KR20120027317A - 노이즈 억제장치를 가진 배출 가스 가이드 콘을 포함하는 터빈 엔진 - Google Patents

노이즈 억제장치를 가진 배출 가스 가이드 콘을 포함하는 터빈 엔진 Download PDF

Info

Publication number
KR20120027317A
KR20120027317A KR1020117029339A KR20117029339A KR20120027317A KR 20120027317 A KR20120027317 A KR 20120027317A KR 1020117029339 A KR1020117029339 A KR 1020117029339A KR 20117029339 A KR20117029339 A KR 20117029339A KR 20120027317 A KR20120027317 A KR 20120027317A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
turbine engine
resonant
turbine
combustion chamber
downstream
Prior art date
Application number
KR1020117029339A
Other languages
English (en)
Other versions
KR101809281B1 (ko
Inventor
에릭 장-루이 부티
피에르-뤽 라고
앙투안 발롱
Original Assignee
터보메카
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 터보메카 filed Critical 터보메카
Publication of KR20120027317A publication Critical patent/KR20120027317A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101809281B1 publication Critical patent/KR101809281B1/ko

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
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/827—Sound absorbing structures or liners
    • 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
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, fuselages
    • 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
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • 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)
  • Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
  • Exhaust Silencers (AREA)

Abstract

본 발명은 가스가 상류로부터 하류로 흐르는 가스 터빈 엔진에 관한 것으로서, 상기 가스 터빈 엔진은 연소 챔버, 상기 연소 챔버로부터 배출된 연소 가스를 수용하도록 배열되고 상기 연소 챔버의 하류에 위치된 고압 터빈, 자유 터빈 및 상기 연소 챔버의 하류에서 상기 자유 터빈에 고정된 배출 가스 가이드 콘(7)을 포함하며, 상기 터빈 엔진은 작동 동안 음파를 발산한다. 상기 터빈 엔진에 따르면, 상기 가이드 콘(7)은, 터빈 엔진에 의해 발산된 음파를 억제하기 위해 배열되고 개구(76)와 소통하고 있는 공진기 경부(75)와 공진 공동(1)을 가진, 특히 헬름홀츠 공진기 구조를 가진 노이즈 억제장치를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

