RU2003131211A - Активная система для расширения зоны подавления вихря, создаваемого двигателем самолета - Google Patents

Активная система для расширения зоны подавления вихря, создаваемого двигателем самолета Download PDF

Info

Publication number
RU2003131211A
RU2003131211A RU2003131211/11A RU2003131211A RU2003131211A RU 2003131211 A RU2003131211 A RU 2003131211A RU 2003131211/11 A RU2003131211/11 A RU 2003131211/11A RU 2003131211 A RU2003131211 A RU 2003131211A RU 2003131211 A RU2003131211 A RU 2003131211A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shutoff valve
engine
movable nozzle
nozzle
active system
Prior art date
Application number
RU2003131211/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2281229C2 (ru
Inventor
ШМИЛОВИЧ Арвин (US)
ШМИЛОВИЧ Арвин
ЯДЛИН Йорам (US)
ЯДЛИН Йорам
М СМИТ Дейвид (US)
М СМИТ Дейвид
У КЛАРК Роджер (US)
У КЛАРК Роджер
Original Assignee
Дзе Боинг Компани (Us)
Дзе Боинг Компани
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 Дзе Боинг Компани (Us), Дзе Боинг Компани filed Critical Дзе Боинг Компани (Us)
Publication of RU2003131211A publication Critical patent/RU2003131211A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2281229C2 publication Critical patent/RU2281229C2/ru

Links

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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
    • 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
    • B64D2033/022—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising bird or foreign object protections

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)

Claims (23)

1. Активная система для расширения зоны подавления наземного вихря, создаваемого авиационным двигателем, содержащая
а) пневмосистему, соединенную с источником сжатого воздуха, и
б) по меньшей мере один блок с рабочим органом, в котором имеется по меньшей мере одно подвижное сопло, соединенное с пневмосистемой, через которую в него из пневмосистемы подается сжатый воздух, и связанное с имеющимся в пневмосистеме приводом, управляющим движением подвижного сопла и направляющим в участок, расположенный определенным образом относительно воздухозаборника двигателя, струю выходящего из сопла воздуха, которая разрушает структуру турбулентного течения наземного вихря и препятствует его всасыванию в двигатель.
2. Активная система по п.1, в которой источником сжатого воздуха служит компрессор авиационного двигателя.
3. Активная система по п.2, в которой в пневмосистеме имеются
а) запорный клапан, соединенный с компрессором двигателя, и
б) привод, который соединен с выходом запорного клапана.
4. Активная система по п.2, в которой в пневмосистеме имеются
а) запорный клапан, соединенный с компрессором двигателя, и
б) привод, который соединен с выходом запорного клапана и в котором имеется система управления запорным клапаном и по меньшей мере одним подвижным соплом, обеспечивающая перемещение этого подвижного сопла по необходимой траектории.
5. Активная система по п.2, в которой в пневмосистеме имеются
а) запорный клапан, соединенный с компрессором двигателя, и
б) привод, который соединен с выходом запорного клапана и в котором имеется пневматическая система управления запорным клапаном и по меньшей
мере одним подвижным соплом, обеспечивающая перемещение этого подвижного сопла по необходимой траектории.
6. Активная система по п.2, в которой в пневмосистеме имеются
а) запорный клапан, соединенный с компрессором двигателя, и
б) привод, который соединен с выходом запорного клапана и в котором имеется электрическая система управления запорным клапаном и по меньшей мере одним подвижным соплом, обеспечивающая перемещение этого подвижного сопла по необходимой траектории.
7. Активная система по п.2, в которой в пневмосистеме имеются
а) запорный клапан, соединенный с компрессором двигателя, и
б) привод, который соединен с выходом запорного клапана и в котором имеется гидравлическая система управления запорным клапаном и по меньшей мере одним подвижным соплом, обеспечивающая перемещение этого подвижного сопла по необходимой траектории.
8. Активная система по п.1, в которой подвижное сопло приводится в рабочее состояние из обтекателя двигателя.
9. Активная система по п.1, в которой подвижное сопло приводится в рабочее состояние из обтекателя двигателя, в котором имеется скользящая дверка, открываемая при приведении подвижного сопла в рабочее состояние.
10. Активная система по п.1, в которой для максимального подавления наземного вихря по меньшей мере одно подвижное сопло выполнено с возможностью поворота под управлением системы управления в продольном и поперечном направлениях.
11. Активная система по п.1, в которой приведенное в рабочее состояние из обтекателя двигателя подвижное сопло расположено в плоскости, близкой к горизонтальной.
12. Активная система по п.1, в которой площадь поперечного сечения подвижного сопла меняется по длине сопла.
13. Активная система по п.1, в которой подвижное сопло выполнено в виде сужающегося сопла.
14. Активная система по п.1, в которой подвижное сопло имеет круглое поперечное сечение.
15. Авиационный двигатель с системой подавления наземного вихря, содержащий:
а) обтекатель,
б) расположенный в обтекателе двигатель и
в) активную систему для расширения зоны подавления наземного вихря, создаваемого авиационным двигателем, содержащую
I) пневмосистему, соединенную с компрессором двигателя, и
II) по меньшей мере один блок с рабочим органом, в котором имеется по меньшей мере одно подвижное сопло, соединенное с пневмосистемой, из которой в него подается сжатый воздух, направляемый в виде выходящей из сопла струи в участок, расположенный определенным образом относительно воздухозаборника двигателя, и разрушающий структуру турбулентного течения наземного вихря и препятствующий его всасыванию в двигатель.
16. Авиационный двигатель по п.15, в котором в пневмосистеме имеются
а) запорный клапан, соединенный с компрессором двигателя, и
б) привод, который соединен с выходом запорного клапана.
17. Авиационный двигатель по п.15, в котором в пневмосистеме имеются
а) запорный клапан, соединенный с компрессором двигателя, и
б) привод, который соединен с выходом запорного клапана и в котором имеется система управления запорным клапаном и по меньшей мере одним
подвижным соплом, обеспечивающая перемещение этого подвижного сопла по необходимой траектории.
18. Авиационный двигатель по п.15, в котором в пневмосистеме имеются
а) запорный клапан, соединенный с компрессором двигателя, и
б) привод, который соединен с выходом запорного клапана и в котором имеется пневматическая система управления запорным клапаном и по меньшей мере одним подвижным соплом, обеспечивающая перемещение этого подвижного сопла по необходимой траектории.
19. Авиационный двигатель по п.15, в котором в пневмосистеме имеются
а) запорный клапан, соединенный с компрессором двигателя, и
б) привод, который соединен с выходом запорного клапана и в котором имеется электрическая система управления запорным клапаном и по меньшей мере одним подвижным соплом, обеспечивающая перемещение этого подвижного сопла по необходимой траектории.
20. Авиационный двигатель по п.15, в котором в пневмосистеме имеются
а) запорный клапан, соединенный с компрессором двигателя, и
б) привод, который соединен с выходом запорного клапана и в котором имеется гидравлическая система управления запорным клапаном и по меньшей мере одним подвижным соплом, обеспечивающая перемещение этого подвижного сопла по необходимой траектории.
21. Способ расширения зоны подавления наземного вихря, создаваемого авиационным двигателем, заключающийся в том, что
а) приводят в действие подвижное сопло, которое перемещают по определенной траектории относительно обтекателя двигателя, и
б) направляют выходящую из сопла струю воздуха в участок, расположенный определенным образом относительно воздухозаборника двигателя, и разрушают структуру турбулентного течения наземного вихря, препятствуя его всасыванию в двигатель.
22. Способ по п.21, в котором выходящую из сопла струю воздуха направляют из обтекателя двигателя под небольшим углом к горизонтальной плоскости.
23. Способ по п.21, в котором выходящий из сопла воздух отбирают от компрессора двигателя.
RU2003131211/11A 2002-10-25 2003-10-24 Способ расширения зоны подавления наземного вихря, создаваемого авиационным двигателем, активная система для его осуществления и авиационный двигатель с такой системой RU2281229C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/280,411 2002-10-25
US10/280,411 US6763651B2 (en) 2002-10-25 2002-10-25 Active system for wide area suppression of engine vortex

