FR2972224A1 - Tuyere avec noyau aval presentant une forte courbure - Google Patents

Tuyere avec noyau aval presentant une forte courbure Download PDF

Info

Publication number
FR2972224A1
FR2972224A1 FR1151782A FR1151782A FR2972224A1 FR 2972224 A1 FR2972224 A1 FR 2972224A1 FR 1151782 A FR1151782 A FR 1151782A FR 1151782 A FR1151782 A FR 1151782A FR 2972224 A1 FR2972224 A1 FR 2972224A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
downstream
core
radius
curvature
wall
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
FR1151782A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2972224B1 (fr
Inventor
Stephane Emmanuel Bensilum
Jean Bertucchi
Mathieu Gaillot
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
Priority to FR1151782A priority Critical patent/FR2972224B1/fr
Priority to US14/003,180 priority patent/US9341082B2/en
Priority to GB1315749.0A priority patent/GB2503142B8/en
Priority to PCT/FR2012/050447 priority patent/WO2012120227A1/fr
Publication of FR2972224A1 publication Critical patent/FR2972224A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2972224B1 publication Critical patent/FR2972224B1/fr
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
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/711—Shape curved convex
    • 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)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Rigid Pipes And Flexible Pipes (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

L'invention concerne une tuyère (2) de turbomachine (1) d'axe longitudinal A dans laquelle l'air circule en fonctionnement normal de l'amont vers aval, comprenant à son extrémité aval une paroi externe (100) et un noyau (200) dont la partie amont (210) est entourée par cette paroi externe (100) et dont la partie aval (230) prolonge cette partie amont (210) en aval de cette paroi externe (100), la frontière (220) entre la partie amont (210) et la partie aval (230) étant définie par l'intersection entre le noyau (200) et la surface (S) formée des bissectrices (D) des angles aigus formés par les droites (D1) perpendiculaires à cette paroi externe (100) et passant par l'extrémité aval (105) de cette paroi externe et les droites (D2) perpendiculaires à la face externe (206) du noyau (200) et passant par l'extrémité aval (105) de la paroi externe (100), l'espace entre la paroi externe (100) et la partie amont (210) du noyau (200) définissant une veine annulaire (300) dont l'axe est l'axe longitudinal A. La face externe (236) de la partie aval (230) du noyau (200) présente, à proximité de la frontière (220), une région de forte courbure (250) en chaque point de laquelle le rayon de courbure R dans un plan radial est inférieur à un premier rayon R1 égal à 30 fois le rayon H du noyau (200) au niveau de la frontière (220).