노이즈 억제장치를 가진 배출 가스 가이드 콘을 포함하는 터빈 엔진{TURBINE ENGINE COMPRISING AN EXHAUST-GAS GUIDE CONE WITH A SOUND SUPPRESSOR}
본 발명은 자유 터빈 가스 터빈 엔진에 관한 것으로서 보다 구체적으로는 헬리콥터 엔진에 의해 발생된 노이즈 감쇠에 관한 것이다.
본 명세서에서, 용어 "상류에서(upstream)" 및"하류에서(downstream)"는 가스가 헬리콥터 엔진을 통해 순환되는 방법에 대해 정의되는데, 상기 가스는 헬리콥터 엔진 내에서 상류로부터 하류로 순환된다.
헬리콥터 엔진, 특히 도 1에 도시된 것과 같은 터빈 엔진은 통상, 상류로부터 하류로, 컴프레서(2), 환형의 연소 챔버(3), 고압 터빈, 및 헬리콥터의 날개 구조물(wing structure)을 구동시키기 위해 연소 에너지를 복원하는(recover) 축류 자유 터빈(axial free turbine)(4)을 포함하며, 연소로 인한 배출 가스는 상기 자유 터빈(4)의 하류에 형성된 배출 노즐(5)에 의해 상기 엔진으로부터 배출된다.
상기 자유 터빈(4)은 축류 절두원추형 구성요소(axial frustoconical component)(6) 내에 있는 하류 단부에서 끝을 이루며(end), 상기 조립체는 배출 가스 스트림이 자유 터빈(4)으로부터 배출될 때 상기 스트림이 공기역학적으로 잘 흐를 수 있도록 상기 배출 가스 스트림을 안내하는(guiding) 기능을 수행한다.
헬리콥터 엔진이 작동될 때, 상기 헬리콥터 엔진은 엔진 노이즈를 형성하는 음파를 발생시킨다. 이 엔진 노이즈는 헬리콥터의 전체적인 소음 발산에 있어 상당한 부분을 구성한다. 이 헬리콥터의 노이즈를 줄이기 위하여 고유의 엔진 노이즈를 감소시키려는 노력이 행해져 왔다.
하류 쪽에서 엔진에 의해 발산된 음파는 주로 연소 과정과 터빈 회전 동안 발생된다. 이 음파는 20 Hz 내지 20 kHz 사이의 가청 범위 내에 있는 상이한 주파수를 가진다. 저주파 음파 즉 400 Hz 이하의 주파수를 가진 음파는 헬리콥터 엔진 노이즈의 상당한 부분을 차지한다.
엔진에 의해 발산된 음파를 감쇠시키는 "노이즈 억제장치(noise suppressor)"가 이미 공지되어 있다. 종래 기술에 따른 노이즈 억제 시스템은 일반적으로 엔진의 하류에 장착된 외부 모듈 형태로 구성된다. 크기가 매우 큰 단점 외에도, 이러한 노이즈 억제 시스템은 노이즈 공급원(noise source)으로부터 멀리 떨어져 배열된 단점을 가진다.
이러한 노이즈 측면에서 볼 때, 엔진의 경쟁력을 높이기 위해 노이즈 억제 시스템을 엔진 내에 직접 일체로 구성하는 것이 바람직하다. 하지만, 엔진의 구성요소(component)들이 매우 큰 기계적 및 열적 응력 하에 있는 경우, 이러한 일체형 구성은 많은 기계적 어려움을 보여주고 있다. 헬리콥터 엔진 내에 노이즈 억제 시스템을 일체로 구성하는 것은 기술적으로 해결할 사항이 많다.
이를 위해, 본 발명은 가스가 상류로부터 하류로 흐르는 가스 터빈 엔진에 관한 것으로서, 상기 가스 터빈 엔진은 연소 챔버, 고압 터빈, 상기 연소 챔버로부터 배출되는 연소 가스를 수용하도록 배열되고 상기 고압 터빈의 하류에 위치된 자유 터빈, 및 상기 연소 챔버의 하류에서 상기 자유 터빈에 고정된 배출 가스 가이드 콘(guide cone)을 포함하며, 상기 터빈 엔진은 작동 동안 음파를 발산하는데, 상기 터빈 엔진에 따르면, 상기 가이드 콘은, 터빈 엔진에 의해 발산된 음파를 억제하기 위해 배열된 노이즈 감쇠장치(sound attenuator)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 가이드 콘은 배출 가스를 안내하는 기능을 수행할 뿐만 아니라 이와 동시에 엔진에 의해 발산된 음파를 감쇠시키는 기능도 수행하여, 우수하게 작동되며 소음이 덜 발생하고 이와 동시에 크기가 크지 않게 유지하며 허용가능한 중량을 유지하는 엔진을 구현할 수 있게 한다.