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2003131211A true RU2003131211A (ru) 2005-04-20
RU2281229C2 RU2281229C2 (ru) 2006-08-10

Family

ID=32069380

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003131211/11A RU2281229C2 (ru) 2002-10-25 2003-10-24 Способ расширения зоны подавления наземного вихря, создаваемого авиационным двигателем, активная система для его осуществления и авиационный двигатель с такой системой

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6763651B2 (ru)
EP (1) EP1413721B1 (ru)
DE (1) DE60336370D1 (ru)
RU (1) RU2281229C2 (ru)

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7407131B1 (en) * 2005-11-14 2008-08-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method for creating an aeronautic sound shield having gas distributors arranged on the engines, wings, and nose of an aircraft
US7797944B2 (en) 2006-10-20 2010-09-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine having slim-line nacelle
US7870721B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine providing simulated boundary layer thickness increase
US7784732B2 (en) * 2007-01-04 2010-08-31 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Boundary-layer-ingesting inlet flow control system
US8408491B2 (en) * 2007-04-24 2013-04-02 United Technologies Corporation Nacelle assembly having inlet airfoil for a gas turbine engine
US8657567B2 (en) * 2007-05-29 2014-02-25 United Technologies Corporation Nacelle compartment plenum for bleed air flow delivery system
US8402739B2 (en) 2007-06-28 2013-03-26 United Technologies Corporation Variable shape inlet section for a nacelle assembly of a gas turbine engine
US8371806B2 (en) * 2007-10-03 2013-02-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine having core auxiliary duct passage
US9004399B2 (en) 2007-11-13 2015-04-14 United Technologies Corporation Nacelle flow assembly
US8186942B2 (en) * 2007-12-14 2012-05-29 United Technologies Corporation Nacelle assembly with turbulators
US8192147B2 (en) * 2007-12-14 2012-06-05 United Technologies Corporation Nacelle assembly having inlet bleed
US8232706B2 (en) * 2009-01-09 2012-07-31 The Boeing Company Autonomous power generation unit for auxiliary system on an airborne platform
US8974177B2 (en) 2010-09-28 2015-03-10 United Technologies Corporation Nacelle with porous surfaces
DE102015206143A1 (de) 2015-04-07 2016-10-13 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung zur Beeinflussung von Bodenwirbeln im Ansaugbereich einer Fluggasturbine
US10787245B2 (en) 2016-06-01 2020-09-29 The Boeing Company Distributed compressor for improved integration and performance of an active fluid flow control system

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2915262A (en) 1957-09-26 1959-12-01 Douglas Aircraft Co Inc Vortex inhibitor for aircraft jet engines
US3298637A (en) 1964-06-15 1967-01-17 Lee Shao-Tang Engine inlet protective screen arrangement
US3400902A (en) * 1966-01-13 1968-09-10 Ben J. King Gas inlet conversion and protection means
GB1165360A (en) * 1966-12-30 1969-09-24 Mini Of Technology London Improvements relating to Aircraft Engine Vortex Inhibitors
GB1170328A (en) 1967-10-25 1969-11-12 Hawker Siddeley Aviation Ltd Improvements in or relating to Aircraft Gas Turbine Jet Engine Air Intakes
US3599429A (en) 1969-05-02 1971-08-17 Boeing Co Vortex preventing method and apparatus for aircraft jet engines
US3905566A (en) * 1972-08-29 1975-09-16 Edwin R Anderson Jet engine intake protection system
US4070827A (en) * 1976-05-03 1978-01-31 General Electric Company Method and apparatus for limiting ingestion of debris into the inlet of a gas turbine engine
US4586683A (en) * 1979-03-12 1986-05-06 Mcdonnell Douglas Corporation Rolling aerial refueling boom
US4749151A (en) * 1985-09-19 1988-06-07 The Boeing Company Apparatus for re-energizing boundary layer air
US5915651A (en) 1997-07-10 1999-06-29 Mcdonnell Douglas Corporation Reverse thrust inlet vortex inhibitor
US6129309A (en) 1998-07-24 2000-10-10 Mcdonnell Douglas Corporation Aircraft engine apparatus with reduced inlet vortex

Also Published As

Publication number Publication date
EP1413721A2 (en) 2004-04-28
EP1413721A3 (en) 2006-08-09
EP1413721B1 (en) 2011-03-16
US6763651B2 (en) 2004-07-20
RU2281229C2 (ru) 2006-08-10
US20040079834A1 (en) 2004-04-29
DE60336370D1 (de) 2011-04-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2003131211A (ru) Активная система для расширения зоны подавления вихря, создаваемого двигателем самолета
JP5231770B2 (ja) 航空機システム、およびエーロフォイルシステムを作動させるための方法
JP5205284B2 (ja) エーロフォイル渦を弱体化させるシステムおよび方法
EP2118475B1 (en) Systems and methods for reducing noise from jet engine exhaust
US9726112B2 (en) Reverse flow gas turbine engine airflow bypass
CA2900386A1 (en) Low noise aeroengine inlet system
CN111516891B (zh) 一种可同时实现定常吸气和振荡吹气的激励器
EP1418331A3 (en) Suppression of part of the noise from a gas turbine engine
CN209569390U (zh) 切换阀以及间歇喷气枪
CA2464830A1 (en) Fluidic chevrons and configurable thermal shield for jet noise reduction
CN100538009C (zh) 用于在截割部处产生气体-液体混合物的装置
KR20190106211A (ko) 송풍부를 자동 제어하는 스피드 스프레이어
KR102648585B1 (ko) 압축 공기 구동 모터
US20200408171A1 (en) Aerospike/bell hybrid rocket engine with combined bell nozzle within an aerospike nozzle
RU2069781C1 (ru) Регулируемое реактивное сопло
KR100397110B1 (ko) 송풍장치
CN106077816B (zh) 矿用带锯
RU18149U1 (ru) Устройство управления вектором тяги летательного аппарата
US7665294B2 (en) Exhaust nozzle assembly
RU2367810C1 (ru) Выходное устройство воздушно-реактивного двигателя
SU1203247A1 (ru) Устройство взрывозащиты горного комбайна
RU2300006C2 (ru) Поточно-принудительный воздушно-реактивный двигатель
RU2004137436A (ru) Воздушная реактивная двигательная установка
JP2006198514A (ja) 制風装置及びスプレーヤ
BG104862A (en) System for jet aircraft control

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20181025