Description

La présente invention concerne le domaine des turbomachines, notamment des turbomachines aéronautiques telles que des moteurs d'avion. L'invention concerne plus particulièrement une tuyère de turbomachine, dans laquelle l'air circule en fonctionnement normal de l'amont vers aval, comprenant à son extrémité aval une paroi externe et un noyau dont la partie amont est entourée par cette paroi externe et dont la partie aval prolonge cette partie amont en aval de cette paroi externe, la frontière entre la partie amont et la partie aval étant définie par l'intersection entre le noyau et la surface formée des bissectrices des angles aigus formés par les droites perpendiculaires à cette paroi externe et passant par l'extrémité aval de cette paroi externe et les droites perpendiculaires à la face externe de ce noyau et passant par l'extrémité aval de la paroi externe, l'espace entre la paroi externe et la partie amont du noyau définissant une veine annulaire dont l'axe est un axe longitudinal A. Dans la description qui suit, les termes "amont" et "aval" sont définis par rapport au sens de circulation normal de l'air dans la tuyère. Les termes "interne" et "externe" indiquent une partie située radialement à, ou orientée radialement vers, l'intérieur ou l'extérieur respectivement par rapport à l'axe longitudinal de la tuyère. La figure 1 montre, de façon schématique, une turbomachine (moteur d'avion) 1 en coupe longitudinale. En fonctionnement normal, l'air et les gaz circulent de l'amont vers l'aval, c'est-à-dire de la gauche vers la droite sur la figure 1. La turbomachine comporte une tuyère 2 dont l'extrémité aval comporte une paroi externe 100, et un noyau 200 (ce noyau peut également être appelé "plug"). La paroi externe 100 et le noyau 200 sont coaxiaux, leur axe longitudinal étant un axe A (dans le cas représenté l'axe A est le même que l'axe de la turbomachine. Dans certains cas l'axe A peut être incliné par rapport à l'axe de la turbomachine). La paroi externe 100 présente une extrémité aval 105. La partie amont 210 du noyau 200 est entourée par la paroi externe 100. L'espace entre cette partie amont 210 et la paroi externe 100 forme ainsi une veine annulaire 300 d'axe longitudinal A.
La partie aval 230 du noyau 200 prolonge cette partie amont 210 en aval de la paroi externe 100, c'est-à-dire que cette partie aval 230 n'est pas entourée par la paroi externe 100. La partie amont 210 et la partie aval 230 se rejoignent à une frontière 220. Le positionnement de cette frontière 220 est défini comme suit (voir figure 3) : En chaque point M de l'extrémité aval 105 de la paroi externe 100, on considère une première droite DI passant par ce point M et qui est perpendiculaire à la paroi externe 100, et une seconde droite D2 passant par ce point M et qui est perpendiculaire à la face externe 206 du noyau 200, et on définit la droite D qui est la bissectrice de l'angle aigu formé par la première droite Dl et la seconde droite D2. Cet ensemble de droites D forme une surface S, et l'intersection de cette surface S avec la face externe 206 du noyau 200 constitue la frontière 220 entre la partie amont 210 et la partie aval 230. La portion de la surface S qui s'étend entre la face externe 206 et la paroi externe 100 constitue l'orifice aval de la veine annulaire 300. La figure 3 représente la partie aval d'une tuyère 2 selon l'art antérieur, en coupe longitudinale. Dans une telle tuyère 2, la partie aval 230 du noyau 200 est conique et se rapproche de l'axe longitudinal A de la tuyère 2 de l'amont vers l'aval. En coupe longitudinale, la face externe 236 de cette partie aval 230 forme donc deux segments qui sont tels que les droites qui les prolongent se croisent sur l'axe longitudinal A. Pour raisons de symétrie, seule la moitié de la tuyère au dessus de l'axe longitudinal A est représentée.
L'extrémité aval 239 du noyau 200 est sensiblement hémisphérique, c'est-à-dire que la paroi latérale du cône formé par la partie aval 230 se recourbe au niveau du sommet de ce cône (extrémité aval) pour former une portion de sphère. Alternativement, le sommet de ce cône peut être tronqué à son extrémité, ou prolongé par une portion cylindrique s'étendant selon l'axe longitudinal A. Dans tous les cas, le cône formé par la partie aval 230 du noyau 200 possède un demi-angle au sommet 13 qui est faible. En effet, la face externe du noyau 200 doit présenter, au niveau de l'orifice aval de la veine annulaire, une pente par rapport à l'axe longitudinal A qui s'écarte au plus d'environ 100 de la pente par rapport à cet axe A de la paroi externe 100. Si la pente de la face externe du noyau 200 est trop supérieure à la pente de la paroi externe 100, la veine annulaire présente un orifice aval qui est trop divergent (la veine annulaire s'évase au niveau de sa section de sortie), et cela est préjudiciable d'un point de vue aérodynamique. Le demi-angle au sommet 13, qui est directement lié à la pente de la face externe du noyau 200 est donc nécessairement faible, en pratique inférieur à 210. Une telle géométrie permet de minimiser les perturbations aérodynamiques causées par le noyau 200, et les coûts de fabrication de la tuyère 2. Cependant, le noyau 200 est alors d'une longueur plus 10 importante, et est donc plus lourd, ce qui est préjudiciable. Pour pallier à cet inconvénient et gagner en masse, une solution utilisée dans l'art antérieur consiste à tronquer la partie aval 230 du noyau 200 environ à mi-longueur, au niveau du trait en pointillé sur la figure 3 qui se situe donc à mi-distance entre l'orifice aval de la veine annulaire 15 300 et l'extrémité aval 239 du noyau 200. Cependant, la large extrémité aval du noyau 200 résultant de cette troncature entraîne une pénalité de performances aérodynamiques qui contrebalance le gain en masse. La présente invention vise à remédier à ces inconvénients. L'invention vise à proposer une tuyère qui soit moins lourde que les 20 tuyères existantes, tout en conservant ses performances aérodynamiques. Ce but est atteint grâce au fait que la face externe de la partie aval du noyau présente, à proximité de la frontière, une région de forte courbure en chaque point de laquelle le rayon de courbure dans un plan radial est inférieur à un premier rayon R1 égal à 30 fois le rayon H du 25 noyau au niveau de la frontière. Grâce à ces dispositions, on obtient un gain de masse pour la tuyère par rapport aux tuyères existantes, et on obtient des performances aérodynamiques de la tuyère au moins égales à celles des tuyères existantes. 30 Avantageusement la partie aval du noyau présente, entre la frontière et la région de forte courbure, une région de faible courbure en chaque point de laquelle le rayon de courbure dans un plan radial est supérieur à un deuxième rayon R2 égal à 10 fois le premier rayon Ri. Ainsi, la stabilité de l'écoulement est améliorée, et donc la 35 consommation en carburant est réduite.