본 발명의 한 바람직한 구체예에 따르면, 노이즈 억제장치는 헬름홀츠 공진기(Helmholtz resonator) 구조를 가진다.
이러한 공진기는 배출 가스 스트림 안내 성능을 해치지 않고 복잡하게 변형시키지 않고도 상기 가이드 콘 구조를 이용하여 구현될 수 있다.
또한, 헬름홀츠 공진기는 저주파를 감쇠시키기에 특히 적합한데, 저주파 음파가 노이즈에 있어서 상당한 부분을 차지하기 때문에 매우 바람직하다. 게다가, 헬름홀츠 공진기는 노이즈 공급원 가까이에 위치되어 감쇠되어야 하는 음파가 상기 노이즈 공급원에 집중시켜 이 음파가 퍼지는 것을 방지할 수 있게 한다.
바람직한 구체예에서, 가이드 콘은 내부 공진 공동(resonant cavity)을 포함하며, 상기 가이드 콘의 외부와 소통(communication)하고 있는 가이드 콘의 공진 공동을 위치시키도록 배열된 경부(neck)가 상기 공진 공동 내로 연장된다.
또한, 바람직한 구체예에서, 상기 경부의 길이, 상기 공진 공동의 용량(volume) 및 상기 경부의 횡단면은 상기 가이드 콘의 상기 공진 공동이 미리 정해진 공진 주파수(f), 바람직하게는 400 Hz 이하로 공진하도록 구성된다.
상기 공진기는 공진기의 공진 주파수가 감쇠되어야 하는 음파의 주파수에 정확히 상응하도록 튜닝될 수 있다(tuned).
본 발명의 한 특정 구체예에 따르면, 가이드 콘은 공진 공동의 용량을 제한하고 상기 주파수를 일치시키도록 설계된 내부 분할 벽(partition wall)을 포함한다.
본 발명의 또 다른 구체예에 따르면, 가이드 콘은 상기 가이드 콘의 총 내부 용량을 적어도 제 1 공진 공동과 제 2 공진 공동으로 구획을 나누도록(compartmentalized) 설계된 하나 이상의 내부 분할 벽을 포함하며, 상기 제 1 공진 공동과 제 2 공진 공동은 각각 제 1 공진 주파수(f1)와 제 2 공진 주파수(f2)를 가진다.
바람직한 구체예에서, 상기 제 1 및 제 2 공진 주파수(f1, f2)는 서로 다르며 400 Hz 이하이다.
이러한 처리장치는 Snecma 특허출원번호 FR-A-2　898　940호에 기술된 것과 같은 터빈 엔진 노즐의 중앙 본체 내부에 있는 음향 처리장치와 상이하다. 상기 특허출원에 기술된 처리장치에 따르면, 중앙 본체는 노즐을 통해 안내되는 가스의 환형 스트림(annular stream)과 벽을 따라 복수의 오리피스를 통해 소통하고 있는 단일의 공진 공동을 포함한다.
이제, 본 발명은 첨부된 도면들을 참조하여 더 잘 이해될 것이다.
도 1은 종래 기술에 따른 헬리콥터 터빈 엔진의 축방향 부분을 도시한 도면.
도 2a는 본 발명에 따른 가이드 콘의 제 1 구체예의 축방향 부분을 도시한 도면.
도 2b는 본 발명에 따른 가이드 콘의 제 2 구체예의 축방향 부분을 도시한 도면.
도 2c는 본 발명에 따른 가이드 콘의 제 3 구체예의 축방향 부분을 도시한 도면.
도 2d는 본 발명에 따른 가이드 콘의 또 다른 구체예의 횡단면을 도시한 도면.
헬리콥터 터빈 엔진(1)은, 상류로부터 하류로, 컴프레서(2), 환형의 연소 챔버(3) 및 헬리콥터의 날개 구조물 특히 로터 블레이드를 구동시키기 위해 연소 에너지를 복원하는 축류 자유 터빈(axial free turbine)(4)을 포함한다. 연소로 인한 배출 가스는 상기 자유 터빈(4)의 하류에 형성된 주변방향 배출 노즐(5)에 의해 상기 엔진으로부터 배출된다.
