JP2009508038A - ターボファンの噴射ノイズを軽減させる方法 - Google Patents

ターボファンの噴射ノイズを軽減させる方法 Download PDF

Info

Publication number
JP2009508038A
JP2009508038A JP2008529657A JP2008529657A JP2009508038A JP 2009508038 A JP2009508038 A JP 2009508038A JP 2008529657 A JP2008529657 A JP 2008529657A JP 2008529657 A JP2008529657 A JP 2008529657A JP 2009508038 A JP2009508038 A JP 2009508038A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
outlet orifice
injection noise
annular surface
notch
air flow
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
JP2008529657A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4686607B2 (ja
Inventor
ポルト、アラン
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.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations 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 Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of JP2009508038A publication Critical patent/JP2009508038A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4686607B2 publication Critical patent/JP4686607B2/ja
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F02K3/06—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 front fan
    • 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
    • F02K1/38—Introducing air inside the jet
    • F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
    • 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
    • F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
    • F02K1/48—Corrugated nozzles
    • 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
    • B64D2033/024—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising cooling means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Pharmaceuticals Containing Other Organic And Inorganic Compounds (AREA)
  • Pipe Accessories (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Percussion Or Vibration Massage (AREA)

Abstract

本発明は一次空気および／または二次空気の出口(２２)がブラインド押し込み部(２７)で切り欠かれていることを特徴とするターボファンに関する。
【選択図】 図１

Description

本発明はターボファン・エンジンの噴射ノイズを軽減させる方法と、そのノイズがこの方法を実施することにより軽減せられるターボファン・エンジンとに関する。
ターボファン・エンジンの後部では、冷気流(バイパス流)と熱気流(芯流)とが上記のターボファン・エンジンの下流で同じ方向に流れ、相互にだけでなく、周囲の空気とも接触することは既知である。上記の気流の速度は相互に異なると共に周囲の空気の速度からも異なるので、進入流体せん断作用が上記の両気流との間およびこれらの両気流と周囲の空気との間から生じるので、上記の流体せん断作用は空力学的分野では“噴射ノイズ”と称されるノイズを生じる。
そのような噴射ノイズを軽減するため、異なる速度を有する流体間の境界で乱流を生じることが既に考えられている。よって、熱気流用の出口縁および／または冷気流用の出口縁に切欠きを作ることが既に提案されている(例えば、英国特許第２２８９９２１号参照。)そのような切欠きは上記の出口縁の周囲に分布されており、その各々は一般に少なくともほぼ三角形の形を有し、そのベースは対応する出口縁と一致し、その頂点はこの出口縁の前方に位置する。これらの切欠きは空力学的分野では一般には“シェブロン(山形のもの)”と称されている。勿論、このシェブロンは対になっていて、“突起”で分離されている。
