JP2009541638A - 入り込み翼後縁付き吐き出し管路を含む航空機推進集合体 - Google Patents

入り込み翼後縁付き吐き出し管路を含む航空機推進集合体 Download PDF

Info

Publication number
JP2009541638A
JP2009541638A JP2009515926A JP2009515926A JP2009541638A JP 2009541638 A JP2009541638 A JP 2009541638A JP 2009515926 A JP2009515926 A JP 2009515926A JP 2009515926 A JP2009515926 A JP 2009515926A JP 2009541638 A JP2009541638 A JP 2009541638A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
propulsion assembly
sound
trailing edge
respect
degrees
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
JP2009515926A
Other languages
English (en)
Other versions
JP5058252B2 (ja
Inventor
ドリュオン，ヤン
セリン，フレデリック
ガンティエ，ファブリス
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 JP2009541638A publication Critical patent/JP2009541638A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP5058252B2 publication Critical patent/JP5058252B2/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
    • 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
    • F02K1/44—Nozzles having means, e.g. a shield, reducing sound radiation in a specified direction
    • 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

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)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

本発明の目的は翼後縁(78,82)と境界をなす空気出口を含む少なくとも1本の吐き出し管路(62,76)が含まれる推進集合体であって、吐き出し管路(62,76)の終端部分に、それぞれ音の四散を抑制できる先端部(86)により分離された特別に恵まれた音の四散方向に対応した2本の入り込み部(84)が含まれ、前記入り込み部が水平中間平面に関して上方に向けてずらされることを特徴とする。
【選択図】図２A