자유 터빈(4)은 중공의 축류 절두원추형 구성요소(hollow axial frustoconical component) 내에 있는 하류 단부에서 끝을 이룬다(end). 상기 구성요소는, 노즐과 함께, 배출 가스 스트림이 자유 터빈으로부터 배출될 때 난류(turbulence)를 생성시키지 않고도 우수한 공기역학적인 방식으로 흐를 수 있도록 상기 배출 가스 스트림을 안내하는(guiding) 기능을 수행한다.
도 2a를 보면, 본 발명의 제 1 구체예에서, 중공의 축류 절두원추형 구성요소 또는 가이드 콘(guide cone)(7)이 회전 쉘(shell of revolution) 형태로 구성되며 디스크(disk) 형태인 상류 횡단방향 벽(72) 및, 절두원추형 가로방향 표면(73)에 의해 상기 상류 횡단방향 벽(72)에 연결된, 오목한 형태이며 볼록하거나 또는 평평한 형태가 아닌 한 부분 형태인 하류 횡단방향 벽(74)을 포함한다.
상기 제 1 구체예에서, 상기 중공의 축류 절두원추형 구성요소(7)는 공진 공동(resonant cavity)(71)으로 공지된 단일의 내부 공동(71)의 경계를 정하며, 이 공동(71) 내로 공진기 경부(resonator neck)(75)가 연장되며, 이 경부 중 한 단부는 상기 공진 공동(71) 내로 개방되며 다른 단부는 오리피스(76)를 통해 콘(7)의 가로방향 표면(73) 상으로 개방된다. 이 구체예에서, 공진기 경부(75)는 원형의 단면을 가진 직각 실린더(right cylinder) 형태로 구성되지만, 직사각형 또는 난형의(oval) 횡단면도 적합할 수 있으며, 상기 횡단면적은 축류 절두원추형 구성요소(7)가 엔진으로부터 발산되는 음파를 감쇠시키도록 설계된 헬름홀츠 공진기(Helmholtz resonator)를 형성하게끔 구성된다.
축류 절두원추형 구성요소(7)는 주어진 공진 주파수(resonant frequency)의 음파를 상당히 감쇠시킬 수 있는 "스프링-질량(spring-mass)" 타입의 노이즈 억제 시스템(noise suppression system)을 구성한다. 축류 절두원추형 구성요소(7)에 의해 형성된 공진기의 공진 주파수는 공동의 용량(volume), 상기 공동 내에 있는 경부의 길이, 및 상기 경부의 횡단면에 따라 튜닝될 수 있다(tuned). 따라서, 엔진에 의해 방출되고 공진기의 주파수에 가까운 주파수를 가진 음파는 축류 절두원추형 구성요소(7)에 의해 감쇠되는 것이 유리하며, 따라서 엔진 노이즈가 줄어둔다.
상기 축류 절두원추형 구성요소(7)는 400 Hz 이하의 주파수를 가진 파동(wave)을 의미하는 저주파를 감쇠시키기에 특히 적합한 것이 바람직하다. 이는 저주파가 주로 엔진 노이즈를 일으키기 때문에 매우 유리하다.
공진기가 엔진 내에 일체로 구성되는 경우, 음파는 음파를 배출하는 공급원(source)에서 감쇠되며 이에 따라 음파가 퍼지는 것이 방지된다.
도 2b를 보면, 본 발명의 제 2 구체예에서, 축류 절두원추형 구성요소 또는 가이드 콘(8)의 구획이 나뉘어지는데(compartmentalized), 내부 분할 벽(87)이 제 1 공진 공동(81)과 제 2 공진 공동(81')의 경계를 결정하고, 이 구체예에서 상기 분할 벽(87)은 횡단방향 평면(transverse plane)에 대해 실질적으로 수직이다.
상기 분할 공정(partitioning)은 2개의 세로방향 공동을 얻도록 수행될 수 있을 뿐만 아니라 축에 대해 평행하게 위치된 분할 벽을 이용하여 도 2b에 예시되어 있는 것과 같이 수행될 수도 있다. 튜닝된 음향 주파수를 제어하도록 형성된 각각의 공동의 용량 측면에서 보면, 분할 공정이 행해지는 형태를 나타내는 기계적 제한요소(mechanical contraint)이며, 음향 목적(acoustic objective)이 각각의 공동의 용량들을 고정한다.