L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, d'un mode de réalisation représenté à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 montre, de façon schématique, un turboréacteur en coupe longitudinale, la figure 2 montre la partie aval d'une tuyère selon l'invention, la figure 3 montre la partie aval d'une tuyère selon l'art antérieur. La figure 2 montre la partie aval d'une tuyère 1 selon l'invention, 10 s'étendant selon un axe longitudinal A. Pour raisons de symétrie, seule la moitié de la tuyère 1 au dessus de l'axe longitudinal A est représentée. Au niveau de l'orifice aval de la veine annulaire 300, c'est-à-dire au niveau de la frontière 220, la paroi externe 100 de la tuyère, et la face externe 206 du noyau 200 font entre elles un angle faible, qui est au plus 15 de l'ordre de 10°. Immédiatement en aval de la frontière 220 se situe la partie aval 230 du noyau 200. Selon l'invention, la face externe 236 de cette partie aval 230 du noyau 200 présente dans un plan radial, à proximité de la frontière 220, une région de forte courbure 250. 20 L'expression "à proximité de" signifie que cette région de forte courbure 250 se situe dans le premier tiers de la longueur totale de la partie aval 230 du noyau 200, c'est-à-dire dans les 33% les plus en amont de cette partie aval 230, y compris que cette région démarre à la frontière 220. 25 Par "forte courbure", on entend une courbure dont le rayon de courbure est inférieur à un premier rayon RI égal à 30 fois le rayon H du noyau 200 au niveau de la frontière 220. Ce rayon de courbure est défini dans un plan radial, c'est-à-dire un plan contenant l'axe longitudinal A. Ce rayon de courbure de la face externe 236 est ainsi défini, en un point P de 30 la face externe 236, comme étant le rayon R d'un cercle contenu dans ce plan radial, passant par ce point P, et venant épouser la face externe 236 au plus près. Ce rayon R est donné par la formule : où y(x) est l'équation de la courbe formée par l'intersection de la face externe et de ce plan radial, est la dérivée première de y par rapport à x, et '? est la dérivée seconde de y par rapport à x. Dans le cas présent, ce plan (x,y) est un plan radial contenant l'axe 5 longitudinal A. En figure 2, il s'agit du plan de la feuille. La frontière 220 forme un cercle centré sur l'axe longitudinal A, et qui s'étend dans un plan perpendiculaire à cet axe (plan transversal). Comme représenté sur la figure 2, le rayon H est le rayon de ce cercle formé par la frontière 220 dans ce plan transversal. Le rayon de courbure 10 R en un point P de la région de forte courbure 250 est représenté sur la figure 2. Ainsi, en tout point P de la région de forte courbure 250 de la face externe 236 de la partie aval du noyau 200, le rayon de courbure R est inférieur au premier rayon R1. 15 L'évasement en sortie de la veine annulaire 300 à cause de la forte courbure en direction de l'axe longitudinal A au niveau de la région de forte courbure 250 entraîne un ralentissement de l'air à ce niveau, et donc une recompression de l'air. Des études numériques effectuées par les inventeurs ont montré, de 20 façon surprenante, que cette recompression n'entraînait pas de décollement préjudiciable de la couche limite au niveau de cette région de forte courbure 250. Au contraire, on obtient, avec un noyau selon l'invention, une réduction de 0,3% de la consommation spécifique en carburant de la turbomachine munie d'une telle tuyère selon l'invention. 25 Avantageusement, le rayon de courbure R en chaque point de la région de forte courbure 250 est inférieur à la moitié du premier rayon R1. La masse de la turbomachine munie d'une telle tuyère est alors réduite davantage, ce qui est avantageux. La région de forte courbure 250 peut démarrer dès la frontière 220. 30 Cependant, il existe alors une discontinuité importante de courbure dans le plan radial au niveau de la frontière 220, puisque la courbure exactement sur la frontière 220 est faible ou nulle (surface rectiligne dans un plan radial). Il est préférable, d'un point de vue aérodynamique (stabilité de 35 l'écoulement) et donc de la consommation en carburant, que la transition
de la courbure faible ou nulle sur la frontière 220 à la courbure forte dans la région de forte courbure 250 s'effectue progressivement. Ainsi, il est avantageux que la face externe 236 présente, entre la frontière 220 et la région de forte courbure 250, une première région de faible courbure 240 en chaque point de laquelle le rayon de courbure dans un plan radial est supérieur à un deuxième rayon R2 égal à 10 fois le premier rayon Ri. Par exemple, cette première région de faible courbure 240 forme la totalité de la face externe 236 située entre la frontière 220 et la région de 10 forte courbure 250. Les essais effectués par les inventeurs ont montré qu'il est avantageux que cette première région de faible courbure 240 soit de longueur supérieure à 1 cm, la longueur étant mesurée le long de la face externe 236. 15 En aval de la région de forte courbure 250, le noyau 200 présente une seconde région de faible courbure 260, dans laquelle tout rayon de courbure (dans un plan radial) est supérieur au premier rayon R1. Cette faible courbure contribue à éviter qu'il se produise un décollement de la couche limite sur la face externe 236. 20 Avantageusement, la face externe 236 présente, en aval de la région de forte courbure 250, une seconde région de faible courbure 260 en chaque point de laquelle le rayon de courbure dans un plan radial est supérieur à un deuxième rayon R2 égal à 10 fois le premier rayon RI. Cette seconde région de faible courbure 260 commence 25 immédiatement en aval de la région de forte courbure 250. Par exemple, cette seconde région de faible courbure 260 est une ligne droite, c'est-à-dire que la face externe 236 est, dans cette région de faible courbure 260, conique. Par exemple, cette seconde région de faible courbure 260 forme la 30 totalité de la face externe 236 située en aval de la région de forte courbure 250, L'extrémité aval 239 du noyau 200 est tronquée, comme représenté sur la figure 2. Alternativement, cette extrémité aval 239 est sensiblement 35 hémisphérique, ou prolongée par une partie cylindrique.
Dans tous les cas, selon l'invention, on obtient une réduction de longueur selon l'axe longitudinal A de la partie aval 230 du noyau 200 d'au moins 20% par rapport à un noyau d'une tuyère selon l'ait antérieur.

