractéristique a donc alors pour origine le bord dudit orifice de sortie du flux froid. Pour des raisons d'orientation de réflexion semblables à celles données ci-dessus, il est avantageux que ladite deuxième caractéristique, 25 réfléchie par la surface de glissement entre ledit écoulement aérodynamique externe et ledit flux froid ou bien par ledit capot externe de soufflante, ou même par le bord dudit orifice de sortie du flux froid, rencontre la partie en saillie dudit capot interne de soufflante, qu-i la réfléchit selon une troisième caractéristique, également inclinée vers l'arrière.
En revanche, après amorçage de l'onde de chocs de la façon mentionnée ci-dessus, ladite troisième caractéristique peut rencontrer la sur-face de glissement entre l'écoulement aérodynamique externe et ledit flux froid, cette surface de glissement réfléchissant alors ladite troisième ca-ractéristique sous la forme d'une quatrième caractéristique, également inclinée vers l'arrière. Bien entendu, cette quatrième caractéristique se ré-fléchit ensuite sur la surface de glissement entre le flux froid et le flux chaud et, ainsi de suite, les caractéristiques suivantes de ladite onde de choc se réfléchissent alternativement sur l'une ou l'autre desdites surfaces de glissement. De façon connue, le capot interne de soufflante du turbomoteur peut comporter au moins une ouverture de ventilation destinée à évacuer, dans ledit flux froid, un flux d'air de ventilation prélevé sur ce dernier et apte à réguler la température dudit générateur central du flux chaud. De façon évidente, ce flux d'air de ventilation perturbe le flux froid au voisinage dudit capot interne de soufflante, ainsi que la surface de glissement entre lesdits flux chaud et froid. Aussi, dans ce cas, il est avantageux que ladite deuxième caractéristique se réfléchisse sur ledit capot interne de soufflante en avant de ladite ouverture de ventilation. Ainsi, le flux d'air de ventilation se mêle à un flux froid déjà débarrassé de chocs droits, ce qui minimise les perturbations qu'il peut apporter. La présente invention concerne également un procédé pour améliorer les performances d'un turbomoteur à double flux pour aéronef, du type décrit ci-dessus. Un tel procédé est remarquable en ce que, au voisinage dudit col de tuyère mais en arrière de celui-ci, on forme, sur ledit capot interne de soufflante et autour dudit axe longitudinal, un bossage annulaire saillant, à section arrondie, apte à faire passer localement la vitesse dudit flux froid du domaine subsonique au domaine supersonique et à être à l'origine d'une première caractéristique, inclinée vers l'arrière, pour ladite onde de choc. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques 5 désignent des éléments semblables. La figure 1 représente, en coupe axiale schématique, un turbomoteur connu auquel peut s'appliquer la présente invention. La figure 2 illustre, en vue schématique partielle agrandie, la partie arrière du turbomoteur de la figure 1, perfectionnée selon la présente in-10 vention. La figure 3 représente, en coupe axiale schématique, un autre turbomoteur connu auquel peut s'appliquer la présente invention. La figure 4 illustre, en vue schématique partielle agrandie, la partie arrière du turbomoteur de la figure 3, perfectionnée selon la présente in- 15 vention. Le turbomoteur à double flux 1, d'axe longitudinal L-L et montré sur la figure 1, comporte une nacelle 2 délimitée extérieurement par un capot externe de nacelle 3. La nacelle 2 comporte, à l'avant, une entrée d'air 4 pourvue d'un 20 bord d'attaque 5 et, à l'arrière, un orifice de sortie d'air 6 pourvu d'un bord de fuite 7. A l'intérieur de ladite nacelle 2, sont disposés : ù une soufflante 8 dirigée vers l'entrée d'air 4 et apte à engendrer la flux froid 9 pour le turbomoteur 1 ; 25 ù un générateur central 10, comprenant de façon connue des compresseurs à basse et haute pression, une chambre de combustion et des turbines à basse et haute pression, et engendrant le flux chaud 1 1 dudit turbomoteur 1 ; et un canal annulaire de flux froid 12, ménagé autour dudit générateur central 10, entre un capot interne de soufflante 13 disposé du côté du générateur central 10 et un capot externe de soufflante 14 disposé du côté du capot externe de nacelle 3.