도 2b를 보면, 제 1 공진기 경부(85)가 제 1 공진 공동(81) 내로 연장되는데, 상기 경부(85)의 한 단부는 제 1 공진 공동(81)의 내부로 개방되고 다른 단부는 오리피스(86)를 통해 콘(8)의 가로방향 표면(83) 내로 개방된다. 이와 유사하게, 제 2 공진기 경부(85')가 제 2 공진 공동(81') 내로 연장되는데, 상기 경부(85')의 한 단부는 제 2 공진 공동(81')의 내부로 개방되고 다른 단부는 오리피스(86')를 통해 콘(9)의 가로방향 표면(83) 내로 개방된다.
도 2b에 표시된 것과 같이, 공진 공동(81, 81')의 용량과 경부(85, 85')의 횡단면과 길이는 여기서 서로 다르며 콘(8)의 각각의 구획(compartment)은 각각 자체적인 공진 주파수를 가진 헬름홀츠 공진기를 형성한다.
상기 예에서, 축류 절두원추형 구성요소(8)는 비슷한 값을 가진 2개의 공진 주파수(f1 및 f2)를 가지는데 이는 상기 주파수(f1 및 f2) 사이에 포함된 통과-대역(pass-band) 폭에 걸쳐 음파를 감쇠시키기 위한 것이다. 예로서, 상기 가이드 콘은 250　Hz 내지 350　Hz 사이에 포함된 주파수를 감쇠시킬 수 있다.
공진 주파수(f1 및 f2)가 엔진 노이즈 주파수 스펙트럼 내에서 가장 중요한 임계 주파수(critical frequency)에 해당하도록 선택될 수 있다는 점은 명백하다. 따라서, 엔진 노이즈를 일으키게 하는 주된 음파가 축류 절두원추형 구성요소(8)에 의해 직접 감쇠된다.
중공의 축류 절두원추형 구성요소(8)의 공진 주파수(f1 및 f2)는 분할 벽(87)의 위치를 변경시킴으로써 및/또는 각각 공진 공동(81, 81')의 경부(85, 85')의 횡단면적과 길이를 변경시킴으로써 튜닝될 수 있는 것이 바람직하다.
중공의 축류 절두원추형 구성요소(8)는 자유 터빈으로부터 배출되는 배출 가스 스트림을 안내할 수 있는 동시에 몇몇 튜닝가능한 주파수(tunable frequency)를 가진 헬름홀츠 공진기를 형성한다. 이와 같은 공진기는 공진기의 크기를 증가시키지 않고도 엔진 내에 완전히 일체로 구성될 수 있는 이점을 가진다.
본 발명의 제 3 구체예를 나타내고 있는 도 2c를 보면, 중공의 축류 절두원추형 구성요소 또는 가이드 콘(9)은 가이드 콘(9)의 전체 용량을 증가시키도록 변형된다. 이에 따라 공진기의 공진 주파수를 낮추게 할 수 있으며 이와 동시에 정확한 감쇠 퀄리티(attenuation quality)를 유지할 수 있게 한다. 이는 상기 가이드 콘(9)의 공진 주파수가 내부 분할 벽(97)에 의해 경계가 정해질 때 공진 공동의 용량과 연결된 공진 주파수에 반비례하기 때문이다.
상당히 큰 용량을 가진 절두원추형 구성요소(9)가 공진 주파수, 또는 공진기의 주파수들을 튜닝하기 위한 범위를 넓힌다(broaden).
상기 콘의 용량을 변경시키는 것은 단점이 아닌데 이는 콘이 배출 가스의 스트림을 단지 안내만 하기 때문이다.
하나 내지 2개의 구획(compartment)을 포함하는 축류 절두원추형 구성요소들이 기술되었으나, 본 발명에 따른 축류 절두원추형 구성요소 또는 콘은 2개 이상의 구획을 포함할 수 있으며 이에 따라 공진기가 2개 이상의 공진 주파수를 가질 수 있는 것은 자명하다.
도 2c에 나타난 것과 같이, 축류 절두원추형 구성요소(9)의 하류 횡단방향 벽은 볼록한 형태일 수 있으며, 상기 콘의 형태는 콘의 질량, 안내 성능(guidance performance) 및 노이즈 감쇠 성능 간에 절충한 결과이다.
또 다른 구체예가 도 2d에 도시되어 있는데, 이 도면은 상기 구체예의 대안의 형태를 축방향에서 바라본 것을 나타낸다. 가이드 콘(19)의 내부 용량은 반경 방향으로 Y자 형태로 배열된 세로방향 분할 벽(107, 107' 및 107")에 의해 3개의 구획들로 세분된다. 공진기 경부(105, 105' 및 105")는 상기 구획들과 연결된(associated) 공진 공동(101, 101' 및 101")을 형성하도록 설계된다.