Description

本発明は入り込まれた翼後縁付きの吐き出し管路を含む航空機推進集合体に関する。
図１Aに、連結手段、特に水平支持翼14下の鉛直支持翼12により航空機に接合されるターボ送風機とも呼ばれる航空機推進集合体が10で示された。これには、一方でプロペラ羽根を備えた回転子18とタービン羽根を備えた固定子20とが含まれる送風機、他方で空気流の方向24に応じて、コンプレッサー床26、燃焼室28ならびにタービン床30が配置される主管路22を伴ったエンジン16が含まれる。エンジン16は送風機の上流に空気入口34とその送風機の固定子の下流に補助管路36が含まれるエンジン室32内に配置される。
補助管路36には下流に空気出口と境界をなすいわば補助の翼後縁38が含まれる。
同様にして、主管路22には、コンプレッサー床26の上流に空気入口の境界をなすいわば主の翼前縁40と、タービン床30の下流にガス排気口と境界をなすいわば主の翼後縁42が含まれる。
主翼後縁42と補助翼後縁38とはそれぞれほぼ鉛直な平面内に配置される。エンジンがかかると、主管路22は補助翼後縁38を越えてエンジン室32の後方に延びることができる。
推進全体装置10により発せられる騒音は、一方では様々な流れの混合物の後に続く管路外部に生じるジェット騒音、他方では内部部分の騒音、すなわち、送風機、コンプレッサー、タービンならびに管路内部に拡散する燃焼から生ずるいわば内部騒音から構成される。
空港近辺における騒音被害の影響力を抑制するため、国際標準は騒音放出に関してますます規制が厳しくなっている。
特にヘルムホルツの共鳴原理を利用して、特に管路仕切壁領域で音エネルギーの一部吸収を狙った被覆を行うことでこの内部騒音低減のための技術が開発された。
しかしながら、防音被覆の採用にもかかわらず、送風機の騒音から主に構成される内部騒音は、その大部分が補助管路内に拡散すると同時に管路出口で四方に拡がり支配的な騒音源を残す。
また、吐き出し管路の音の四散を抑制するための第１の解決策は、騒音放出を上部方向に向けるように斜めに境界をなす補助管路36が設置されることで、地上の方への四散を抑制することからなる。この解決策によると、補助翼後縁38は傾斜面内に配置され、管路の頂部部分が下部部分に対して上流の方にずらされる。
この実施形態は特に、さらに特別に航空力学問題を扱った特許文献US2004/0140397中で説明されている。いくつかの実施形態の説明によると、吐き出し管路には固定した主部品と、その固定主部品に対して管路軸の廻りに旋回できることで所要の軌跡に応じて吐き出される空気の流れの方向を向けさせる終端が傾斜した部品、の２部品が含まれる。ある一定の位置に沿って空気の流れは脇の方に吐き出される。
[技術課題]
この文献が空気の流れを上方に向ける騒音の低減に触れているとしても、この解決策は次の理由で十分ではない。傾斜した終端形状（ある平面内に配置される翼後縁）を通る空気の流れの向きは、四散方向が空間の半分に対応する極めて大きな空間地帯の方向に向くので最適ではない。また、たとえその流れの向きが脇の方に向けられても、騒音の方向のうち無視しがたい部分が地上の方に向けられている。
推進集合体が水平支持翼上に配置される場合（最も多い取付方法）、空気の流れは上方に向けて吐き出されると水平支持翼により地上の方に反射される。この解決策ではせっかく上方に向けて向けられる音の四散が水平支持翼により地上に向けて反射されるので問題が大きくなる。
地上方向の水平支持翼の反射の影響を抑制するため、特許文献EP-1.493.665に説明される解決策では、水平支持翼下面の特殊な外形が備えられ、音波が主管路を出る加熱ジェット流方向に都合よく反射される。こうして、加熱ジェットの騒々しくも安定した流れにより音エネルギーの一部の分散が行える。
それにもかかわらず、この解決策は、一般的に高価につくと同時に、水平支持翼の外形に余計な制約が課せられて、主たる制約、すなわち力学上の強度と同時に揚力や抗力などの航空力学上の制約を伴う解決不能な矛盾をかかえうるので満足すべきものではない。
US2004/0140397 EP-1.493.665
本発明は、また、単純かつ効果的なアイデアの吐き出し管路形態を提案することで特に送風機騒音、タービン騒音ならびに燃焼騒音のエンジン内部騒音の抑制を可能にして、従来技術の不都合を軽減することも目的としている。
このため、本発明は、翼後縁により境界が区切られる空気出口が含まれる少なくとも１本の吐き出し管路が含まれる推進集合体であって、吐き出し管路の終端部分にそれぞれ、音の四散方向に対応して音の四散を抑制できる、特別に恵まれた先端部分により分離された２本の入り込み部が含まれ、この入り込み部が水平中間平面に対して上方にずらされることを特徴とする推進集合体を対象とする。
このように、入り込み部は音の四散方向が下方または地上方向に反射できる余地のある航空機の一部の方向には向かないように配置される。
その他の特徴や利点は本発明に関する以下に続く説明、すなわち付録の図面を参照して例としてのみ挙げられル説明から明らかになろう。
従来技術による推進集合体の鉛直面に沿う長さ方向断面図 図１Aの推進集合体の後方斜視図 音の四散方向を示す図１Aの推進集合体の後面図 本発明による推進集合体の鉛直平面に沿う長さ方向断面図 図２Aの推進集合体の後方斜視図 音の四散方向の図 ２Aの推進集合体の後面図 本発明の好ましい実施形態による推進集合体の側面図 音の四散方向を示す図３Aの推進集合体の後面図 本発明の様々な変型例による推進集合体の側面図 本発明の様々な変型例による推進集合体の側面図 本発明の様々な変型例による推進集合体の側面図 本発明の様々な変型例による推進集合体の側面図 本発明の様々な変型例による推進集合体の側面図 本発明の様々な変型例による推進集合体の側面図
図２Aに、航空機への連結手段、特に、航空機の水平支持翼54下の垂直支持翼52により接合されるターボ送風機とも呼ばれる航空機の推進集合体が50で示される。しかしながら、本発明はこの組立方法にのみ限定されることはなく、この推進集合体は別の連結手段を通じて航空機のその他の部分にも接合可能である。