Les capots interne et externe de soufflante 13 et 14 forment entre eux une tuyère pour ledit flux froid 9, tuyère dont le col 15 est indiqué en trait mixte sur la figure 1. Le capot externe de soufflante 14 converge, vers l'arrière du turbomoteur 1, en direction dudit capot externe de la nacelle 3, pour former 1 o avec celui-ci le bord 7 dudit orifice 6, qui constitue donc l'orifice de sortie du flux froid. Par ailleurs, du côté arrière du turbomoteur 1, ledit capot interne de soufflante 13 forme une saillie 16 par rapport audit capot externe de soufflante 14, ladite saillie 16 étant extérieure audit orifice de sortie du 15 flux froid 6. Lorsque l'aéronef (non représenté) qui porte le turbomoteur 1 se déplace, un écoulement aérodynamique externe 17 s'écoule autour de la nacelle 2, alors que -le flux froid 9 et le flux chaud 1 1 sont respectivement éjectés par l'orifice 6 et par le générateur central 10 : ainsi, le flux froid 9 20 entoure le flux chaud 11 et est lui-même entouré par l'écoulement aérodynamique 17. Il se forme donc une surface de glissement 18 entre le flux froid 9 et le flux chaud Il, ainsi qu'une surface de glissement 19 et ledit écoulement aérodynamique externe 17 et ledit flux froid 9. Comme mentionné ci-dessus, dans le flux froid 9, apparaît une al- 25 ternance de zones de survitesses supersoniques et de zones de vitesses subsoniques, séparées les unes des autres par- des chocs droits (non représentés). Pour résoudre ce problème, selon la présente invention, le capot intern-e de soufflante 13 comporte, autour de l'axe longitudinal L-L et au voisinage du col de tuyère 15, mais en arrière de celui-ci, un bossage annulaire saillant 20, de section arrondie, apte à faire passer localement la vitesse du flux froid 9 du domaine subsonique au domaine supersonique (voir la figure 2). Il en résulte la génération d'une première caractéristique de choc oblique 21.1 inclinée vers l'arrière et ayant pour origine ledit bossage 20. Dans l'exemple représenté sur la figure 2, la première caractéristique 21.1 se réfléchit sur le capot externe de soufflante 14, en un emplacement 22 disposé en avant de l'orifice 6 de sortie du flux froid 9, en 1 o donnant naissance à la deuxième caractéristique de choc oblique 21.2. Celle-ci, également inclinée vers l'arrière, se dirige vers la partie saillante 16 du capot interne de soufflante 13 et s'y réfléchit en 23, en donnant naissance à la troisième caractéristique de choc oblique 21.3. Cette troisième caractéristique 21.3 est renvoyée vers l'arrière en direction de la 15 surface de glissement 19 et s'y réfléchit en 24. De là, une quatrième caractéristique de choc oblique 21.4, dirigée vers l'arrière, prend naissance et se dirige vers la surface de glissement 18, qu'elle frappe en 25 en se transformant en une cinquième caractéristique de choc oblique 21.5, ré-fléchie vers l'arrière, et atteignant la surface de glissement 19 en 26 pour 20 y engendrer une sixième caractéristique de choc oblique 21.6, inclinée vers-l'arrière et dirigée vers la surface de glissement 18. Tout comme les caractéristiques de choc oblique 21.4, 21.5, 21.6, les caractéristiques obliques suivantes (non représentées) se réfléchissent alternativement sur la surface de glissement 18 et sur la surface 25 de glissement 19. Sur la figure 2, on a représenté l'orifice 6 de sortie de flux froid en arrière de l'emplacement 22 auquel la première caractéristique 21.1 rencontre le capot externe de soufflante 14. Il est bien entendu que cet orifice 6 pourrait occuper la position 6' passant par ledit emplacement 22, de sorte que la deuxième caractéristique 21.2 aurait pour origine le bord 7 de l'orifice 6 en position 6'. La tuyère du flux froid 9 serait alors raccourcie de la longueur d. Dans le turbomoteur 30, montré par la figure 3, on