これらの既知の切欠きと突起は噴射ノイズを軽減するうえで効果的であるが、かなりのドラッグ(引きずり)を生じるという欠点を有する。
更に、英国特許第２３７２７７９号には、巡航飛行中は噴射ノイズの軽減は必要ではなく、よって、特にドラッグに関する限り、上記の突起を移動可能にして、
− 噴射ノイズを軽減できる、離着陸時に用いられる突出展開位置、
− あるいは噴射ノイズ軽減作用をしない巡航飛行中に用いられる後退位置
をとれることが望ましいことが記載されている。
上記を達成するため、英国特許第２３７２７７９号は、熱気流発生器を囲むカウルの上記の後部分の上記外側環状面あるいは上記内側環状面が、この目的のため特別に設けられた作動機構の作用によって部分的に移動可能になされていることを開示している。上記の突起が展開位置にあると、切欠きは貫通しており(切欠きを有しない環状面によって閉鎖されておらず)、これが後退位置にあると、上記の切欠きは貫通していない(切欠きを有しない上記の環状面により閉鎖されている)。
よって、英国特許第２３７２７７９号によって与えられた技術的教訓は以下の２つ前提を含む。
ａ) 噴射ノイズ軽減は貫通切欠きだけで得られ、
ｂ) 切欠きが貫通していなければ、噴射ノイズ軽減は可能でない。
英国特許第２２８９９２１号 英国特許第２３７２７７９号
故に、本発明の目的は、噴射ノイズ軽減に関する限り、既知のシェブロンと同じ効果があるが、ドラグの発生はかなり少なく、
− 熱気流発生器を取り囲むカウルの後部分の環状面に要求される部分的可動性と、
− 上記の環状面の可動部分を作動させる特別の機構と
から生じる質量が複雑になるあるいは増加することなく、所望の噴射ノイズ軽減をすることができる切欠きを設けることによって上記の従来例の欠点を克服することである。
この目的のため、本発明によれば、ターボファン・エンジンの噴射ノイズを軽減する方法は、
長手方向軸を有し、先縁を備えた前方空気入口部と、外側環状面と内側環状面とからなり、これらの両面が相互に集合して後縁を形成する後方空気出口部とを含む中空ナセルと、
− 上記の前方空気入口部に対向してナセルに配置され、上記のターボファン・エンジンの冷気流を生じさせるようになされたファンと、
− 上記のファンの下流でナセルに配置され、上記のターボファン・エンジンの軸方向熱気流を生じるようになされた発生器と、
− 上記の熱気流発生器を囲み、外側環状面と内側環状面とからなり、これら両面が相互に集合して上記の熱気流用出口オリフィス(孔)を形成する後部分を含むカウル・システムであって、このカウル・システムはナセルと共に、上記の冷気流用の横断面環状のダクトを形成し、このダクトは、その後縁が上記の冷気流用出口オリフィスを形成するナセルの後方空気出口部で終了しているものとからなり、
この方法は上記気流の少なくとも１つ用の出口オリフィスの周囲で上記のターボファン・エンジンの噴射ノイズを軽減するようになされている切欠きを作製することを含み、上記の切欠きが、上記の出口オリフィスを形成する集合する環状面の1方に、その他方に切り込むことなく、切り込むと貫通しないように形成されることを特徴とする。
特に、出願人は、驚くべきことに、英国特許第２３７２７７９号の教示に反して、固定されたブラインド(非貫通)切欠きが、ドラッグを減少させて所望の噴射ノイズ軽減を達成することができることを発見した。
本発明のその他の従来例とは区別できる特徴によれば、当該ターボファン・エンジンの特性により、
− 上記のブラインド切欠きは上記の内側環状面等に切り込むことなく上記の外側環状面に切り込むことができるか、上記の外側環状面に切り込むことなく上記の内側環状面に切り込むことができ、
− 熱気流用出口オリフィスと冷気流用出口オリフィスの両方にそのようなブランド切欠きが設けられなければ、熱気流用出口オリフィスのみに上記のブラインド切欠き等が設けられるか、冷気流用出口オリフィスのみに上記のブラインド切欠きが設けられる。
上記の熱気流発生器の温度を規制するのを意図する換気用空気が上記のカウル・システムを流通する通常の場合では、この換気用空気は上記の熱気流用出口オリフィスの縁に設けられたブラインド切欠きを通って完全に逃げることができる。然し、この縁は、既知の方法では、周方向の逃げ間隙を含み、そこで上記の換気用空気はこの間隙に隣接する上記の切欠きを通って一部のみ逃げる。
更に、既知の方法で、当該出口オリフィスは環状蓋片により形成され、この蓋片に上記の集合外側および内側環状面が固定される。そこで、上記のブラインド切欠きは上記の蓋片の両面の一方に形成された切欠きにより形成されるのが望ましい。
添付図面により、本発明がどのように実施されるかが明確に理解される。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
図１に示されている、既知のタイプのターボファン・エンジンは長手方向軸Ｌ−Ｌ、を有する中空ナセル１を含み、このナセル１は前方に、先縁3を備えた空気入口２を、その後部分１Ｒに、後縁５を備えた環状空気出口４を含む。上記の後部分１Ｒは外側環状面６と内側環状面７とからなり、これらの両面は相互に集合して上記の後縁５を形成する。
上記の中空ナセル１の内側には、
− 上記の空気入口２に向けられており、ターボファン・エンジン用の冷気流９を発生させるようになされたファン８と、
− 既知の方法で、低圧・高圧圧縮器と、燃焼室と、低圧・高圧タービンとからなる中央発生器１０であって、上記のターボファン・エンジンの熱気流１１を発生させるものと、