ある実施形態によると、推進集合体50には、一方でプロペラ羽根付きの回転子58とタービン羽根付きの固定子60とを含む送風機付きのエンジン56を、他方で、空気流れの方向64に沿って配置される主管路62、コンプレッサー床66、燃焼室68ならびにタービン床70が含まれる。エンジン56はエンジン室72に配置され、これには送風機上流の空気入口74と送風機の固定子60下流の補助管路76が含まれる。
補助管路76には下流に空気出口と境界をなすいわば補助の翼後縁78が含まれる。
主管路62にはコンプレッサー床66の上流に空気入口の境界をなすいわば補助の翼前縁80とタービン床70の下流でガス排出口と境界をなすいわば主の翼後縁82が含まれる。
エンジンがかかると、主管路62は、図２A、図３A、図４〜５、ならびに図７〜９に示されるように補助翼縁78を越えてエンジン室72の背後まで、あるいは図６に示されるように補助翼後縁78を越えずに延びることができる。
従来技術によると、空気の流れの送風機との相互作用により、後で、補助吐き出し管路内に、また空気入口内にも拡散した後に、前記管路の出口であらゆる方向に四散する送風機騒音と呼ばれる騒音が発生する。
同様にして、従来技術ではタービン床に伴う空気の流れの相互作用により、主吐き出し管路内に拡散しあらゆる方向の出口で四散する騒音が発生する。
本発明はさらに特にエンジン騒音、特に、少なくとも1ヵ所の吐き出し管路を含む推進集合体により放出される送風機騒音、タービン騒音そして燃焼騒音の、地上での感知を低減することを目的としている。
この地上での感知は補助管路76に当てはまるものと説明されるが、図９に示されるように主管路62にもあてはまる。
本発明によると、吐き出し管路76の終端部分には、音の四散を抑制できる先端部分86から分かれたそれぞれ音の四散方向に対応する特別に恵まれた2ヵ所の入り込み部84が含まれ、前記入り込み部84は水平中間平面に関して上方に向けてずらされる。
この解決策により配置される平面が１つではない翼後縁78が得られて、この入り込み部が特別に恵まれた音の四散方向に対応することになる。
傾斜した管路のくり抜き部とは違って、この入り込み部によって、上半分の空間よりも狭い少なくとも1ヵ所の空間地帯に沿ってより良好な音の四散経路が開ける。
入り込み部とは、管路を定義する面と平面ではない面との間の交差線に対応する管路終端部分のくり抜き部と理解される。
図２A、図２Bならびに図２Cに図示される第1実施形態によると、推進集合体50が水平支持翼に配置される場合、翼後縁78には平面内に配置される低い方と高い方の2ヵ所の先端部分86ならびに管路の左側と右側に2ヵ所の入り込み部84が含まれる。こうして、吐き出し管路には、図２Cで太線により表わされる横方向の四散に都合よくなる両脇の2ヵ所の「開口部」88が含まれる。さらに、先端部分86により上下の鉛直方向に沿う四散を部分的に抑制できる。
図３Aと図３Bに示される実施形態によると、入り込み部84は、図３Bに示されるように、第1入り込み部についてはおよそ30度〜120度、第2入り込み部については240度〜330度にわたる角度範囲で延びるように水平中間平面に関して上部方向に向けてずらされる。示された角度の値は全くこれに限定されるものではない。入り込み部84部分の位置は、地上方向にも、また、鉛直平面から56度の平面内に位置するいわば横方向の検定地点の方向にも音の四散低減が確保されるように決定される。
この構成では、高い方の先端部分は低い方の先端部分よりも小さい。それにもかかわらず、高い方の先端部分は無効ではないばかりか音波の反射を抑制して水平支持翼に向けた四散を抑制するよう60度程度の角度にわたり延びる。
これらの入り込み部は鉛直中間平面に関してほぼ対称に配置されると都合が良い。
本発明はこの実施形態に限定されない。
例えば、吐き出し管路には、推進集合体が胴体に直接付加される場合には単一の入り込み部、あるいは、音の四散に特別に恵まれた方向を定めるために複数の入り込み部が含まれても良い。
こうして、入り込み部は下方に向かう音の四散の方向、あるいは航空機の一部の、地上方向にこれを反射する余地のある方向に向けないように配置される。
前述で明らかにされたように、小型のエンジン室の推進集合体50の場合には、本発明は主62および/または補助76の吐き出し管路に適用可能である。大型エンジン室の場合、図６に示されるように、本発明による入り込み部84の実施では補助管路76の領域でしかメリットが出ない。
この入り込み部については様々な配置と形態が考えられる。
例えば、図４に示されるように、吐き出し管路には翼後縁78全長にわたり延びる少なくとも2ヵ所の入り込み部、この事例では、管路上部母線上に位置する第1地点と管路下部母線上に位置する第2地点で交差できる２ヵ所の入り込み部84が含まれうる。
図５に示される実施形態によると、入り込み部は鉛直中間平面および/または水平中間平面に沿って対称でなくても良い。同様に、下部先端部分は上部先端部よりもさらに長くても良い、あるいはこれらの逆でも良い。
変型例によると、入り込み部84は様々な形態がとれる。これは、例えば、図２A、図４、図５、図６、あるいは図９に示されるような円弧の形態をとるか、あるいは図８に示されるようにぎざぎざの山型の形態をとるか、あるいはまた、図７に示されるように連続曲線から構成することもできる。つまりは、図３Aに示されるように、入り込み部には曲線部分やほぼ直線の部分が含まれうる。
入り込み部の正確な形状は各推進集合体/航空機の組合せに応じて合わせられる。例えば、入り込み部の角度位置や、入り込み部の深さに対応する翼後縁の最上流側地点とより最下流側地点との間の軸方向に沿う距離、入り込み部が拡がる角度間隔は、特に推進力と航空力学の点で地上感知音の増加と推進集合体及び航空機の性能との間の最善の折り合いが成り立つように調整される。

