JPH01138354A - ターボジェットエンジンの排気系統の遷移ダクト - Google Patents
ターボジェットエンジンの排気系統の遷移ダクトInfo
- Publication number
- JPH01138354A JPH01138354A JP63262678A JP26267888A JPH01138354A JP H01138354 A JPH01138354 A JP H01138354A JP 63262678 A JP63262678 A JP 63262678A JP 26267888 A JP26267888 A JP 26267888A JP H01138354 A JPH01138354 A JP H01138354A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- transition duct
- turbojet engine
- exhaust system
- section
- stiffeners
- 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
Links
- 230000007704 transition Effects 0.000 title claims abstract description 32
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 21
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 claims description 38
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 abstract description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 3
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 3
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 239000011521 glass Substances 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
-
- 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
-
- 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)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
された遷移ノズルに係る。
面をもつ。性能の向上、単純化及び外形寸法の縮減幻又
はｉ ｆｆ１ｌｌ学的最適化のような適用の関数として
の様々な目的のための研究から、幾つかの場合には四角
形又は長方形断面をもつ固定構造のいわゆる「二次元」
形推進ノズルが決定されるに至った。
はｉ ｆｆ１ｌｌ学的最適化のような適用の関数として
の様々な目的のための研究から、幾つかの場合には四角
形又は長方形断面をもつ固定構造のいわゆる「二次元」
形推進ノズルが決定されるに至った。
例えばフランス特許出願ＦＲ−Ａ−２６０８６８０号は
この形式の調節可能な二次元排出ノズルを開示している
。
この形式の調節可能な二次元排出ノズルを開示している
。
またフランス特許出願ＦＲ−へ−２３２６５８５号は二
次元ノズル形排出系統を開示１ノでいる。しかしこの遷
移ダクトはある種の適用には充分な解決法とはならず、
特に高温に対する有利な使用特性をもつ複合材料を使用
する場合には数々の困難がある。とりわけ公知の解決法
では、作動時に生じる機械的外力の関数として、熱的膨
張が様々な要１； 索や変形に差分的昨影響し、ガス圧の効果で遷移ダクト
は撓みモーメン１−を受ける。本発明の目的は単純圧縮
又は引張り効果に対する機械的外力を除去し、熱起源の
機械的応力を減少させ、Ｆｌｔｉｍの縮減を（９ること
を許す厚さの最適配分を得、さらに特に引張り又は場合
に応じた圧縮によって機械を可能にすることである。
次元ノズル形排出系統を開示１ノでいる。しかしこの遷
移ダクトはある種の適用には充分な解決法とはならず、
特に高温に対する有利な使用特性をもつ複合材料を使用
する場合には数々の困難がある。とりわけ公知の解決法
では、作動時に生じる機械的外力の関数として、熱的膨
張が様々な要１； 索や変形に差分的昨影響し、ガス圧の効果で遷移ダクト
は撓みモーメン１−を受ける。本発明の目的は単純圧縮
又は引張り効果に対する機械的外力を除去し、熱起源の
機械的応力を減少させ、Ｆｌｔｉｍの縮減を（９ること
を許す厚さの最適配分を得、さらに特に引張り又は場合
に応じた圧縮によって機械を可能にすることである。
これらの目的は上記形式のターボジェットエンジンの排
気系統の遷移ダクトを用いて達成され、内側カバーがホ
ッパーの形状又は上流側方向に問いた角錐台形をなし、
その上流側周ベースが円形断面を、かつ下流側周縁が丸
味付けされた角をｂつ四角形断面をもち、外側カバーは
同様に下流側方向に問いた角錐台形状をもち、その上流
側周縁が円形断面をもち、さらに内側カバーと外側カバ
ーとが、周縁上規則的に分配されて２つのカバー間にそ
れらの母線方向に設けられた間隔内に位置することによ
って上流側から下流側へ高さの増加する、スチフナを形
成する多重部材によって結合されていることを特徴とす
る。
気系統の遷移ダクトを用いて達成され、内側カバーがホ
ッパーの形状又は上流側方向に問いた角錐台形をなし、
その上流側周ベースが円形断面を、かつ下流側周縁が丸
味付けされた角をｂつ四角形断面をもち、外側カバーは
同様に下流側方向に問いた角錐台形状をもち、その上流
側周縁が円形断面をもち、さらに内側カバーと外側カバ
ーとが、周縁上規則的に分配されて２つのカバー間にそ
れらの母線方向に設けられた間隔内に位置することによ
って上流側から下流側へ高さの増加する、スチフナを形
成する多重部材によって結合されていることを特徴とす
る。
これらのスチフナの幾ｐかの有利な具体例も示す。
本発明のその他の特徴及び利点は、付図を参照した本発
明の１具体例及び好ましい幾つかの変形例についての以
下の説明からよりよ＜Ｌ！［１解されよう。
明の１具体例及び好ましい幾つかの変形例についての以
下の説明からよりよ＜Ｌ！［１解されよう。
第１図及び第２ａ図の遷移ダクト１は、図示しないすべ
ての公知形式のターボジェットエンジンの排気系統に入
り、上流側でのアフタバーナダクト及びＦ流側での二次
元ノズルノズル間に配置されており、ざらその結合用上
流側固定フランジが一般に四角形、正方形又は長方形を
有し、上流及び下流はターボジェットエンジンの主要流
管内のガスの正規循環方向に関して決定される。遷移ダ
クト１は内側カバー２及び外側カバー３で構成される。
ての公知形式のターボジェットエンジンの排気系統に入
り、上流側でのアフタバーナダクト及びＦ流側での二次
元ノズルノズル間に配置されており、ざらその結合用上
流側固定フランジが一般に四角形、正方形又は長方形を
有し、上流及び下流はターボジェットエンジンの主要流
管内のガスの正規循環方向に関して決定される。遷移ダ
クト１は内側カバー２及び外側カバー３で構成される。
内側カバー２は第１図の縦方向断面図ではポツパーの形
をなし、そのベース４が上流側に位置し、かつ円形断面
を有する角錐台の形状をなす。
をなし、そのベース４が上流側に位置し、かつ円形断面
を有する角錐台の形状をなす。
内側カバー２の下流側周縁５は、その四辺が第２図に示
すように丸味付けさけれた角６ａ、 ６ｂ、 ６ｃ及び
６ｄによって結合された四角形断面をなす。内側カバー
２は、ターボジェットエンジンのアフタバーナの上流側
ダクトに固定するため円形フランジ７を上流側に支えて
いる。内側カバー２はまた下流側に、ターボジェットエ
ンジンの二次元ノズルを固定するための四角形の周辺形
状のフランジ８をもつ。外側カバー３の上流側周辺９は
円形断面をち、さらに上流側円形フランジ７と同じレベ
ルで内側カバー２の周縁につながる。外側カバー３はま
た第１図の縦方向断面図から分かるように、上流側に向
って開いた角錐台形をなす。外側カバー３の下流側断面
図１０は第２図に示すように、内側カバー２の下流側断
面５の４辺５ａ、 ５ｂ、 ５ｃ、 ５ｄに而してそれ
ぞれ配置された４つのセグメント１０ａ。
すように丸味付けさけれた角６ａ、 ６ｂ、 ６ｃ及び
６ｄによって結合された四角形断面をなす。内側カバー
２は、ターボジェットエンジンのアフタバーナの上流側
ダクトに固定するため円形フランジ７を上流側に支えて
いる。内側カバー２はまた下流側に、ターボジェットエ
ンジンの二次元ノズルを固定するための四角形の周辺形
状のフランジ８をもつ。外側カバー３の上流側周辺９は
円形断面をち、さらに上流側円形フランジ７と同じレベ
ルで内側カバー２の周縁につながる。外側カバー３はま
た第１図の縦方向断面図から分かるように、上流側に向
って開いた角錐台形をなす。外側カバー３の下流側断面
図１０は第２図に示すように、内側カバー２の下流側断
面５の４辺５ａ、 ５ｂ、 ５ｃ、 ５ｄに而してそれ
ぞれ配置された４つのセグメント１０ａ。
１０ｂ、 １０ｃ、 １０ｄをなず。４つのセグメント
１０ａ、１０ｂ。
１０ａ、１０ｂ。
１０ｃ、 １０ｄはそれぞれ放物面の全体形状をなし、
さらに内側カバー２の４つの丸味付けされた角６ａ。
さらに内側カバー２の４つの丸味付けされた角６ａ。
６ｂ、 ６ｃ、 ６ｄに面してそれぞれ配置された円弧
１１ａ。
１１ａ。
１１ｂ、 １１ｃ、 １１ｄによって相互結合されてい
る。変形例では、第２ｂ図に示すように、放物面セグメ
ント１０ａ、 １０ｂ、 １０ｃ、 １０６間の結合は
１１１ｄのような直線形セグメントの助けをかりて得る
ことができる。
る。変形例では、第２ｂ図に示すように、放物面セグメ
ント１０ａ、 １０ｂ、 １０ｃ、 １０６間の結合は
１１１ｄのような直線形セグメントの助けをかりて得る
ことができる。
内側カバー２と外側カバー３との間にこのようにして設
けられた、２つのいわゆるカバー２及び３つなぐ間隔１
２内には、円形フランジ７の方へ上流側へその先端が位
置する三角形の全体形のスチフナ１３が第２ａ図に示す
ように特に丸味付けされた角６ａ、 Ｇｂ、 Ｇｃ、
１３ｄ間に、周縁上に規則的に分配されて配置されてい
る。各スチフナ１３は外側カバー３と協働する上方に出
た縁１３ａ及び内側カバー２と協働する下方に非れた縁
１３ｂを備える。
けられた、２つのいわゆるカバー２及び３つなぐ間隔１
２内には、円形フランジ７の方へ上流側へその先端が位
置する三角形の全体形のスチフナ１３が第２ａ図に示す
ように特に丸味付けされた角６ａ、 Ｇｂ、 Ｇｃ、
１３ｄ間に、周縁上に規則的に分配されて配置されてい
る。各スチフナ１３は外側カバー３と協働する上方に出
た縁１３ａ及び内側カバー２と協働する下方に非れた縁
１３ｂを備える。
以上説明した遷移ダクト１の内面は特に、例えば幾つか
の適用例では０．３ＭＰａに達する差圧△ｐを受ける。
の適用例では０．３ＭＰａに達する差圧△ｐを受ける。
ターボジェットエンジンの回転軸Ｘｘを通る間隔１２の
対称面ＸＹ上で得られるスチフナ１３の最大高さｈと、
スチフナのために選択された壁厚との関数として隣接す
る２つのステフナ１３間の１ピツチの間隔ｇが決定され
、ここから選択された材料の関数としての内側カバー２
の壁厚が誘導される。従って以上説明した遷移ダクトの
構造から、スチフナ１３又は内側カバー２は圧縮応力を
受けるにかかわらず、外側カバー３が引張り機械的外力
しか受けない結果が得られる。遷移ダクト１内を循環す
る主要流管の熱ガスと接触して良好な熱特性を示し、さ
らに圧縮応力に対する侵れた耐久性を与えるセラミック
形複合材料が内側カバー２のために採用される。他方で
は、優れた引張り特性を示しかつより低い温度を課され
る炭素又はガラスをベースとする複合材料が外側カバー
３のために採用される。スチフナ１３を含む様々な部材
の材料は、そのうえ熱膨張係数の差異による熱応力の出
現を防ぐようにして選択される。
対称面ＸＹ上で得られるスチフナ１３の最大高さｈと、
スチフナのために選択された壁厚との関数として隣接す
る２つのステフナ１３間の１ピツチの間隔ｇが決定され
、ここから選択された材料の関数としての内側カバー２
の壁厚が誘導される。従って以上説明した遷移ダクトの
構造から、スチフナ１３又は内側カバー２は圧縮応力を
受けるにかかわらず、外側カバー３が引張り機械的外力
しか受けない結果が得られる。遷移ダクト１内を循環す
る主要流管の熱ガスと接触して良好な熱特性を示し、さ
らに圧縮応力に対する侵れた耐久性を与えるセラミック
形複合材料が内側カバー２のために採用される。他方で
は、優れた引張り特性を示しかつより低い温度を課され
る炭素又はガラスをベースとする複合材料が外側カバー
３のために採用される。スチフナ１３を含む様々な部材
の材料は、そのうえ熱膨張係数の差異による熱応力の出
現を防ぐようにして選択される。
これら様々な目的と及び特定の適用の関数としての使用
条件の変化をｒＳ慮すれば、それぞれの場合に有利なス
チフナ１３の形状又は配置に関して幾つかの具体例を提
案することができる。
条件の変化をｒＳ慮すれば、それぞれの場合に有利なス
チフナ１３の形状又は配置に関して幾つかの具体例を提
案することができる。
第３図は第２図にすでに示した具体例の詳細を示す。ス
チフナ１３の曲げ縁１３ａ及び１３ｂは、間隔１２の対
称面ＸＹの方へ曲げられている。隣接する中心スチフナ
１３ｃ及び１３ｄは、前記対称面ＸＹの面の両側に距て
られている。
チフナ１３の曲げ縁１３ａ及び１３ｂは、間隔１２の対
称面ＸＹの方へ曲げられている。隣接する中心スチフナ
１３ｃ及び１３ｄは、前記対称面ＸＹの面の両側に距て
られている。
第４図に示す変形具体例によれば、配置は第３図のそれ
ぞれと以通っており、しかし隣接する中心スチフナ１１
３ｃ及び１１３ｄはそれぞれ対称面ＸＹ上に背中合わせ
に並べられている。
ぞれと以通っており、しかし隣接する中心スチフナ１１
３ｃ及び１１３ｄはそれぞれ対称面ＸＹ上に背中合わせ
に並べられている。
第５図に示す変形具体例では、スチフナ２１３は間隔１
２の対称面ＸＹに対してそれぞれ対称的な前記間隔１２
に沿って縦方向の２つの壁２１３Ｃ及び２１３ｄを含ん
でおり、これらの２つの？２１３Ｃ及び２１３ｄは径方
向で上方のその縁に対して垂直をなす第３の壁２１３ａ
を介してつながれ、曲げ縁２１３ｂが新たに設けられ、
内側カバー２と協働する。中央スチフナの下側で曲がっ
た縁２１３ｂはこの中心スチフナに対し四角形断面の中
空ビームの形状を与えるため接合している。スチフナ２
１３のぞれぞれの上壁２１３ａはこの場合、中央スチフ
ナから出発して内側から外側へ径方向に壬ね合わされて
いる。
２の対称面ＸＹに対してそれぞれ対称的な前記間隔１２
に沿って縦方向の２つの壁２１３Ｃ及び２１３ｄを含ん
でおり、これらの２つの？２１３Ｃ及び２１３ｄは径方
向で上方のその縁に対して垂直をなす第３の壁２１３ａ
を介してつながれ、曲げ縁２１３ｂが新たに設けられ、
内側カバー２と協働する。中央スチフナの下側で曲がっ
た縁２１３ｂはこの中心スチフナに対し四角形断面の中
空ビームの形状を与えるため接合している。スチフナ２
１３のぞれぞれの上壁２１３ａはこの場合、中央スチフ
ナから出発して内側から外側へ径方向に壬ね合わされて
いる。
第６図に示す変形具体例では、スチフナ３１３は断面が
四角形の全体形状の中空ビームの形をもち、スチフナの
上面３１３ａは外側カバー３と協働し、スチフナの下面
３１３ｂは内側カバー２と協働する。
四角形の全体形状の中空ビームの形をもち、スチフナの
上面３１３ａは外側カバー３と協働し、スチフナの下面
３１３ｂは内側カバー２と協働する。
第７図に示す変形具体例は第２図及び第３図に示す変形
例のスチフナ１３と同じ方法で配置されたスチフナ４１
３を用いているが、但しスチフナの面は平面である代り
に波形４３１ａをなす。
例のスチフナ１３と同じ方法で配置されたスチフナ４１
３を用いているが、但しスチフナの面は平面である代り
に波形４３１ａをなす。
第１図は本発明遷移ダクトをターボジェットエンジンの
回転軸ｘ−Ｘを通る面による縦方向断面で表わした概略
図、第２ａ図は第１図の遷移ダク例の説明図、第３図は
スチフナの配置法を示す第１図及び第２ａ図に示す遷移
ダクトの１部を表わす部分斜視図、第４図はスチフナの
配置法の変形例を示ず第３図に類似の遷移ダクトの１部
を表わす部分斜視図、第５図はスチフナの配置法の別の
変形例を示す第３図及び第４図に類似の遷移ダクトの１
部を表わす部分斜′視図、第６図はスチフナの配首法の
別の変形例を示す第３図〜第５図に類似の遷移ダクトの
１部を表わす部分斜視図、第７図はスチフナの実施法の
別の変形例を示す第３図〜第６図に類似の遷移ダクトの
１部を表わす部分斜視図である。 １・・・・・・′ｉ１移ダクト、２・・・・・・内側カ
バー、３・・・・・・外側カバー、４・・・・・・」−
流側ベース、５・・・・・・下流側周縁、９・・・・・
・上流側周縁、１０ａ、 １０ｂ、 １０ｃ、 １０ｄ
・・・・・・セグメント、１３．１１３，２１３，３１
３，４１３・・・・・・スチフナ。 代理人弁理士 船 山 武
回転軸ｘ−Ｘを通る面による縦方向断面で表わした概略
図、第２ａ図は第１図の遷移ダク例の説明図、第３図は
スチフナの配置法を示す第１図及び第２ａ図に示す遷移
ダクトの１部を表わす部分斜視図、第４図はスチフナの
配置法の変形例を示ず第３図に類似の遷移ダクトの１部
を表わす部分斜視図、第５図はスチフナの配置法の別の
変形例を示す第３図及び第４図に類似の遷移ダクトの１
部を表わす部分斜′視図、第６図はスチフナの配首法の
別の変形例を示す第３図〜第５図に類似の遷移ダクトの
１部を表わす部分斜視図、第７図はスチフナの実施法の
別の変形例を示す第３図〜第６図に類似の遷移ダクトの
１部を表わす部分斜視図である。 １・・・・・・′ｉ１移ダクト、２・・・・・・内側カ
バー、３・・・・・・外側カバー、４・・・・・・」−
流側ベース、５・・・・・・下流側周縁、９・・・・・
・上流側周縁、１０ａ、 １０ｂ、 １０ｃ、 １０ｄ
・・・・・・セグメント、１３．１１３，２１３，３１
３，４１３・・・・・・スチフナ。 代理人弁理士 船 山 武
Claims (11)
- （１）上流側アフタバーナダクトと下流側二次元形推進
ノズルとの間に位置し、２個のカバーから成るターボジ
ェットエンジンの排気系統の遷移ダクトであつて、内側
カバーがガス循環用内側流管を限定しており、さらに内
側カバーがホッパーの形状又は上流側方向に開いた角錐
台をなし、その上流側ベースが円形断面を、かつ下流側
周縁が丸味付けされた角をもつ四角形断面をもち、外側
カバーは同様に下流側方向に開いた角錐台形状をなし、
その上流側周縁が円形断面をもち、さらに内側カバーと
外側カバーとが、周縁上に規則的に分配されて２つのカ
バー間にそれらの母線方向の間隔内に位置することによ
って上流側から下流側へ高さの増加する、スチフナを形
成する多重部材によつて結合されていることを特徴とす
る遷移ダクト。 - （２）内側カバーの上流側先端にさらにアフタバーナダ
クトに固定するための円形フランジを含んでおり、さら
に前記内側カバーの下流側先端に二次元ノズルの固定用
の四辺形周縁形のフランジを含んでいる特許請求の範囲
第１項に記載のターボジェットエンジンの排気系統の遷
移ダクト。 - （３）外側カバーの下流側先端の断面が、内側カバーの
下流側先端の断面を形成しかつ内側カバーの下流側先端
の前記断面の丸味付けされた角の面間で結合された四辺
形の４辺に向き合つてそれぞれ配置されたほぼ放物面形
状の４つのセグメントで構成される特許請求の範囲第１
項又は第２項に記載のターボジェットエンジンの排気系
統の遷移ダクト。 - （４）前記放物面セグメントが円弧によって結合されて
いる特許請求の範囲第３項に記載のターボジェットエン
ジンの排気系統の遷移ダクト。 - （５）前記放物面セグメントが直線形セグメントによっ
て結合される特許請求の範囲第３項に記載のターボジェ
ットエンジンの排気系統の遷移ダクト。 - （６）スチフナの横断面がカバーと協働する面にそれぞ
れ一体内にされた曲がり縁を各端に有している特許請求
の範囲第１項から第５項のいずれか一項に記載のターボ
ジェットエンジンの排気系統の遷移ダクト。 - （７）丸味付けされた２角間に含まれる各間隔内で曲が
り縁が、間隔の対称面ＸＹに関してそれぞれ２つずつ対
称形のスチフナになるように向き付けられて前記対称面
の方向へ加工した開放辺を有しており、さらに前記対称
面の両側に配置された２個の中央隣接スチフナが相互に
接触していない特許請求の範囲第６項に記載のターボジ
ェットエンジンの排気系統の遷移ダクト。 - （８）各間隔が２つの丸味付けされた角間に含まれ、２
個の中央スチフナが間隔の対称面ＸＹに従って背中合わ
せに並べて配置されており、間隔の各半分内に位置する
別のスチフナの曲がつた縁が対応する前記中央スチフナ
の曲がり縁と逆向きにそれぞれ向き付けされている特許
請求の範囲第６項に記載のターボジェットエンジンの排
気系統の遷移ダクト。 - （９）間隔の対称面ＸＹに関してそれぞれ対称的なスチ
フナが上壁によって２つずつ結合されており、前記上壁
が、下方に垂れた縁が同様に結合された２個の中央スチ
フナから出発して内側から外方へ径方向に重なり合い、
別のスチフナの下方へ垂れた縁が同様に間隔の前記対称
面方向に向き付けされている特許請求の範囲第６項に記
載のターボジェットエンジンの排気系統の遷移ダクト。 - （１０）スチフナは断面が四辺形の全体形状の中空ビー
ムの形状をもち、各スチフナのそれぞれ上面及び下面が
外側及び内側カバーとそれぞれ協働する特許請求の範囲
第６項に記載のターボジェットエンジンの排気系統の遷
移ダクト。 - （１１）各スチフナが、間隔の前記対称面に関して垂直
をなす面を断面において波形を有する特許請求の範囲第
７項に記載のターボジェットエンジンの排気系統の遷移
ダクト。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8714517 | 1987-10-21 | ||
| FR8714517A FR2622253B1 (fr) | 1987-10-21 | 1987-10-21 | Canal de transition d'un ensemble d'ejection de turboreacteur |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01138354A true JPH01138354A (ja) | 1989-05-31 |
| JPH076451B2 JPH076451B2 (ja) | 1995-01-30 |
Family
ID=9356015
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63262678A Expired - Lifetime JPH076451B2 (ja) | 1987-10-21 | 1988-10-18 | ターボジェットエンジンの排気系統の遷移ダクト |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4974638A (ja) |
| EP (1) | EP0313464B1 (ja) |
| JP (1) | JPH076451B2 (ja) |
| DE (1) | DE3862283D1 (ja) |
| FR (1) | FR2622253B1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009203956A (ja) * | 2008-02-29 | 2009-09-10 | Ihi Corp | ブラケット及びこれを備えたライナー支持構造 |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2697314B1 (fr) * | 1992-10-26 | 1994-12-16 | Europ Gas Turbines Sa | Gaine métallique soumise à des gradients de température élevés. |
| FR2934009B1 (fr) * | 2008-07-21 | 2010-09-03 | Ge Energy Products France Snc | Diffuseur d'echappement pour turbine a gaz |
| CN109578141B (zh) * | 2019-01-23 | 2023-10-20 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种可倒车燃气轮机动力涡轮的排气涡壳 |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2544538A (en) * | 1948-12-01 | 1951-03-06 | Wright Aeronautical Corp | Liner for hot gas chambers |
| US2795373A (en) * | 1950-03-03 | 1957-06-11 | Rolls Royce | Guide vane assemblies in annular fluid ducts |
| FR1102811A (fr) * | 1953-06-26 | 1955-10-26 | Power Jets Res & Dev Ltd | Perfectionnements apportés aux tuyauteries pour des fluides à température élevée |
| US2926490A (en) * | 1957-03-19 | 1960-03-01 | Thiokol Chemical Corp | Laminated fluid-jacketed thrust chamber structure |
| GB857345A (en) * | 1958-03-05 | 1960-12-29 | Havilland Engine Co Ltd | Duct assemblies |
| NL291385A (ja) * | 1962-04-12 | |||
| US3224678A (en) * | 1962-10-04 | 1965-12-21 | Marquardt Corp | Modular thrust chamber |
| GB1480743A (en) * | 1973-10-31 | 1977-07-20 | Rolls Royce | Metal cellular sandwich structures |
| US4000854A (en) * | 1975-10-02 | 1977-01-04 | General Electric Company | Thrust vectorable exhaust nozzle |
| US4137992A (en) * | 1976-12-30 | 1979-02-06 | The Boeing Company | Turbojet engine nozzle for attenuating core and turbine noise |
| DE8019939U1 (de) * | 1979-09-13 | 1985-02-07 | Luwa AG, Zürich | Luftverteileinrichtung insbesondere fuer uebersaettigte luft |
| FR2608680B1 (fr) * | 1986-12-17 | 1989-03-17 | Snecma | Tuyere bidimensionnelle reglable, notamment pour reacteur d'avion |
-
1987
- 1987-10-21 FR FR8714517A patent/FR2622253B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
1988
- 1988-10-18 JP JP63262678A patent/JPH076451B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1988-10-20 DE DE8888402642T patent/DE3862283D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1988-10-20 EP EP88402642A patent/EP0313464B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1988-10-21 US US07/260,775 patent/US4974638A/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009203956A (ja) * | 2008-02-29 | 2009-09-10 | Ihi Corp | ブラケット及びこれを備えたライナー支持構造 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE3862283D1 (de) | 1991-05-08 |
| FR2622253B1 (fr) | 1990-02-09 |
| FR2622253A1 (fr) | 1989-04-28 |
| JPH076451B2 (ja) | 1995-01-30 |
| EP0313464B1 (fr) | 1991-04-03 |
| EP0313464A1 (fr) | 1989-04-26 |
| US4974638A (en) | 1990-12-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5265807A (en) | Aerodynamic stiffening ring for an aircraft turbine engine mixer | |
| US6823676B2 (en) | Mounting for a CMC combustion chamber of a turbomachine by means of flexible connecting sleeves | |
| US3420058A (en) | Combustor liners | |
| US5495873A (en) | Patterned air gap engine exhaust conduit | |
| KR880012869A (ko) | 개스터빈 | |
| JPH0781707B2 (ja) | ガスタービンパワープラント用燃焼器 | |
| JP3150738B2 (ja) | ターボマシンの燃焼室壁用の複合形コネクタ及びエアチューブ | |
| KR100255622B1 (ko) | 수렴/확산 노즐용 확산형 시일 구조체 | |
| AU668275B2 (en) | Nozzle seal assembly with removable baseplate | |
| US20210380220A1 (en) | Expandable cellular system for a sandwich panel | |
| JPH10510907A (ja) | 隔壁の冷却用フェアリング | |
| JP3956283B2 (ja) | ジェット噴流用ローブミキサ | |
| US20200165975A1 (en) | Method For Manufacturing An Acoustic Element Of A Sound Absorption Structure From At Least One Sheet Of Material | |
| JPH01138354A (ja) | ターボジェットエンジンの排気系統の遷移ダクト | |
| JPH10510909A (ja) | セグメント化バルクヘッドライナ | |
| US6205778B1 (en) | Exhaust pipe assembly for multi-cylinder internal combustion engine | |
| US20090084111A1 (en) | Turbomachine nozzle cowl having jet noise reduction patterns | |
| CN116648556A (zh) | 涡轮机涡轮组合件 | |
| US8266887B2 (en) | Rocket engine nozzle system | |
| CN105909388A (zh) | 流量进口 | |
| CN114776462B (zh) | 一种喉道可调单边膨胀喷管 | |
| JPS5914692B2 (ja) | タ−ビン用二重壁燃焼室 | |
| US4289170A (en) | Component subjected to thermal stresses and having parts for intended breakage | |
| US11402100B2 (en) | Ring assembly for double-skin combustor liner | |
| EP3225784B1 (en) | Flowpath assembly for a gas turbine engine |