上記の熱気流発生器１０を囲み、その後部分１２Ｒに熱気流１１用の出口縁１３を備えるカウル・システム１２と、
− ファン８および熱気流発生器１０によって生じた内部ノイズを吸収するのを意図した音響軽減ライニング１４とが配置されている。
上記のカウル・システム１２の後部分１２Ｒは外側環状面１５と内側環状面１６からなり、これらの両面は相互に集合して、熱気流１１用の出口縁１３を形成する。更に、このカウル・システム１２はナセル１と共に、断面環状の内側ダクト１７を形成し、このダクト１７は空気出口４に終わっている。冷気流は内側ダクト１７と出口４とを通過し、上記の出口の縁となる後縁５を通って出る。
よって、この既知のターボファン・エンジンを出てゆく際に、中央熱気流１１は環状の冷気流９のよって囲まれて、周囲の空気に進入する。図１は熱気流と冷気流９との間の境界１８と、冷気流９と周囲の空気との間の境界１９を略示する。言うまでも無く、境界１８および１９では、接触する流体は異なる速度を有し、よって上記の噴射ノイズを生じる。
この噴射ノイズを軽減するため、熱気流用の出口縁１３および／または冷気流用出口縁５には、既知の方法で、その周囲に分布せられた切欠き２０が設けられている。これらの切欠き２０は上記の出口縁１３、５の全厚さを通過し、かなりのドラッグを生じる。
上記の欠点を克服するために、本発明は図２から図１０に示されているように、貫通切欠き２０をなくしている。
図２と図３とは、本発明により、後部分１Ｒと１２Ｒのいずれかを改良するようになされた、出口オリフィス２２を備えた後部分２１Ｒの第１実施例を示す。
図２及び図３に示されている後部分２１Ｒは(外側環状面６と１５に匹敵する)外側環状面２３と(内側環状面７と１６に匹敵する)内側環状面２４とを含み、これら両環状面はオリフィス出口２２の縁部で集合し、それらの後縁２５、２６に沿い相互に組み合わされて上記の出口オリフィス２２を形成する。
外面２３の後縁２５には切欠き２７が入れられ、これらの切欠きは出口オリフィス２２の縁に隣接しており、上記の出口オリフィス２２から離れて、上記の外面２３に延びている。
よって、切欠き２７は、内面２４により閉鎖されているので、非通過であり、内側では、上記の後部分２１Ｒは切欠きのない内面２４により形成されているので、滑らかであることが分る。
更に、図１中矢印ｆで示されているように、熱気流発生器１０は上記のカウル・システム１２で循環する空気により換気でき、この換気用空気は冷気流から流出し、出口縁１３の近辺で上記のカウルを出てゆくことができる。後部分１２Ｒが図２および図３に示されている後部分２１Ｒと換わると、換気用空気は切欠き２７を通って出される。これらの切欠きが上記の換気用空気に自由流れを供給するのに不十分であれば、図４及び図５に示されているように、外側および内側面２３，２４が最早、出口オリフィス２２の縁に沿って、それらの後縁２５，２６により相互に固定されていないということを除いて、全ての面で、後部分２１Ｒに同一である後部分２８Ｒを用いることができる。特に、上記の出口オリフィス２２を囲む周方向間隙２９が、そこで、外側および内側面２３，２４の後縁の間に形成される。
こうして、使用される空気が発生器１０を換気する流域は増加する。
図６及び図７は、外面２３の縁２５の切欠き２７は省略され、内面２４の縁２６に入れられている類似の切欠き３１と代えられていることを除いて、図２及び図３に示されている後部分２１Ｒに類似の後部分３０Ｒを示す。
自明の方法で、切欠き３１は、外面２３により閉鎖されているので、非貫通である。
同様に、図８および図９は図４と図５とに示されている後部分２８Ｒに類似の後部分３２Ｒを示し、これらの図から、切欠き２７は省略されて、図６及び図７に示されている後部分３０Ｒの切欠き３１と代えられている。よって、周方向間隙３３が後縁２５と２６との間に形成されている。
図１０は、図２，３及び６、７に示されている後部分２１Ｒと３０Ｒの実際の例３４Ｒを示す。
後部分３４Ｒには、出口オリフィス２２を形成する蓋片３５が設けられており、この蓋片３５には、この蓋片３５の平面３８および３９と協働して面２３，２４を形成する板あるいはシート（薄板）３６、３７が固着されている。切欠き２７、３１に代わるブラインド切欠き４０が蓋片３５の面３８，３９の１方に入れらている。
上記の明細書より、本発明のブラインド切欠きは、穿孔、切り抜き、押し込み、打ち抜き、アンダーカットあるいはいずれかその他の形成あるいは機械加工操作から作れることが容易に理解される。
本発明の方法を実施することにより改良すべき既知のターボファン・エンジンの略軸方向断面を示す図である。 本発明により改良されたターボファン・エンジンの気流の出口縁の第１の実施例の略斜視図である。 図２のIII−III線に沿う略断面図である。 本発明により改良されたターボファン・エンジンの気流の出口縁の第２の実施例の略斜視図である。 図４のV−V線に沿う略断面図である。 本発明により改良されたターボファン・エンジンの気流の出口縁の第３の実施例の略斜視図。 図６のVII−VII線に沿う略断面図である。 本発明により改良されたターボファン・エンジンの気流の出口縁の第４の実施例の略斜視図である。 図８のIX−IX線に沿う略断面図である。 図２、３、６および７に示されている変形例に対する実際の例の略断面図である。
符号の説明
１…ナセル、２…前方空気入口部、８…ファン、９…ターボファン・エンジンの冷気流、１０…熱気流発生器、１１…ターボファン・エンジンの軸方向熱気流、１２…カウル・システム、１７…ダクト、２２…出口オリフィス、２３・２４…集合環状面、２７・３１・４０…切欠き、Ｌ−Ｌ…長手方向軸。