retrouve à l'identique tous les éléments 2 à 17, 19 à 26, 6' et d décrits en regard des figures 1 et 2 à propos du turbomoteur 1. Toutefois, dans le turbomoteur 30, on met à profit la chambre annulaire 31 délimitée entre le capot interne de soufflante 13 et le générateur central 10 pour réguler la température de ce dernier. A cet effet, de l'air frais, provenant de la soufflante 8 et symbolisé par les flèches 32, est prélevé à l'avant de ladite chambre 31 et rejeté à l'arrière de celle-ci à travers au moins une ouverture de ventilation 33 pratiquée dans le capot interne de soufflante 13. II en résulte que l'air de ventilation 32, sortant par l'ouverture 33, se mêle tout d'abord au flux froid 9, puis au flux chaud Il, de sorte que la surface de glissement 18 s'épaissit comme représenté en 18' sur les figures 3 et 4. Par ailleurs, comme cela ressort de cette dernière figure, on fait en sorte que le point de réflexion 23 sur le capot interne de soufflante 13, entre les deuxième et troisième caractéristiques 21.2 et 21.3 se trouve en avant de ladite ouverture de ventilation-33. Ainsi, l'air de ventilation 32 se mêle à un flux froid 9 déjà débarrassé de chocs droits.
Claims (8)
1. Turbomoteur à double flux pour aéronef : qui comporte, autour d'un axe longitudinal (L-L) : une nacelle (2) pourvue d'un capot externe de nacelle (3) et enfer- mant une soufflante (8) engendrant le flux froid (9) et un générateur central (10) engendrant le flux chaud (Il) ; un canal annulaire de flux froid (12) ménagé autour dudit générateur central de flux chaud (10) ; un capot externe de soufflante (14) délimitant ledit canal annulaire de flux froid (12) du côté dudit capot externe de nacelle (3) ; un orifice de sortie du flux froid (6), dont le bord (7), qui forme le bord de fuite de ladite nacelle (2), est déterminé par ledit capot ex-terne de nacelle (3) et par ledit capot externe de soufflante (14) convergeant l'un vers l'autre jusqu'à se rejoindre ; un capot interne de soufflante (13) délimitant ledit canal annulaire de flux froid (12) du côté dudit générateur central de flux chaud (10) et formant une saillie (16) vers l'arrière dudit turbomoteur hors dudit orifice de sortie du flux froid (6) ; et un col de tuyère de flux froid (15) qui est ménagé entre ledit capot interne de soufflante (13) et ledit capot externe de soufflante (14) ; et dont ledit flux froid (9) est le siège d'une onde de choc se propageant à l'arrière dudit turbomoteur et constituée d'une suite de caractéristiques se réfléchissant alternativement sur la surface de glissement (19) entre ledit flux froid (9) et l'écoulement aérodynamique externe (17) autour de ladite nacelle (2) et sur la surface de glissement (18) entre ledit flux froid (9) et ledit flux chaud (Il), caractérisé en ce que ledit capot interne de soufflante (13) comporte, au-tour dudit axe longitudinal (L-L) et au voisinage dudit col de tuyère (15) mais en arrière de celui-ci, un bossage annulaire saillant, de section arrondie (20), apte à faire passer localement la vitesse dudit flux froid (9) du domaine subsonique au domaine supersonique et à être l'origine d'une première caractéristique (21.1), inclinée vers l'arrière, pour ladite onde de choc.
2. Turbomoteur à double flux selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite première caractéristique (21.1) rencontre ledit capot externe de soufflante (14), qui la réfléchit sous la forme de la deuxième caractéristique (21.2), également inclinée vers l'arrière.
3. Turbomoteur à double flux selon la revendication 2, caractérisé en ce que ladite première caractéristique (21.1) rencontre ledit capot externe de soufflante (14) au niveau dudit orifice de sortie (6) du flux froid (9), de sorte que ladite deuxième caractéristique (21.2) a pour origine le bord (7) dudit orifice.
4. Turbomoteur à double flux selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ladite deuxième caractéristique (21.2) rencontre la partie en saillie (16) dudit capot interne de soufflante (13), qui la réfléchit sous la forme d'une troisième caractéristique (21.3), également inclinée vers l'arrière.
5. Turbomoteur à double flux selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite troisième caractéristique (21.3) rencontre la surface de glissement (19) entre l'écoulement aérodynamique externe (17) autour de ladite nacelle et ledit flux froid (9), qui la réfléchit sous la forme de la quatrième caractéristique (21.4), également inclinée vers l'arrière.
6. Turbomoteur selon l'une des revendications 4 ou 5, dans lequel ledit capot interne de soufflante (13) comporte au moins une ouverture de ventilation (33) destinée à évacuer, dans ledit flux froid (9), un flux d'air de ventilation {32) prélevé sur ce dernier et apte à réguler la température dudit générateur central du flux chaud(10), caractérisé en ce que ladite deuxième caractéristique (21.2) se réfléchit sur ledit capot interne de soufflante (13) en avant de ladite ouverture de ventilation (33).
7. Procédé pour améliorer les performances d'un turbomoteur à double flux pour aéronef : qui comporte, autour de son axe longitudinal (L-L) : une nacelle (2) pourvue d'un capot externe de nacelle (3) et enfermant une soufflante (8) engendrant le flux froid (9) et un générateur central (10) engendrant le flux chaud (Il) ; un canal annulaire de flux froid (12) ménagé autour dudit générateur central de flux chaud (10) ; un capot externe de soufflante (14) délimitant ledit canal annulaire de flux froid (12) du côté dudit capot externe de nacelle (3) ; un orifice de sortie du flux froid (6), dont le bord (7), qui forme le bord de fuite de ladite nacelle (2), est déterminé par ledit capot ex-terne d-e nacelle (3) et par ledit capot externe de soufflante (14) convergeant l'un vers l'autre jusqu'à se rejoindre ; • un capot interne de soufflante (13) délimitant ledit canal annulaire de flux froid (12) du côté dudit générateur central de flux chaud (10) et formant une saillie (16) vers l'arrière dudit turbomoteur hors dudit orifice-de sortie du flux froid (6) ; et un col de tuyère de flux froid (15) qui est ménagé entre ledit capot interne de soufflante (13) et ledit capot externe de soufflante (14) ; et dont ledit flux froid (9) est le siège d'une onde de choc se propageant à l'arrière dudit turbomoteur et constituée d'une suite de caractéristiques se réfléchissant alternativement sur la surface de glissement (19) entre ledit flux froid (9) et l'écoulement aérodynamique externe (17) autour de ladite nacelle (2) et sur la surface de glissement (18) entre ledit flux froid (9) et ledit flux chaud (Il), û caractérisé en ce que, au voisinage dudit col de tuyère (15) mais en arrière de celui-ci, on forme, sur ledit capot interne de soufflante (13) et autour dudit axe longitudinal (L-L), un bossage annulaire saillant, à section arrondie (20), apte à faire passer localement la vitesse dudit flux froid (9) du domaine subsonique au domaine supersonique et à être l'origine d'une première caractéristique (21.1), inclinée vers l'arrière, pour ladite onde de choc.
8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite première caractéristique (21.1) se réfléchit sur ledit capot externe de soufflante (14) pour donner naissance à la deuxième desdites caractéristiques (21.2), également inclinée vers l'arrière, et en ce que l'on place ledit orifice de sortie (6) du flux froid (9) à l'emplacement (22) dudit capot externe de soufflante (14) où se réfléchit ladite première caractéristique (21.1).