Claims (6)

  1. REVENDICATIONS1. Tuyère (2) de turbomachine (1) dans laquelle l'air circule en fonctionnement normal de l'amont vers aval, comprenant à son extrémité aval une paroi externe (100) et un noyau (200) dont la partie amont (210) est entourée par ladite paroi externe (100) et dont la partie aval (230) prolonge cette partie amont (210) en aval de ladite paroi externe (100), la frontière (220) entre ladite partie amont (210) et ladite partie aval (230) étant définie par l'intersection entre le noyau (200) et la surface (S) formée des bissectrices (D) des angles aigus formés par les droites (Dl) perpendiculaires à cette paroi externe (100) et passant par l'extrémité aval (105) de cette paroi externe et les droites (D2) perpendiculaires à la face externe (206) dudit noyau (200) et passant par l'extrémité aval (105) de ladite paroi externe (100), l'espace entre ladite paroi externe (100) et ladite partie amont (210) du noyau (200) définissant une veine annulaire (300) dont l'axe est un axe longitudinal A, ladite tuyère (2) étant caractérisée en ce que la face externe (236) de ladite partie aval (230) du noyau (200) présente, à proximité de ladite frontière (220), une région de forte courbure (250) en chaque point de laquelle le rayon de courbure R dans un plan radial est inférieur à un premier rayon RI égal à 30 fois le rayon H dudit noyau (200) au niveau de ladite frontière (220).
  2. 2. Tuyère (2) selon la revendication 1 caractérisée en ce que, en chaque point de ladite région de forte courbure (250), le rayon de courbure R est inférieur à la moitié dudit premier rayon R1.
  3. 3. Tuyère (2) selon la revendication 1 ou 2 caractérisée en ce que la face externe (236) de ladite partie aval (230) du noyau (200) présente, entre ladite frontière (220) et ladite région de forte courbure (250), une première région de faible courbure (240) en chaque point de laquelle le rayon de courbure R dans un plan radial est supérieur à un deuxième rayon R2 égal à 10 fois ledit premier rayon RI.
  4. 4. Tuyère (2) selon la revendication 3 caractérisée en ce que ladite première région de faible courbure (240) a une longueur supérieure à 1 cm.
  5. 5. Tuyère (2) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 caractérisée en ce que la face externe (236) de ladite partie aval (230) du noyau (200) présente, en aval de ladite région de forte courbure (250),une seconde région de faible courbure (260) en chaque point de laquelle le rayon de courbure R dans un plan radial est supérieur à un deuxième rayon R2 égal à 10 fois ledit premier rayon RI.
  6. 6. Tuyère (2) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5 caractérisée en ce que l'extrémité aval (239) dudit noyau (200) est tronquée.
FR1151782A 2011-03-04 2011-03-04 Tuyere avec noyau aval presentant une forte courbure Active FR2972224B1 (fr)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1151782A FR2972224B1 (fr) 2011-03-04 2011-03-04 Tuyere avec noyau aval presentant une forte courbure
US14/003,180 US9341082B2 (en) 2011-03-04 2012-03-02 Pipe having an upstream core having a sharp curvature
GB1315749.0A GB2503142B8 (en) 2011-03-04 2012-03-02 A turbine engine exhaust pipe having a core with a sharp curvature
PCT/FR2012/050447 WO2012120227A1 (fr) 2011-03-04 2012-03-02 Tuyere avec noyau aval presentant une forte courbure.

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1151782A FR2972224B1 (fr) 2011-03-04 2011-03-04 Tuyere avec noyau aval presentant une forte courbure
FR1151782 2011-03-04

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2972224A1 true FR2972224A1 (fr) 2012-09-07
FR2972224B1 FR2972224B1 (fr) 2018-04-20

Family

ID=45930890

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1151782A Active FR2972224B1 (fr) 2011-03-04 2011-03-04 Tuyere avec noyau aval presentant une forte courbure

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9341082B2 (fr)
FR (1) FR2972224B1 (fr)
GB (1) GB2503142B8 (fr)
WO (1) WO2012120227A1 (fr)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2994461A1 (fr) * 2012-08-09 2014-02-14 Snecma Cone d'echappement biconique pour un turboreacteur d'avion civil
CN112455699A (zh) * 2020-11-13 2021-03-09 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高融合飞机后体

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3829020A (en) * 1973-06-13 1974-08-13 Boeing Co Translating sleeve variable area nozzle and thrust reverser
GB1386232A (en) * 1971-03-31 1975-03-05 Short Brothers & Harland Ltd Fluid propulsion systems
US3897001A (en) * 1974-06-12 1975-07-29 Gen Electric Nozzle and auxiliary inlet arrangement for gas turbine engine
GB1417504A (en) * 1972-05-02 1975-12-10 Snecma Variable-geometry nozzles for jet propulsion engines
US4073440A (en) * 1976-04-29 1978-02-14 The Boeing Company Combination primary and fan air thrust reversal control systems for long duct fan jet engines
US4137992A (en) * 1976-12-30 1979-02-06 The Boeing Company Turbojet engine nozzle for attenuating core and turbine noise
US5054998A (en) * 1988-09-30 1991-10-08 The Boeing Company, Inc. Thrust reversing system for counter rotating propellers
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
EP1930579A2 (fr) * 2006-11-30 2008-06-11 United Technologies Corporation Mélangeur de flux thermiquement découplé
FR2942457A1 (fr) * 2009-02-24 2010-08-27 Snecma Nacelle de turboreacteur a structure d'entree d'air amovible

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3881315A (en) * 1973-03-19 1975-05-06 Gen Electric Fan duct flow deflector
US4802629A (en) * 1982-10-22 1989-02-07 The Boeing Company Plug-type exhaust nozzle having a variable centerbody and translating shroud
US5833140A (en) * 1996-12-12 1998-11-10 United Technologies Corporation Variable geometry exhaust nozzle for a turbine engine
US7174704B2 (en) 2004-07-23 2007-02-13 General Electric Company Split shroud exhaust nozzle
GB0505246D0 (en) * 2005-03-15 2005-04-20 Rolls Royce Plc Engine noise
US8393158B2 (en) * 2007-10-24 2013-03-12 Gulfstream Aerospace Corporation Low shock strength inlet
US8776527B1 (en) * 2008-06-17 2014-07-15 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Techniques to reduce infrared detection of a gas turbine engine
US9181899B2 (en) * 2008-08-27 2015-11-10 General Electric Company Variable slope exhaust nozzle
US8434293B2 (en) * 2009-08-06 2013-05-07 The Boeing Company High stiffness shape memory alloy actuated aerostructure