Claims (8)

  1. ターボファン・エンジンの噴射ノイズを軽減する方法であって、
    − 長手方向軸(Ｌ−Ｌ)を有し、先縁を備えた前方空気入口部(２)と、外側環状面と内側環状面とからなり、これらの両面が相互に集合して後縁を形成する後方出口部とを含む中空ナセル(１)と、
    − 上記の前方空気入口部(２)に対向してナセル(１)に配置され、上記のターボファン・エンジンの冷気流(９)を発生させるようになされたファン(８)と、
    − 上記のファン(８)の下流でナセル(１)に配置され、上記のターボファン・エンジンの軸方向熱気流(１１)を生じるようになされた発生器(１０)と、
    − 上記の熱気流発生器(１０)を囲み、外側環状面と内側環状面とからなり、これら両面が相互に集合して上記の熱気流用出口オリフィスを形成する後部分を含むカウル・システム(１２)であって、このカウル・システム(１２)はナセル(１)と共に、上記の冷気流(９)用の横断面環状のダクト(１７)を形成し、このダクト(１７)は、その後縁が上記の冷気流(９)用出口オリフィスを形成する、ナセルの後方空気出口部で終了しているものとからなり、
    この方法は上記気流の少なくとも１つ用の出口オリフィスの周囲で上記のターボファン・エンジンの噴射ノイズを軽減するようになされている切欠きを作製することを含み、上記の切欠き(２７、３１、４０)が、上記の出口オリフィス(２２)を形成する集合環状面(２３、２４)の一方に、その他方に切り込むことなく、切り込むと貫通しないように形成されることを特徴とする方法。
  2. 上記のブラインド(非貫通)切欠き(２７、４０)が内側環状面(２４)に切り込むことなく、上記の外側環状面(２３)に切り込まれていることを特徴とする請求項１に記載のターボファン・エンジンの噴射ノイズを軽減する方法。
  3. 上記のブラインド(非貫通)切欠き(３１、４０)が外側環状面(２３)に切り込むことなく、上記の内側環状面(２４)に切り込まれることを特徴とする請求項１に記載のターボファン・エンジンの噴射ノイズを軽減する方法。
  4. 熱気流(１１)用の出口オリフィス(２２)にはブラインド切欠き(２７、３１，４０)が設けられていることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載のターボファン・エンジンの噴射ノイズを軽減する方法。
  5. 冷気流(９)用の出口オリフィス(２２)にはブラインド切欠き(２７、３１，４０)が設けられていることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載のターボファン・エンジンの噴射ノイズを軽減する方法。
  6. 熱気流用の出口オリフィスおよび冷気流用の出口オリフィスにはブラインド切欠き(２７、３１、４０)が設けられていることを特徴とする請求項４又は５に記載のターボファン・エンジンの噴射ノイズを軽減する方法。
  7. 上記の熱気流発生器(１０)の温度を規制するようになされている換気用空気がカウル・システム(１２)を流通し、この換気用空気が上記のブラインド切欠き(２７、３１)を通って少なくとも一部分逃げることを特徴とする、ターボ・エンジンに適用された請求項４に記載のターボファン・エンジンの噴射ノイズを軽減する方法。
  8. 上記の気流用出口オリフィス(２２)が、集合外側および内側環状面(２３、２４)に固定されている蓋片(３５)により形成されており、上記のブラインド切欠き(２７、３１)が上記の蓋片の両面の一方に作られた切欠き(４０)により形成されていることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載されたターボファン・エンジンの噴射ノイズを軽減する方法を実施するターボファン・エンジン。
JP2008529657A 2005-09-12 2006-09-01 ターボファンの噴射ノイズを軽減させる方法 Expired - Fee Related JP4686607B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0509260 2005-09-12
FR0509260A FR2890696B1 (fr) 2005-09-12 2005-09-12 Turbomoteur a bruit de jet attenue
PCT/FR2006/002016 WO2007031618A1 (fr) 2005-09-12 2006-09-01 Procede pour attenuer le bruit de jet d’un turbomoteur a double flux