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2973443A1 (fr) * | 2011-03-30 | 2012-10-05 | Snecma | Capot primaire poreux pour turboreacteur |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2622345C2 (ru) * | 2015-05-06 | 2017-06-14 | Цзывань Ли | Способ повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя |
| PL414889A1 (pl) * | 2015-11-23 | 2017-06-05 | General Electric Company | Okapotowanie sprężające dla wylotu silnika odrzutowego |
| PL420340A1 (pl) * | 2017-01-30 | 2018-08-13 | General Electric Company | Redukowanie fali uderzeniowej dyszy ujściowej |
| GB201701710D0 (en) * | 2017-02-02 | 2017-03-22 | Rolls Royce Plc | Core cowl after-body |
| CN113550840B (zh) * | 2020-04-26 | 2023-02-03 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 风扇激波噪声预测和抑制方法、装置和存储介质 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0779429A2 (fr) * | 1995-12-14 | 1997-06-18 | United Technologies Corporation | Tuyère à section variable pour turbosoufflante |
| EP1031510A2 (fr) * | 1999-02-25 | 2000-08-30 | The Boeing Company | Tuyère d'échappement pour une nacelle de turboréacteur à soufflante avec bouchon pour embout primaire concave |
| WO2003060311A1 (fr) * | 2002-01-09 | 2003-07-24 | The Nordam Group, Inc. | Tuyere a noyau central a surface variable |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3896615A (en) * | 1973-02-08 | 1975-07-29 | United Aircraft Corp | Gas turbine engine for subsonic flight |
| US4410150A (en) * | 1980-03-03 | 1983-10-18 | General Electric Company | Drag-reducing nacelle |
| US5402964A (en) * | 1993-10-25 | 1995-04-04 | Wygnanski; Israel J. | Interference with vortex formation and control of fluid flow to reduce noise and change flow stability |
| US5904320A (en) * | 1994-07-14 | 1999-05-18 | Northrop Gunman Corporation | Blockerless thrust reverser |
| FR2736684B1 (fr) * | 1995-07-12 | 1997-09-12 | Aerospatiale | Statoreacteur pour aeronef a vol supersonique et/ou hypersonique |
| FR2882401B1 (fr) * | 2005-02-22 | 2007-05-11 | Agence Spatiale Europeenne | Dispositif et procede pour reduire les forces laterales non stationnaires agissant sur une tuyere d'un moteur de fusee |
| GB0505246D0 (en) * | 2005-03-15 | 2005-04-20 | Rolls Royce Plc | Engine noise |
| FR2885955B1 (fr) | 2005-05-18 | 2007-06-22 | Airbus France Sas | Procede pour reduire les emissions sonores a l'arriere d'un turbomoteur et turbomoteur ainsi perfectionne. |
| FR2892152B1 (fr) * | 2005-10-19 | 2007-11-23 | Airbus France Sas | Turbomoteur a bruit de jet attenue |
| US7685806B2 (en) * | 2005-12-29 | 2010-03-30 | General Electric Company | Method and apparatus for supersonic and shock noise reduction in aircraft engines using pneumatic corrugations |
| GB0607773D0 (en) * | 2006-04-20 | 2006-05-31 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
| US8359825B2 (en) * | 2008-05-21 | 2013-01-29 | Florida State University Research Foundation | Microjet creation and control of shock waves |
| US8371104B2 (en) * | 2008-10-10 | 2013-02-12 | Lockheed Martin Corporation | System and apparatus for vectoring nozzle exhaust plume from a nozzle |
-
2007
- 2007-10-08 FR FR0707037A patent/FR2921977B1/fr active Active
-
2008
- 2008-09-25 US US12/238,089 patent/US8959924B2/en active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0779429A2 (fr) * | 1995-12-14 | 1997-06-18 | United Technologies Corporation | Tuyère à section variable pour turbosoufflante |
| EP1031510A2 (fr) * | 1999-02-25 | 2000-08-30 | The Boeing Company | Tuyère d'échappement pour une nacelle de turboréacteur à soufflante avec bouchon pour embout primaire concave |
| WO2003060311A1 (fr) * | 2002-01-09 | 2003-07-24 | The Nordam Group, Inc. | Tuyere a noyau central a surface variable |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2973443A1 (fr) * | 2011-03-30 | 2012-10-05 | Snecma | Capot primaire poreux pour turboreacteur |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20090090095A1 (en) | 2009-04-09 |
| US8959924B2 (en) | 2015-02-24 |
| FR2921977B1 (fr) | 2012-09-21 |
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