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1386232A (en) * 1971-03-31 1975-03-05 Short Brothers & Harland Ltd Fluid propulsion systems
GB1417504A (en) * 1972-05-02 1975-12-10 Snecma Variable-geometry nozzles for jet propulsion engines
US3829020A (en) * 1973-06-13 1974-08-13 Boeing Co Translating sleeve variable area nozzle and thrust reverser
US3897001A (en) * 1974-06-12 1975-07-29 Gen Electric Nozzle and auxiliary inlet arrangement for gas turbine engine
US4073440A (en) * 1976-04-29 1978-02-14 The Boeing Company Combination primary and fan air thrust reversal control systems for long duct fan jet engines
US4137992A (en) * 1976-12-30 1979-02-06 The Boeing Company Turbojet engine nozzle for attenuating core and turbine noise
US5054998A (en) * 1988-09-30 1991-10-08 The Boeing Company, Inc. Thrust reversing system for counter rotating propellers
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
EP1930579A2 (fr) * 2006-11-30 2008-06-11 United Technologies Corporation Mélangeur de flux thermiquement découplé
FR2942457A1 (fr) * 2009-02-24 2010-08-27 Snecma Nacelle de turboreacteur a structure d'entree d'air amovible

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2994461A1 (fr) * 2012-08-09 2014-02-14 Snecma Cone d'echappement biconique pour un turboreacteur d'avion civil
CN112455699A (zh) * 2020-11-13 2021-03-09 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高融合飞机后体
CN112455699B (zh) * 2020-11-13 2024-01-02 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高融合飞机后体

Also Published As

Publication number Publication date
GB201315749D0 (en) 2013-10-16
WO2012120227A1 (fr) 2012-09-13
GB2503142B (en) 2017-09-27
US20130336772A1 (en) 2013-12-19
GB2503142B8 (en) 2018-10-17
GB2503142A (en) 2013-12-18
US9341082B2 (en) 2016-05-17
FR2972224B1 (fr) 2018-04-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2593186C (fr) Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
CA2835361C (fr) Chambre annulaire de combustion pour une turbomachine
EP2480834B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine aeronautique avec trous d'air de combustion de configurations differentes
CA2975570C (fr) Ensemble de redressement a performances aerodynamiques optimisees
EP2042806A1 (fr) Chambre de combustion d'une turbomachine
EP2984302B1 (fr) Dispositif de dégivrage d'un bec de séparation de turbomachine aéronautique
FR2898636A1 (fr) Structure de queue-d'aronde de soufflante.
CA2790585C (fr) Dispositif de reduction du bruit des interactions jet/pylone sur turboreacteurs
FR2929334A1 (fr) Dispositif de reduction du bruit genere par reacteur d'aeronef a conduits de fluide coudes
FR2975467A1 (fr) Systeme d'injection de carburant pour une chambre de combustion de turbomachine
FR2972224A1 (fr) Tuyere avec noyau aval presentant une forte courbure
EP3548730B1 (fr) Système correcteur d'effet pogo
FR3091574A1 (fr) Systeme d’injection pour turbomachine, comprenant une vrille et des trous tourbillonnaires de bol melangeur
CA2857927C (fr) Tuyere convergente-divergente de turbomachine
EP3794218B1 (fr) Aube de turbine comprenant un système passif de réduction des phénomènes tourbillonaires dans un flux d'air qui la parcourt
FR3035481A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine comportant un dispositif de guidage de flux d'air de forme specifique
FR3079211A1 (fr) Ensemble propulsif d'aeronef comportant deux moteurs adjacents, dont les tuyeres de sorties presentent une portion droite a proximite d'un plan median de l'ensemble propulsif
FR2973479A1 (fr) Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air et de passage de bougie d'allumage
FR3009026A1 (fr) Corps central d'echappement pour une turbomachine
FR3007801A1 (fr) Element d'injection
FR3080168A1 (fr) Ensemble pour une chambre de combustion de turbomachine
FR3097903A1 (fr) Carter pour une turbomachine d’aeronef
EP4042070B1 (fr) Canne de prévaporisation pour une chambre de combustion de turbomachine
FR3045709A1 (fr) Aube de soufflante
FR2981126A1 (fr) Tuyere asymetrique de turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20170719

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 11

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 12

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 13

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 14