Claims (7)

  1. 가스가 상류로부터 하류로 흐르는 가스 터빈 엔진(1)으로서, 상기 가스 터빈 엔진(1)은 연소 챔버(3), 상기 연소 챔버(3)로부터 배출된 연소 가스를 수용하도록 배열되고 상기 연소 챔버(3)의 하류에 위치된 고압 터빈(4), 자유 터빈(free turbine), 및 상기 연소 챔버(3)의 하류에서 상기 자유 터빈(4)에 고정된 배출 가스 가이드 콘(7, 8, 9, 10)을 포함하며, 상기 터빈 엔진은 작동 동안 음파를 발산하는, 터빈 엔진에 있어서,
    상기 가이드 콘(7, 8, 9, 10)은 내부 공진 공동(71; 81, 81'; 91, 91'; 101, 101', 101")을 포함하며, 상기 가이드 콘(7, 8, 9, 10)의 외부와 소통하고 있는 상기 가이드 콘(7, 8, 9, 10)의 상기 공진 공동(71; 81, 81'; 91, 91'; 101, 101', 101")을 배치하도록 배열된 경부(75; 85, 85'; 95, 95'; 105, 105', 105")가 상기 공진 공동(71; 81, 81'; 91, 91'; 101, 101', 101") 내로 연장되며 상기 터빈 엔진에 의해 발산된 음파를 감쇠시키도록 설계된 헬름홀츠 공진기(Helmholtz resonator) 구조를 가진 노이즈 감쇠장치(7, 8, 9, 10)를 형성하는 터빈 엔진.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 경부(75; 85, 85'; 95, 95'; 105, 105', 105")의 길이, 상기 공진 공동(71; 81, 81'; 91, 91'; 101, 101', 101")의 용량 및 상기 경부(75; 85, 85'; 95, 95'; 105, 105', 105")의 횡단면은 상기 가이드 콘(7, 8, 9, 10)의 상기 공진 공동(71; 81, 81'; 91, 91'; 101, 101', 101")이 미리 정해진 공진 주파수(f)로 공진하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 터빈 엔진.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 공진 주파수(f)는 400 Hz 이하인 것을 특징으로 하는 터빈 엔진.
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 가이드 콘(7, 8, 9, 10)은 상기 공진 공동(71; 81, 81'; 91, 91'; 101, 101', 101")의 용량을 제한하도록 설계된 내부 분할 벽(87; 97; 107, 107', 107")을 포함하는 것을 특징으로 하는 터빈 엔진.
  5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 가이드 콘(7, 8, 9)은 상기 가이드 콘(7, 8, 9)의 총 내부 용량을 적어도 제 1 공진 공동(81, 91)과 제 2 공진 공동(81', 91')으로 구획을 나누도록(compartmentalized) 설계된 내부 분할 벽(87, 97)을 포함하며, 상기 제 1 공진 공동(81, 91)과 제 2 공진 공동(81', 91')은 각각 제 1 공진 주파수(f1)와 제 2 공진 주파수(f2)를 가지는 것을 특징으로 하는 터빈 엔진.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 공진 주파수(f1, f2)는 서로 다르며 400 Hz 이하인 것을 특징으로 하는 터빈 엔진.
  7. 제 5 항에 있어서,
    상기 터빈 엔진의 가이드 콘은 2개보다 많은 분할 벽을 포함하는 것을 특징으로 하는 터빈 엔진.
KR1020117029339A 2009-05-27 2010-05-27 노이즈 억제장치를 가진 배출 가스 가이드 콘을 포함하는 터빈 엔진 KR101809281B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0953495A FR2946090B1 (fr) 2009-05-27 2009-05-27 Turbomoteur comportant un cone de guidage des gaz d'echappement avec un attenuateur sonore.
FR0953495 2009-05-27
PCT/EP2010/057363 WO2010136545A1 (fr) 2009-05-27 2010-05-27 Turbomoteur comportant un cone de guidage des gaz d'echappement avec un attenuateur sonore

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20120027317A true KR20120027317A (ko) 2012-03-21
KR101809281B1 KR101809281B1 (ko) 2017-12-14

Family

ID=41600309

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020117029339A KR101809281B1 (ko) 2009-05-27 2010-05-27 노이즈 억제장치를 가진 배출 가스 가이드 콘을 포함하는 터빈 엔진

Country Status (11)

Country Link
US (1) US20120055169A1 (ko)
EP (1) EP2435685B1 (ko)
JP (1) JP2012528266A (ko)
KR (1) KR101809281B1 (ko)
CN (1) CN102428263B (ko)
CA (1) CA2761601C (ko)
ES (1) ES2623388T3 (ko)
FR (1) FR2946090B1 (ko)
PL (1) PL2435685T3 (ko)
RU (1) RU2546140C2 (ko)
WO (1) WO2010136545A1 (ko)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2956445B1 (fr) 2010-02-12 2012-08-24 Turbomeca Revetement d'attenuation de bruit pour un conduit de guidage de gaz, tuyere et moteur a turbine a gaz avec le revetement
EP2642203A1 (en) * 2012-03-20 2013-09-25 Alstom Technology Ltd Annular Helmholtz damper
FR3122695A1 (fr) * 2021-05-04 2022-11-11 Safran Aircraft Engines Cône de diffusion à double paroi définissant un plenum de refroidissement pour partie arrière de turboréacteur

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB846329A (en) * 1957-12-12 1960-08-31 Napier & Son Ltd Combustion turbine power units
US3710890A (en) * 1971-09-27 1973-01-16 Boeing Co Aircraft engine noise suppression
FR2191025B1 (ko) * 1972-07-04 1975-03-07 Aerospatiale
US4064961A (en) * 1976-04-05 1977-12-27 Rohr Industries, Incorporated Slanted cavity resonator
US4100993A (en) * 1976-04-15 1978-07-18 United Technologies Corporation Acoustic liner
US4137992A (en) * 1976-12-30 1979-02-06 The Boeing Company Turbojet engine nozzle for attenuating core and turbine noise
DE2745131A1 (de) * 1977-10-07 1979-04-12 Motoren Turbinen Union Kombinationsgasturbinentriebwerk fuer fluggeraete mit v/stol eigenschaften
US4226297A (en) * 1979-01-12 1980-10-07 United Technologies Corporation Acoustic treated exhaust plug for turbine engine
US4240519A (en) * 1979-07-02 1980-12-23 United Technologies Corporation Acoustical turbine engine tail pipe plug
US4258822A (en) * 1979-07-27 1981-03-31 United Technologies Corporation Muffler plug for gas turbine power plant
US4244441A (en) * 1979-07-31 1981-01-13 The Garrett Corporation Broad band acoustic attenuator
US4631914A (en) * 1985-02-25 1986-12-30 General Electric Company Gas turbine engine of improved thermal efficiency
US4944362A (en) * 1988-11-25 1990-07-31 General Electric Company Closed cavity noise suppressor
FR2752392B1 (fr) * 1996-08-14 1999-04-23 Hispano Suiza Sa Panneau sandwich en nid d'abeille ventile et procede de ventilation d'un tel panneau
JPH10187162A (ja) * 1996-12-26 1998-07-14 Inoac Corp レゾネータ
FR2787513B1 (fr) * 1998-12-17 2001-01-19 Turbomeca Dispositif d'echappement multicanal de turbomachine traite acoustiquement
JP2002054503A (ja) * 2000-08-10 2002-02-20 Isamu Nemoto 亜音速機用高バイパス比・可変サイクルエンジン
GB0105349D0 (en) * 2001-03-03 2001-04-18 Rolls Royce Plc Gas turbine engine exhaust nozzle
RU2269018C1 (ru) * 2004-06-16 2006-01-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Энергетическая газотурбинная установка
US7322195B2 (en) * 2005-04-19 2008-01-29 United Technologies Corporation Acoustic dampers
FR2898940B1 (fr) * 2006-03-24 2008-05-30 Snecma Sa Corps central de tuyere de turboreacteur
US7784283B2 (en) * 2006-05-03 2010-08-31 Rohr, Inc. Sound-absorbing exhaust nozzle center plug
FR2956445B1 (fr) * 2010-02-12 2012-08-24 Turbomeca Revetement d'attenuation de bruit pour un conduit de guidage de gaz, tuyere et moteur a turbine a gaz avec le revetement
FR2956446B1 (fr) * 2010-02-12 2012-07-27 Turbomeca Dispositif d'ejection de gaz d'un moteur a turbine a gaz et moteur a turbine a gaz
DE102010026834A1 (de) * 2010-07-12 2012-01-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenabgaskonus
DE102011008921A1 (de) * 2011-01-19 2012-07-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenabgaskonus

Also Published As

Publication number Publication date
EP2435685B1 (fr) 2017-03-29
FR2946090B1 (fr) 2016-01-22
RU2546140C2 (ru) 2015-04-10
PL2435685T3 (pl) 2017-07-31
ES2623388T3 (es) 2017-07-11
EP2435685A1 (fr) 2012-04-04
CN102428263B (zh) 2014-12-10
US20120055169A1 (en) 2012-03-08
RU2011153375A (ru) 2013-07-10
CN102428263A (zh) 2012-04-25
CA2761601A1 (fr) 2010-12-02
FR2946090A1 (fr) 2010-12-03
WO2010136545A1 (fr) 2010-12-02
JP2012528266A (ja) 2012-11-12
KR101809281B1 (ko) 2017-12-14
CA2761601C (fr) 2019-03-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5010318B2 (ja) ターボジェットノズルの中心体
US4150732A (en) Resonant cavity devices for reducing noise within a duct in the presence of a gaseous fluid
US7334998B2 (en) Low-noise fan exit guide vanes
JP4942594B2 (ja) ヘリコプター用ガスタービンエンジンの消音のための装置、およびそのようにして得られるエンジン
JP2019061229A (ja) 内部構造を有する音響ライナ
US7661261B2 (en) Acoustic flow straightener for turbojet engine fan casing
KR101764944B1 (ko) 가스 터빈 엔진으로부터 가스를 분사하기 위한 장치 및 가스 터빈 엔진
ES2600871T3 (es) Motor de helicóptero de turbina de gas de emisión sonora reducida por tratamiento acústico de un eyector
KR101809281B1 (ko) 노이즈 억제장치를 가진 배출 가스 가이드 콘을 포함하는 터빈 엔진
US10781732B2 (en) Acoustic attenuator for damping pressure vibrations in an exhaust system of an engine, an acoustic attenuation system using the attenuators, and method of damping pressure vibrations in an exhaust system of an engine
US20240101264A1 (en) Reduced bulk acoustic treatment panel for a turbojet engine
US20120186224A1 (en) Aircraft jet engine comprising a system for reducing the noise generated by the ejection of the gases
JP6125651B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼器のための音響減衰システム
US11572189B2 (en) Acoustic absorption structure comprising a liquid drainage system and propulsive assembly comprising such an acoustic absorption structure
CN109878741B (zh) 涡轮机的主排气管道的内部结构和涡轮机及飞行器
KR101748460B1 (ko) 가변적인 다공성을 구비한 소음-감쇠 덮개를 포함하는 가스-유도 파이프
RU154809U1 (ru) Устройство для снижения уровня шума газотурбинного двигателя
RU156661U1 (ru) Устройство для снижения уровня шума гтд
RO130862B1 (ro) Dispozitiv pentru evacuarea gazelor arse

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal
AMND Amendment
AMND Amendment
E601 Decision to refuse application
GRNT Written decision to grant