Claims (7)

  1. 翼後縁(78,82)により区切られる空気出口が含まれる少なくとも１本の吐き出し管路(62,76)を含む推進集合体であって、該吐き出し管路(62,76)の終端部分に、それぞれ音の四散を抑制できる先端部分(86)により分離された特別に恵まれた音の四散方向に対応する２本の入り込み部(84)が含まれ、前記入り込み部が水平中間平面に関して上部方向に向かってずらされることを特徴とする推進集合体。
  2. 該入り込み部(84)が鉛直方向中間平面に関して対称に配置されることを特徴とする請求項１に記載の推進集合体。
  3. 第１入り込み部がおよそ30度から120度までの角度の円弧上に拡がること、ならびに第２入り込み部がおよそ240度から330度までの角度の円弧上に拡がることを特徴とする請求項２に記載の推進集合体。
  4. 一方で送風機(58)と主管路(62)が含まれるエンジン(56)、他方で空気流の方向に沿う下流に空気出口と境界をなす翼後縁(78)を含む補助管路(76)と境界をなすエンジン室（72）を含む推進集合体であって、該補助管路(76)の終端部分に、それぞれ音の四散を抑制できる先端部分(86)により分離された特別に恵まれた音の四散方向に対応する２本の入り込み部(84)が含まれ、前記入り込み部が上部方向に向けて水平中間平面に関してずらされることを特徴とする推進集合体。
  5. 該入り込み部(84)が鉛直方向中間平面に関して対称に配置されることを特徴とする請求項４に記載の推進集合体。
  6. 第１入り込み部がおよそ30度から120度までの角度の円弧上に拡がること、ならびに第２入り込み部がおよそ240度から330度までの角度の円弧上に拡がることを特徴とする請求項５に記載の推進集合体。
  7. 請求項１から請求項６のいずれか１項に記載の少なくとも１基の推進集合体を含む航空機。
JP2009515926A 2006-06-21 2007-06-13 入り込み翼後縁付き吐き出し管路を含む航空機推進集合体 Expired - Fee Related JP5058252B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0605546A FR2902758B1 (fr) 2006-06-21 2006-06-21 Ensemble propulsif d'aeronef comportant un conduit d'ejection avec un bord de fuite echancre
FR0605546 2006-06-21
PCT/FR2007/051434 WO2007148001A1 (fr) 2006-06-21 2007-06-13 Ensemble propulsif d'aeronef comportant un conduit d'ejection avec un bord de fuite echancre

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2009541638A true JP2009541638A (ja) 2009-11-26
JP5058252B2 JP5058252B2 (ja) 2012-10-24

Family

ID=37499345

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2009515926A Expired - Fee Related JP5058252B2 (ja) 2006-06-21 2007-06-13 入り込み翼後縁付き吐き出し管路を含む航空機推進集合体

Country Status (9)

Country Link
US (1) US20090277181A1 (ja)
EP (1) EP2029879B1 (ja)
JP (1) JP5058252B2 (ja)
CN (1) CN101517219B (ja)
BR (1) BRPI0712637A2 (ja)
CA (1) CA2655601A1 (ja)
FR (1) FR2902758B1 (ja)
RU (1) RU2445488C2 (ja)
WO (1) WO2007148001A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2012145001A (ja) * 2011-01-07 2012-08-02 Ihi Corp エンジン排気ノズル及び航空機エンジン

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2920036B1 (fr) * 2007-08-14 2013-11-15 Airbus France Chevrons anti-bruit pour tuyere
US20140083079A1 (en) * 2012-09-26 2014-03-27 United Technologies Corporation Geared turbofan primary and secondary nozzle integration geometry
US20150330254A1 (en) 2014-05-15 2015-11-19 United Technologies Corporation Compact Nacelle With Contoured Fan Nozzle
FR3065944B1 (fr) * 2017-05-05 2021-03-05 Safran Aircraft Engines Nacelle de turbomachine destinee a etre installee devant une voilure d'avion
US11655768B2 (en) 2021-07-26 2023-05-23 General Electric Company High fan up speed engine
US11767790B2 (en) 2021-08-23 2023-09-26 General Electric Company Object direction mechanism for turbofan engine
US11739689B2 (en) 2021-08-23 2023-08-29 General Electric Company Ice reduction mechanism for turbofan engine
US11480063B1 (en) 2021-09-27 2022-10-25 General Electric Company Gas turbine engine with inlet pre-swirl features
US11788465B2 (en) 2022-01-19 2023-10-17 General Electric Company Bleed flow assembly for a gas turbine engine
US11808281B2 (en) 2022-03-04 2023-11-07 General Electric Company Gas turbine engine with variable pitch inlet pre-swirl features
US11725526B1 (en) 2022-03-08 2023-08-15 General Electric Company Turbofan engine having nacelle with non-annular inlet

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1015270B (de) * 1952-07-25 1957-09-05 Alec David Young Schalldaempfereinrichtung fuer Duesenstrahlgeraete, insbesondere Flugzeug-Strahltriebwerke
DE1301341B (de) * 1964-04-20 1969-08-21 Bschorr Schalldaempfer fuer Abgasstroeme, insbesondere von Duesentriebwerken

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2665083A (en) * 1950-01-31 1954-01-05 Willard R Custer Jet-propelled channel aircraft
US3153319A (en) * 1952-07-25 1964-10-20 Young Alec David Jet noise suppression means
US3161257A (en) * 1959-05-01 1964-12-15 Young Alec David Jet pipe nozzle silencers
GB1019857A (en) * 1964-11-11 1966-02-09 Rolls Royce Jet propulsion nozzle assembly
US3565208A (en) * 1970-02-02 1971-02-23 Rohr Corp Retractable silencing shield for jet engine nozzle
GB1371784A (en) * 1970-11-30 1974-10-30 Secr Defence Noise suppressor for jet engines
FR2242569B1 (ja) * 1973-08-31 1976-06-18 Snecma
US3964568A (en) * 1974-09-06 1976-06-22 General Electric Company Gas turbine engine noise shield
GB2104967B (en) * 1981-09-03 1985-07-17 Rolls Royce Exhaust mixer for turbofan aeroengine
GB2146702B (en) * 1983-09-14 1987-12-23 Rolls Royce Exhaust mixer for turbofan aeroengine
GB2160265A (en) * 1984-06-12 1985-12-18 Rolls Royce Turbofan exhaust mixers
US5127602B1 (en) * 1989-11-21 1995-05-02 Federal Express Corp Noise reduction kit for jet turbine engines.
GB2242236B (en) * 1990-03-09 1994-10-26 Sidney Patrick Taylor Improvements in and relating to apparatus for use with aircraft jet engines
GB2289921A (en) * 1994-06-03 1995-12-06 A E Harris Limited Nozzle for turbofan aeroengines
US5996936A (en) * 1997-09-29 1999-12-07 General Electric Company Fluidic throat exhaust nozzle
EP1076765B1 (de) * 1999-03-05 2006-06-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Blütenmischer für ein zweikreis-strahltriebwerk
WO2002029232A1 (en) * 2000-10-02 2002-04-11 Rohr, Inc. Apparatus, method and system for gas turbine engine noise reduction
US7017331B2 (en) * 2002-12-07 2006-03-28 Anderson Jack H Jet nozzle mixer
US6854260B2 (en) * 2001-12-07 2005-02-15 Jack H. Anderson Jet nozzle mixer
DE60312817T2 (de) * 2002-01-09 2008-01-24 The Nordam Group, Inc., Tulsa Turbofandüse und Geräuschminderungsverfahren in einer solchen Düse
RU2237183C2 (ru) * 2002-10-09 2004-09-27 Кочетков Борис Федорович Способ уменьшения шума от реактивного двигателя и устройство для его осуществления
US6969028B2 (en) * 2003-01-22 2005-11-29 The Boeing Company Scarf nozzle for a jet engine and method of using the same
US6945031B2 (en) * 2003-02-21 2005-09-20 The Nordam Group, Inc. Recessed engine nacelle
US7581692B2 (en) * 2003-06-30 2009-09-01 General Electric Company Fluidic chevrons and configurable thermal shield for jet noise reduction
GB0315431D0 (en) 2003-07-02 2003-08-06 Rolls Royce Plc Aircraft configuration
FR2857416B1 (fr) * 2003-07-09 2007-05-25 Snecma Moteurs Dispositif de reduction du bruit de jet d'une turbomachine
US6971240B2 (en) * 2004-03-30 2005-12-06 General Electric Company Methods and apparatus for exhausting gases from gas turbine engines
US7377108B2 (en) * 2004-04-09 2008-05-27 The Boeing Company Apparatus and method for reduction jet noise from single jets
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

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1015270B (de) * 1952-07-25 1957-09-05 Alec David Young Schalldaempfereinrichtung fuer Duesenstrahlgeraete, insbesondere Flugzeug-Strahltriebwerke
DE1301341B (de) * 1964-04-20 1969-08-21 Bschorr Schalldaempfer fuer Abgasstroeme, insbesondere von Duesentriebwerken

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2012145001A (ja) * 2011-01-07 2012-08-02 Ihi Corp エンジン排気ノズル及び航空機エンジン

Also Published As

Publication number Publication date
EP2029879B1 (fr) 2016-08-10
FR2902758A1 (fr) 2007-12-28
WO2007148001A1 (fr) 2007-12-27
RU2009101771A (ru) 2010-07-27
JP5058252B2 (ja) 2012-10-24
BRPI0712637A2 (pt) 2012-05-29
EP2029879A1 (fr) 2009-03-04
FR2902758B1 (fr) 2009-04-10
CA2655601A1 (fr) 2007-12-27
CN101517219B (zh) 2011-06-01
US20090277181A1 (en) 2009-11-12
CN101517219A (zh) 2009-08-26
RU2445488C2 (ru) 2012-03-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5058252B2 (ja) 入り込み翼後縁付き吐き出し管路を含む航空機推進集合体
JP5500453B2 (ja) 熱風の排出手段を含む航空機のナセル
JP6290911B2 (ja) 二重反転ファン付きターボジェットエンジンにより推進する航空機
EP1714871B1 (en) Acoustic dampers
JP4823222B2 (ja) 多発エンジン航空機
JP5132035B2 (ja) ガスタービンエンジンからガスを排出するための方法及び装置
JP5129232B2 (ja) 前部領域において側方気流チャネルを形成しているエンジン取付パイロンを具備した航空機の翼配置
JP2012506823A (ja) 胴体内に部分的に埋め込まれたエンジンを有する航空機
US9840334B2 (en) Auxiliary power unit inlet duct assembly for mitigating noise
US20110139940A1 (en) Wave attenuation panel inserted between the motor and air inlet of an aircraft nacelle
JP2010529352A (ja) 熱風による霜の処理機能が組み込まれている消音処理のための被覆材
JP2009530173A (ja) 環境への影響を軽減する航空機
JP2013520360A (ja) ジェットエンジンのジェット噴流とパイロンとの相互作用から発生する騒音を低減する装置
WO2010144181A1 (en) Gas turbine engine assembly and corresponding operating method
US6178740B1 (en) Turbo fan engine nacelle exhaust system with concave primary nozzle plug
JP6005629B2 (ja) 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
US20120211599A1 (en) Flow-modifying formation for aircraft wing
JP5215395B2 (ja) ジェットノイズを制限する第１流れに乱流を生成するための装置を備えた航空機ターボジェットのためのガス排出コーン
US8544278B2 (en) Turboshaft engine with reduced noise emission for aircraft
US20070176053A1 (en) Turbofan exhaust system
US20110047960A1 (en) Dual-flow turbine engine for aircraft with low noise emission
RU2413657C2 (ru) Воздухозаборник двухконтурного турбореактивного двигателя
JP2010502885A (ja) 航空機の動力機構のダクト内の音響処理効果を改善する装置
JP2007023857A (ja) ジェットエンジンの空気入口部構造
RU2746428C1 (ru) Устройство, содержащее глушитель и аэродинамический отражатель

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20100518

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20110328

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20111025

A711 Notification of change in applicant

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A712

Effective date: 20111108

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20111214

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20120301

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: 20120710

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: 20120731

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20150810

Year of fee payment: 3

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees