JPH01253555A - ガスタービンの排気ノズル用冷却式ライナ組立体 - Google Patents
ガスタービンの排気ノズル用冷却式ライナ組立体Info
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- JPH01253555A JPH01253555A JP63082119A JP8211988A JPH01253555A JP H01253555 A JPH01253555 A JP H01253555A JP 63082119 A JP63082119 A JP 63082119A JP 8211988 A JP8211988 A JP 8211988A JP H01253555 A JPH01253555 A JP H01253555A
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- 238000001816 cooling Methods 0.000 title abstract description 11
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 claims description 7
- 239000000110 cooling liquid Substances 0.000 abstract 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 150000003608 titanium Chemical class 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
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- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- 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
- F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- 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
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
- F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
-
- 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
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
- Supercharger (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】
本発明は、航空機用ガスタービンエンジンに係り、特に
ノズルフラップのための軽量の冷却式ライナに係る。
ノズルフラップのための軽量の冷却式ライナに係る。
従来の技術
ガスタービンエンジンの吐出ノズルは流路面積を変化さ
せたりガスの流れ方向を変化させるためのフラップを含
んでいる。かかるフラップは実質的に平坦であり、ノズ
ルの互いに対向し互いに平行な側壁の間にて枢動する。
せたりガスの流れ方向を変化させるためのフラップを含
んでいる。かかるフラップは実質的に平坦であり、ノズ
ルの互いに対向し互いに平行な側壁の間にて枢動する。
フラップはエンジンの運転中には1500下(816℃
)程度の高温に耐えなければならない。
)程度の高温に耐えなければならない。
フラップにライナを設は冷却空気を供給してライナの下
方の構造体を高温のガスより保護することが従来より行
われている。かかるライナは一般に比較的重い。何故な
らば、冷却空気の圧力に耐えるに必要な平坦面及び比較
的厚い壁がライナに使用されているからである。またラ
イナによっては、ライナとその下方の構造体との間の温
度差により惹き起こされる撓みに耐えることが必要であ
ることに起因して重いものがある。
方の構造体を高温のガスより保護することが従来より行
われている。かかるライナは一般に比較的重い。何故な
らば、冷却空気の圧力に耐えるに必要な平坦面及び比較
的厚い壁がライナに使用されているからである。またラ
イナによっては、ライナとその下方の構造体との間の温
度差により惹き起こされる撓みに耐えることが必要であ
ることに起因して重いものがある。
厚く重い壁は実質的な歪みの虞れを招来するだけでなく
、操作されなければならないフラップのみならず航空機
の重量を増大する。
、操作されなければならないフラップのみならず航空機
の重量を増大する。
本発明の目的は、航空機の重量を殆ど増大せず、また熱
応力や圧力による応力を殆ど生ずることのない態様にて
フラップの内面が冷却されるよう構成されたライナ組立
体を提供することである。
応力や圧力による応力を殆ど生ずることのない態様にて
フラップの内面が冷却されるよう構成されたライナ組立
体を提供することである。
発明の開示
ガスタービンの排気ノズルの平坦な支持構造体には複数
列の支持ヒンジが固定されている。薄いプレートのフラ
ップライナも支持ヒンジと整合された複数個のヒンジを
有しており、これらのヒンジにヒンジビンが挿通されて
いる。支持ブレ〜 トとライナとの間に加圧された空気
を供給する手段が設けられ、ライナは冷却空気の圧力が
ライナ内に発生するフープ(薄膜)応力により担持され
るよう互いに隣接する列のヒンジの間に於いては円弧状
をなすよう形成されている。ライナは外側のライナプレ
ートと、該プレートよりそれに近接して隔置された内側
の衝突プレートとを有している。
列の支持ヒンジが固定されている。薄いプレートのフラ
ップライナも支持ヒンジと整合された複数個のヒンジを
有しており、これらのヒンジにヒンジビンが挿通されて
いる。支持ブレ〜 トとライナとの間に加圧された空気
を供給する手段が設けられ、ライナは冷却空気の圧力が
ライナ内に発生するフープ(薄膜)応力により担持され
るよう互いに隣接する列のヒンジの間に於いては円弧状
をなすよう形成されている。ライナは外側のライナプレ
ートと、該プレートよりそれに近接して隔置された内側
の衝突プレートとを有している。
衝突プレートは空気を通しそれをライナプレートに導く
複数個の孔を有しており、ライナプレートは空気がそれ
を通過することを許しこれにより衝突プレートを冷却し
、またノズルの内側に空気膜を形成することを可能にす
る複数個の傾斜した孔を有している。
複数個の孔を有しており、ライナプレートは空気がそれ
を通過することを許しこれにより衝突プレートを冷却し
、またノズルの内側に空気膜を形成することを可能にす
る複数個の傾斜した孔を有している。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明をその実施例につ
いて詳細に説明する。
いて詳細に説明する。
実施例
第1図には可動の上部フラップ12と可動の下部フラッ
プ14とを含むガスタービンエンジン用のノズル組立体
]0が図示されている。フラップ12及び14は側壁1
6に対しシールされた状態で上下方向に枢動されるよう
になっている。ノズル内を通過する高温のガスに曝され
るノズルの部分は、ハニカム支持プレート20より隔置
され、これによりプレート20との間に冷却流体ブレナ
ム22を形成するライナ18により覆われている。
プ14とを含むガスタービンエンジン用のノズル組立体
]0が図示されている。フラップ12及び14は側壁1
6に対しシールされた状態で上下方向に枢動されるよう
になっている。ノズル内を通過する高温のガスに曝され
るノズルの部分は、ハニカム支持プレート20より隔置
され、これによりプレート20との間に冷却流体ブレナ
ム22を形成するライナ18により覆われている。
第2図に示されている如く、冷却流体の流れ24は枢軸
ピン26を経て可動のフラップ14の内側に流入する。
ピン26を経て可動のフラップ14の内側に流入する。
冷却流体は後に説明する如くライナ18を冷却すべくブ
レナム22へ流入する。
レナム22へ流入する。
第3図に示されている如く、薄いプレートのライナ18
は実際にはライナプレート28と衝突プレート30とよ
りなっている。各プレートは円の一部の形態をなす円弧
状をなしており、プレート28の外側の半径は25.4
cm (101ncb)であり、プレート30の内側の
半径は22.8cm(8゜981nch)であり、これ
ら二つのプレートの間の間隔は2.48cm(0,98
inch)である。各プレートの厚さは0.05cm(
0,0201nch)であり、中心角約24°の円弧に
沿って延在している。
は実際にはライナプレート28と衝突プレート30とよ
りなっている。各プレートは円の一部の形態をなす円弧
状をなしており、プレート28の外側の半径は25.4
cm (101ncb)であり、プレート30の内側の
半径は22.8cm(8゜981nch)であり、これ
ら二つのプレートの間の間隔は2.48cm(0,98
inch)である。各プレートの厚さは0.05cm(
0,0201nch)であり、中心角約24°の円弧に
沿って延在している。
同一の幅を覆うようライナの半径が増大されると、ライ
ナの中心角が小さくなり、ライナにより郭定される円筒
の直径が大きくなり、従ってフープ(薄膜)応力が増大
する。逆にライナの半径を低減すると、ライナがノズル
のガス流路内へ侵入する度合が増大し、これによりガス
流路の面積が減小する。好ましい中心角の範囲は15〜
30゜である。
ナの中心角が小さくなり、ライナにより郭定される円筒
の直径が大きくなり、従ってフープ(薄膜)応力が増大
する。逆にライナの半径を低減すると、ライナがノズル
のガス流路内へ侵入する度合が増大し、これによりガス
流路の面積が減小する。好ましい中心角の範囲は15〜
30゜である。
ライナ18には互いに10.46cm(4,12inc
h)隔置された列の形態にてヒンジ32及び34が固定
されている。チタニウムのハニカム構造体の形態をなす
支持プレート20には2列のヒンジ36及び38が設け
られており、これらのヒンジはそれぞれヒンジ32及び
34の列と長手方向に整合されている。
h)隔置された列の形態にてヒンジ32及び34が固定
されている。チタニウムのハニカム構造体の形態をなす
支持プレート20には2列のヒンジ36及び38が設け
られており、これらのヒンジはそれぞれヒンジ32及び
34の列と長手方向に整合されている。
複数個のヒンジを通る断面を示す第4図に最も良く示さ
れている如く、ヒンジ38と34との間にはライナ18
が支持プレート20に対し長手方向に膨張することを許
すクリアランス42が設けられている。ライナに間近に
隣接する冷却構造が第5図に示されており、ブレナム2
2よりの空気はプレートの面に垂直な孔44を通過し、
ライナ28に衝突する。しかる後空気は傾斜した孔46
を通過し、ライナの内面を冷却する膜を形成する。
れている如く、ヒンジ38と34との間にはライナ18
が支持プレート20に対し長手方向に膨張することを許
すクリアランス42が設けられている。ライナに間近に
隣接する冷却構造が第5図に示されており、ブレナム2
2よりの空気はプレートの面に垂直な孔44を通過し、
ライナ28に衝突する。しかる後空気は傾斜した孔46
を通過し、ライナの内面を冷却する膜を形成する。
上述の如き冷却は空気がプレートに平行に流れる対流冷
却に比して、プレートの間の間隔の変動に比較的敏感で
はないという利点を有している。
却に比して、プレートの間の間隔の変動に比較的敏感で
はないという利点を有している。
作動に於ては、衝突冷却されるプレー トの温度が37
1℃(700下)程度の低い温度であるのに対し、ライ
ナ28は816℃(1500下)程度の比較的高い温度
になる。従ってこれら二つのプレートの膨張量に相違が
生じ、その結果これらの間の間隙が成る程度変動する。
1℃(700下)程度の低い温度であるのに対し、ライ
ナ28は816℃(1500下)程度の比較的高い温度
になる。従ってこれら二つのプレートの膨張量に相違が
生じ、その結果これらの間の間隙が成る程度変動する。
従ってかかる特定の冷却構造はかかる間隙の変動を許容
するものである。
するものである。
ノズル内の符号48にて示された位置に於ける圧力は0
. 549bar (8psl )であるのに対し、
ブレナム22内の圧力は約2275 bar (33
psl)である。第3図に於て矢印50により示された
内圧による力は何れの箇所に於てもプレートの表面に対
し垂直である。従ってライナはそれに内圧が作用する状
況下に於ては薄い壁の円筒体と17て作用し、全ての応
力はフープ(薄膜)応力であり、これにより曲げ応力が
生じることが回避され、また薄い壁の軽量のライナを使
用することがr□iJ能になる。ライナの円弧に作かな
欠陥があったとニーでも、ライナの壁が薄いことにより
殆ど応力を生じることなく弓形に変形することができる
。ヒンジ32及び34の位置には壁厚が増大された部分
52が設けられている。この壁厚が増大された部分の両
側のフープ応力の水平成分は互いに対向し2互いに相殺
するが、フープ応力の垂直成分はヒンジに伝達されなけ
ればならない。従ってライナの円弧に逆に湾曲した態様
にて滑らかに接続されたこの壁厚が増大された部分はか
かかる湾曲を受は入れる。壁厚が増大されることを要す
る位置の数が少数であるので、か(して壁厚が増大され
た部分によっては殆ど重量が増大されない。
. 549bar (8psl )であるのに対し、
ブレナム22内の圧力は約2275 bar (33
psl)である。第3図に於て矢印50により示された
内圧による力は何れの箇所に於てもプレートの表面に対
し垂直である。従ってライナはそれに内圧が作用する状
況下に於ては薄い壁の円筒体と17て作用し、全ての応
力はフープ(薄膜)応力であり、これにより曲げ応力が
生じることが回避され、また薄い壁の軽量のライナを使
用することがr□iJ能になる。ライナの円弧に作かな
欠陥があったとニーでも、ライナの壁が薄いことにより
殆ど応力を生じることなく弓形に変形することができる
。ヒンジ32及び34の位置には壁厚が増大された部分
52が設けられている。この壁厚が増大された部分の両
側のフープ応力の水平成分は互いに対向し2互いに相殺
するが、フープ応力の垂直成分はヒンジに伝達されなけ
ればならない。従ってライナの円弧に逆に湾曲した態様
にて滑らかに接続されたこの壁厚が増大された部分はか
かかる湾曲を受は入れる。壁厚が増大されることを要す
る位置の数が少数であるので、か(して壁厚が増大され
た部分によっては殆ど重量が増大されない。
ヒンジ及びヒンジピンは高温のガス48より隔離されて
おり、これによりヒンジピンや支持プレートのヒンジ3
6.38に特殊な材料を使用する必要がない。
おり、これによりヒンジピンや支持プレートのヒンジ3
6.38に特殊な材料を使用する必要がない。
第6図はプレート28及び30よりの力が隣接する一対
プレートによってはバランスされない最も外側の列のヒ
ンジの一つを示している。ブlノートに固定された内方
へ延在する一体的なアーム54がヒンジピン40に対し
偏心して設けられており、支持プレート20に固定され
たヒンジ58の面56に当接している。更に側部遮熱要
素60が高応力の領域62を高温より保護している。こ
れによりライナを過剰に枢動させるモーメントがヒンジ
58とアーム54との間に作用する力によって担持され
るようになっている。
プレートによってはバランスされない最も外側の列のヒ
ンジの一つを示している。ブlノートに固定された内方
へ延在する一体的なアーム54がヒンジピン40に対し
偏心して設けられており、支持プレート20に固定され
たヒンジ58の面56に当接している。更に側部遮熱要
素60が高応力の領域62を高温より保護している。こ
れによりライナを過剰に枢動させるモーメントがヒンジ
58とアーム54との間に作用する力によって担持され
るようになっている。
以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説明
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能である
ことは当業者にとって明らかであろう。
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能である
ことは当業者にとって明らかであろう。
第1図はガスタービンエンジンの可動のノズルフラップ
構造を示す斜視図である。 第2図は冷却空気の一般的な流れを示すフラップの断面
図である。 第3図はガスの流れ方向に見た場合に於けるフラップの
断面図である。 第4図はヒンジ及びヒンジピン構造を示す断面図である
。 第5図は衝突冷却構造を示す解図である。 第6図は最も外側の列のヒンジを示す部分断面図である
。 10・・・ノズル組立体、12・・・上部フラップ、1
4・・・下部フラップ、16・・・側壁、18・・・ラ
イナ。 20・・・支持プレート、22・・・冷却流体プレナム
。 24・・・冷却流体の流れ、26・・・枢軸ピン、28
・・・ライナプレート、30・・・衝突プレート+32
.34.36.38・・・ヒンジ、40・・・ヒンジビ
ン、42・・・クリアランス、44.46・・・孔、5
2由壁厚が増大された部分、54・・・アーム、56・
・・面、58・・・ヒンジ、60・・・遮熱要素 特許出願人 ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション
構造を示す斜視図である。 第2図は冷却空気の一般的な流れを示すフラップの断面
図である。 第3図はガスの流れ方向に見た場合に於けるフラップの
断面図である。 第4図はヒンジ及びヒンジピン構造を示す断面図である
。 第5図は衝突冷却構造を示す解図である。 第6図は最も外側の列のヒンジを示す部分断面図である
。 10・・・ノズル組立体、12・・・上部フラップ、1
4・・・下部フラップ、16・・・側壁、18・・・ラ
イナ。 20・・・支持プレート、22・・・冷却流体プレナム
。 24・・・冷却流体の流れ、26・・・枢軸ピン、28
・・・ライナプレート、30・・・衝突プレート+32
.34.36.38・・・ヒンジ、40・・・ヒンジビ
ン、42・・・クリアランス、44.46・・・孔、5
2由壁厚が増大された部分、54・・・アーム、56・
・・面、58・・・ヒンジ、60・・・遮熱要素 特許出願人 ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 ガスタービンの排気ノズル用冷却式ライナ組立体にして
、 平坦な支持構造体と、 前記支持構造体に固定された複数列の支持ヒンジであっ
て、各列のヒンジは長手方向に整合された支持ヒンジと
、 薄いプレートのフラップライナと、 前記フラップライナに固定された複数列のフラップヒン
ジであって、各列のフラップヒンジは対応する列の支持
ヒンジに長手方向に整合されており、前記支持ヒンジと
前記フラップヒンジとの間に設けられた長手方向のクリ
アランスにより前記ライナが前記支持プレートに対し相
対的に長手方向に膨張することが許されるよう構成され
たフラップヒンジと、各列の支持ヒンジ及び対応する列
のフラップヒンジに挿通されたヒンジピンと、 前記支持構造体と前記ライナとの間に加圧された冷却流
体を供給する手段と、 前記ライナは隣接する列のヒンジの間に於ては円弧状を
なし、これにより冷却流体の圧力が前記ライナ内に生じ
るフープ(薄膜)応力により担持されるよう形成されて
いることと、 を含む冷却式ライナ組立体。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US38075 | 1987-04-14 | ||
US07/038,075 US4747543A (en) | 1987-04-14 | 1987-04-14 | Nozzle flap cooling liner |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH01253555A true JPH01253555A (ja) | 1989-10-09 |
JP2617760B2 JP2617760B2 (ja) | 1997-06-04 |
Family
ID=21897960
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP63082119A Expired - Lifetime JP2617760B2 (ja) | 1987-04-14 | 1988-04-01 | ガスタービンの排気ノズル用冷却式ライナ組立体 |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4747543A (ja) |
EP (1) | EP0287498B1 (ja) |
JP (1) | JP2617760B2 (ja) |
KR (1) | KR950003752B1 (ja) |
CN (1) | CN1012385B (ja) |
DE (1) | DE3875365T2 (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113250856A (zh) * | 2021-05-06 | 2021-08-13 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机喷管扩张段冷却结构 |
CN114687888A (zh) * | 2022-04-14 | 2022-07-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种二元矢量喷管冷却结构 |
Families Citing this family (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5407133A (en) * | 1989-12-26 | 1995-04-18 | United Technologies Corporation | Cooled thin metal liner |
US5388765A (en) * | 1990-04-18 | 1995-02-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine nozzle construction |
US5080284A (en) * | 1990-06-25 | 1992-01-14 | United Technologies Corporation | Cooling system for the trailing edge of a liner |
US5131222A (en) * | 1990-11-28 | 1992-07-21 | The United States Of Americas As Represented By The Secretary Of The Air Force | Thermally valved cooling system for exhaust nozzle systems |
US5209059A (en) * | 1991-12-27 | 1993-05-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Active cooling apparatus for afterburners |
US5810552A (en) | 1992-02-18 | 1998-09-22 | Allison Engine Company, Inc. | Single-cast, high-temperature, thin wall structures having a high thermal conductivity member connecting the walls and methods of making the same |
US5295530A (en) * | 1992-02-18 | 1994-03-22 | General Motors Corporation | Single-cast, high-temperature, thin wall structures and methods of making the same |
US5484122A (en) * | 1993-11-09 | 1996-01-16 | Parker-Hannifin Corporation | Turbine exhaust gas anti-ice system |
EP0702141B1 (en) * | 1994-09-14 | 2002-05-08 | Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha | Wall assembly for an exhaust gas nozzle of a supersonic jet engine |
US7017334B2 (en) * | 2003-12-18 | 2006-03-28 | United Technologies Corporation | Compact fastening collar and stud for connecting walls of a nozzle liner and method associated therewith |
US7188477B2 (en) * | 2004-04-21 | 2007-03-13 | United Technologies Corporation | High temperature dynamic seal for scramjet variable geometry |
US7117680B2 (en) * | 2004-04-22 | 2006-10-10 | United Technologies Corporation | Cooling scheme for scramjet variable geometry hardware |
US7055307B2 (en) * | 2004-08-31 | 2006-06-06 | General Electric Company | Vectorable nozzle with sideways pivotable ramp |
US7096662B2 (en) * | 2004-09-28 | 2006-08-29 | General Electric Company | Variable area throat exhaust nozzle with vectorable sideways shifting of exhaust flow |
US7624567B2 (en) * | 2005-09-20 | 2009-12-01 | United Technologies Corporation | Convergent divergent nozzle with interlocking divergent flaps |
US7581399B2 (en) * | 2006-01-05 | 2009-09-01 | United Technologies Corporation | Damped coil pin for attachment hanger hinge |
US7975488B2 (en) * | 2006-07-28 | 2011-07-12 | United Technologies Corporation | Low profile attachment hanger system for a cooling liner within a gas turbine engine swivel exhaust duct |
US7814753B2 (en) * | 2006-07-25 | 2010-10-19 | United Technologies Corporation | Low profile attachment hanger system for a cooling liner within a gas turbine engine swivel exhaust duct |
US8205454B2 (en) * | 2007-02-06 | 2012-06-26 | United Technologies Corporation | Convergent divergent nozzle with edge cooled divergent seals |
US7757477B2 (en) * | 2007-02-20 | 2010-07-20 | United Technologies Corporation | Convergent divergent nozzle with slot cooled nozzle liner |
US8069648B2 (en) | 2008-07-03 | 2011-12-06 | United Technologies Corporation | Impingement cooling for turbofan exhaust assembly |
US8595930B2 (en) | 2010-03-24 | 2013-12-03 | Dresser-Rand Company | Press-fitting corrosion resistant liners in nozzles and casings |
AU2012222857B2 (en) * | 2011-03-01 | 2016-02-25 | Grollo Aerospace | Engine for use in an aerial vehicle |
GB201112045D0 (en) * | 2011-07-14 | 2011-08-31 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine exhaust nozzle |
CN105443269A (zh) * | 2014-08-25 | 2016-03-30 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种收敛喷管的冷却结构 |
CN104863750B (zh) * | 2015-05-07 | 2017-05-17 | 南京航空航天大学 | 一种用于喷管壁面的变孔排距冲击气膜冷却结构 |
CN108561245A (zh) * | 2017-12-26 | 2018-09-21 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种用于二元喷管的鼓包式冷却结构 |
FR3100284B1 (fr) * | 2019-08-30 | 2021-12-03 | Safran Aircraft Engines | Couple volet convergent-volet divergent pour tuyère de turboréacteur à géométrie variable dont les volets comprennent chacun un conduit de circulation d’air de refroidissement |
CN113123895B (zh) * | 2021-04-23 | 2022-09-30 | 大连理工大学 | 一种隔热装置冷却流体压力控制多功能结构 |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2955415A (en) * | 1957-11-27 | 1960-10-11 | Theodore M Long | Cooled combustion chamber liner and nozzle supported in buckling modes |
GB857345A (en) * | 1958-03-05 | 1960-12-29 | Havilland Engine Co Ltd | Duct assemblies |
US3066702A (en) * | 1959-05-28 | 1962-12-04 | United Aircraft Corp | Cooled nozzle structure |
US3231197A (en) * | 1964-04-17 | 1966-01-25 | Boeing Co | Expansible nozzle |
US3321154A (en) * | 1965-07-14 | 1967-05-23 | William R Downs | Transpirationally cooled heat ablation system |
FR2191025B1 (ja) * | 1972-07-04 | 1975-03-07 | Aerospatiale | |
US3979065A (en) * | 1974-10-31 | 1976-09-07 | United Technologies Corporation | Cooling liner for an exhaust nozzle |
US4544098A (en) * | 1982-12-27 | 1985-10-01 | United Technologies Corporation | Cooled exhaust nozzle flaps |
JPH0660740B2 (ja) * | 1985-04-05 | 1994-08-10 | 工業技術院長 | ガスタービンの燃焼器 |
-
1987
- 1987-04-14 US US07/038,075 patent/US4747543A/en not_active Expired - Lifetime
-
1988
- 1988-04-01 JP JP63082119A patent/JP2617760B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1988-04-13 EP EP88630065A patent/EP0287498B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1988-04-13 DE DE8888630065T patent/DE3875365T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1988-04-14 CN CN88102317A patent/CN1012385B/zh not_active Expired
- 1988-04-14 KR KR1019880004213A patent/KR950003752B1/ko not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113250856A (zh) * | 2021-05-06 | 2021-08-13 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机喷管扩张段冷却结构 |
CN113250856B (zh) * | 2021-05-06 | 2022-07-15 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机喷管扩张段冷却结构 |
CN114687888A (zh) * | 2022-04-14 | 2022-07-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种二元矢量喷管冷却结构 |
CN114687888B (zh) * | 2022-04-14 | 2024-01-30 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种二元矢量喷管冷却结构 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0287498B1 (en) | 1992-10-21 |
DE3875365D1 (de) | 1992-11-26 |
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US4747543A (en) | 1988-05-31 |
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DE3875365T2 (de) | 1993-03-04 |
CN1012385B (zh) | 1991-04-17 |
JP2617760B2 (ja) | 1997-06-04 |
KR880012884A (ko) | 1988-11-29 |
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