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2009508038A true JP2009508038A (ja) 2009-02-26
JP4686607B2 JP4686607B2 (ja) 2011-05-25

Family

ID=36337535

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2008529657A Expired - Fee Related JP4686607B2 (ja) 2005-09-12 2006-09-01 ターボファンの噴射ノイズを軽減させる方法

Country Status (11)

Country Link
US (1) US7621371B2 (ja)
EP (1) EP1934456B1 (ja)
JP (1) JP4686607B2 (ja)
CN (1) CN101263295B (ja)
AT (1) ATE427418T1 (ja)
BR (1) BRPI0616528A2 (ja)
CA (1) CA2619292C (ja)
DE (1) DE602006006077D1 (ja)
FR (1) FR2890696B1 (ja)
RU (1) RU2387862C2 (ja)
WO (1) WO2007031618A1 (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2013526668A (ja) * 2010-05-12 2013-06-24 スネクマ 航空機推進エンジンのジェットによる騒音を低減するための装置
JP2017096253A (ja) * 2015-09-30 2017-06-01 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 航空エンジンの後縁コアコンパートメント排気口

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7963099B2 (en) * 2007-05-21 2011-06-21 General Electric Company Fluted chevron exhaust nozzle
US7926285B2 (en) * 2007-07-18 2011-04-19 General Electric Company Modular chevron exhaust nozzle
FR2920035B1 (fr) * 2007-08-17 2013-09-06 Airbus France Turbomoteur a emission de bruit reduite pour aeronef
FR2923270B1 (fr) * 2007-11-06 2014-01-31 Airbus France Turbomoteur a tuyere de flux froid adaptee
FR2930972B1 (fr) * 2008-05-07 2012-11-30 Airbus France Turbomachine a double flux pour aeronef a emission de bruit reduite
FR2966435B1 (fr) * 2010-10-25 2013-04-26 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur a section de sortie de ventilation adaptable
FR2977567B1 (fr) 2011-07-07 2014-12-26 Airbus Operations Sas Procede de refroidissement d'un plancher de protection thermique d'un carenage aerodynamique arriere d'un mat d'accrochage d'un ensemble propulsif d'aeronef
EP2837795B1 (en) 2013-08-14 2019-05-01 Ansaldo Energia IP UK Limited Improved intake arrangement in gas turbine power plant
FR3028020B1 (fr) * 2014-10-29 2016-11-11 Snecma Panneau d'echange thermique et de reduction de bruit ameliore pour une turbomachine
EP3555429B1 (en) * 2017-01-19 2020-07-15 Siemens Aktiengesellschaft Exhaust system for a gas turbine engine
US11053888B2 (en) * 2017-11-01 2021-07-06 The Boeing Company Fan cowl with a serrated trailing edge providing attached flow in reverse thrust mode
CN110454298A (zh) * 2019-07-26 2019-11-15 中国航发沈阳发动机研究所 一种具有降噪功能的排气装置
US11685539B2 (en) * 2019-09-27 2023-06-27 Rohr, Inc. Passive internal compartment exhaust for an aircraft propulsion system
US20220195960A1 (en) * 2020-12-21 2022-06-23 Rohr, Inc. Gas turbine engine exhaust chevrons

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB768553A (en) * 1953-11-26 1957-02-20 Rolls Royce Improvements in or relating to propelling nozzles
GB2289921A (en) * 1994-06-03 1995-12-06 A E Harris Limited Nozzle for turbofan aeroengines
GB2372779A (en) * 2001-03-03 2002-09-04 Rolls Royce Plc Gas turbine engine nozzle with noise reducing tabs
US20040237501A1 (en) * 2000-10-02 2004-12-02 Brice David C Apparatus method and system for gas turbine engine noise reduction

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL98695C (ja) * 1952-07-25
US4826106A (en) * 1987-02-18 1989-05-02 Grumman Aerospace Corporation Advanced composite aircraft cowl
US6360528B1 (en) * 1997-10-31 2002-03-26 General Electric Company Chevron exhaust nozzle for a gas turbine engine
GB0105349D0 (en) * 2001-03-03 2001-04-18 Rolls Royce Plc Gas turbine engine exhaust nozzle
US6532729B2 (en) * 2001-05-31 2003-03-18 General Electric Company Shelf truncated chevron exhaust nozzle for reduction of exhaust noise and infrared (IR) signature
EP1438494B1 (en) * 2001-10-23 2017-01-04 THE NORDAM GROUP, Inc. Confluent variable exhaust nozzle
US6971229B2 (en) * 2003-02-26 2005-12-06 The Nordam Group, Inc. Confluent exhaust nozzle
US7093423B2 (en) * 2004-01-20 2006-08-22 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB768553A (en) * 1953-11-26 1957-02-20 Rolls Royce Improvements in or relating to propelling nozzles
GB2289921A (en) * 1994-06-03 1995-12-06 A E Harris Limited Nozzle for turbofan aeroengines
US20040237501A1 (en) * 2000-10-02 2004-12-02 Brice David C Apparatus method and system for gas turbine engine noise reduction
GB2372779A (en) * 2001-03-03 2002-09-04 Rolls Royce Plc Gas turbine engine nozzle with noise reducing tabs

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2013526668A (ja) * 2010-05-12 2013-06-24 スネクマ 航空機推進エンジンのジェットによる騒音を低減するための装置
JP2017096253A (ja) * 2015-09-30 2017-06-01 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 航空エンジンの後縁コアコンパートメント排気口
JP7329900B2 (ja) 2015-09-30 2023-08-21 ザ・ボーイング・カンパニー 航空エンジンの後縁コアコンパートメント排気口

Also Published As

Publication number Publication date
DE602006006077D1 (de) 2009-05-14
EP1934456B1 (fr) 2009-04-01
FR2890696B1 (fr) 2010-09-17
CN101263295A (zh) 2008-09-10
US7621371B2 (en) 2009-11-24
BRPI0616528A2 (pt) 2011-06-21
WO2007031618A1 (fr) 2007-03-22
RU2008114303A (ru) 2009-10-20
RU2387862C2 (ru) 2010-04-27
CN101263295B (zh) 2012-05-09
CA2619292C (fr) 2013-04-30
JP4686607B2 (ja) 2011-05-25
CA2619292A1 (fr) 2007-03-22
ATE427418T1 (de) 2009-04-15
FR2890696A1 (fr) 2007-03-16
EP1934456A1 (fr) 2008-06-25
US20080202847A1 (en) 2008-08-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4686607B2 (ja) ターボファンの噴射ノイズを軽減させる方法
JP4805354B2 (ja) 噴射ノイズを軽減するターボジェット・エンジン
US11661887B2 (en) Variable geometry inlet system
JP5241215B2 (ja) 航空機エンジンノズルの流体のパッシブ誘導システムおよび方法
JP6019578B2 (ja) タービン翼
EP2801701B1 (en) Turbine blades
EP1726811B1 (en) System and method for cooling lateral edge regions of a divergent seal of an axisymmetric nozzle
JP5744314B2 (ja) タービン燃焼システムの冷却スクープ
US20080115504A1 (en) Bleed Structure For A Bleed Passage In A Gas Turbine Engine
JP2007514888A (ja) 冷却タービンベーンプラットフォーム
EP2971729B1 (en) Gas turbine engine and ventilation system
US10577943B2 (en) Turbine engine airfoil insert
US11286859B2 (en) Acoustic panel and method for making the same
US20220049621A1 (en) Passive transpirational flow acoustically lined guide vane
EP3076078A1 (en) Combustor configurations for a gas turbine engine
US6663042B2 (en) Aircraft propulsive power unit
JP6550000B2 (ja) タービン翼
CA2598983A1 (en) A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine
US10837291B2 (en) Turbine engine with component having a cooled tip
EP2821622A1 (en) Gas turbine engine
WO2020246289A1 (ja) フィルム冷却構造及びガスタービンエンジン用タービン翼
JP2013124627A (ja) タービン翼
CA2495166C (en) Axisymmetric flap on gas turbine exhaust centerbody
JPS6215724B2 (ja)

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20090807

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20110208

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20110214

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140218

Year of fee payment: 3

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

Ref document number: 4686607

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

S111 Request for change of ownership or part of ownership

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140218

Year of fee payment: 3

R350 Written notification of registration of transfer

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees