RU2004124546A - Конфузорно-диффузорное сверхзвуковое реактивное сопло турбореактивного двигателя - Google Patents

Конфузорно-диффузорное сверхзвуковое реактивное сопло турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2004124546A
RU2004124546A RU2004124546/06A RU2004124546A RU2004124546A RU 2004124546 A RU2004124546 A RU 2004124546A RU 2004124546/06 A RU2004124546/06 A RU 2004124546/06A RU 2004124546 A RU2004124546 A RU 2004124546A RU 2004124546 A RU2004124546 A RU 2004124546A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wall
jet nozzle
holes
nozzle according
walls
Prior art date
Application number
RU2004124546/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2346175C2 (ru
Inventor
Жаки ПРУТО (FR)
Жаки ПРУТО
Рафаэль КЮРТЛЕН (FR)
Рафаэль КЮРТЛЕН
Ги ЛАПЕРГ (FR)
Ги Лаперг
Дидье ФЕДЕР (FR)
Дидье Федер
Original Assignee
Снекма Мотер (Fr)
Снекма Мотер
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 Снекма Мотер (Fr), Снекма Мотер filed Critical Снекма Мотер (Fr)
Publication of RU2004124546A publication Critical patent/RU2004124546A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2346175C2 publication Critical patent/RU2346175C2/ru

Links

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
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
    • F02K1/1223—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of two series of flaps, the upstream series having its flaps hinged at their upstream ends on a fixed structure and the downstream series having its flaps hinged at their upstream ends on the downstream ends of the flaps of the upstream series
    • 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
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Nozzles (AREA)
  • Cyclones (AREA)
  • Physical Or Chemical Processes And Apparatus (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Claims (11)

1. Конфузорно-диффузорное реактивное сопло турбореактивного двигателя, содержащее управляемые расходящиеся створки (4а), ведомые расходящиеся створки (4b), вставленные между упомянутыми управляемыми расходящимися створками, и средства (32), предназначенные для питания охлаждающим воздухом ведомых расходящихся створок (4b), причем эти ведомые расходящиеся створки (4b) имеют кессонную конструкцию с внутренней в радиальном направлении стенкой (6) и наружной в радиальном направлении стенкой (8), отличающееся тем, что эти ведомые расходящиеся створки содержат боковые отверстия, предназначенные для подачи охлаждающего воздуха в направлении внутренней поверхности упомянутых управляемых расходящихся створок (4а) для их охлаждения.
2. Реактивное сопло по п.1, отличающееся тем, что наружная (8) и внутренняя (6) стенки створки вставлены одна в другую на уровне их боковых концов при сохранении возможности их скольжения друг относительно друга.
3. Реактивное сопло по п.2, отличающееся тем, что упомянутые боковые концы наружных (8) и внутренних (6) стенок являются искривленными.
4. Реактивное сопло по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что наружная (8) и внутренняя (6) стенка снабжены отверстиями (12, 14), располагающимися вдоль их боковых концов, причем отверстия (12) одной из стенок (8) располагаются против отверстий (14) в другой стенке (6) в том случае, когда эти стенки вставлены одна в другую и формируют, таким образом, упомянутые боковые отверстия.
5. Реактивное сопло по п.4, отличающееся тем, что отверстия (12) в одной из стенок (8) имеют поперечное сечение, превышающее поперечное сечение отверстий (14) в другой стенке (6).
6. Реактивное сопло по п.4, отличающееся тем, что отверстия (12) в одной из стенок (8) имеют удлиненную форму, тогда как отверстия (14) в другой стенке (6) имеют круглую форму.
7. Реактивное сопло по п.4, отличающееся тем, что каждая наружная (8) и внутренняя (6) стенки имеет, по меньшей мере, один вырез (16, 18), выполненный на ее боковой периферийной части и выходящий внутрь одного из упомянутых отверстий (12, 14).
8. Реактивное сопло по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что каждая ведомая расходящаяся створка (4b) дополнительно содержит поперечину (20), располагающуюся между ее внутренней стенкой (6) и ее наружной стенкой (8) в плоскости симметрии этой створки.
9. Реактивное сопло по п.8, отличающееся тем, что каждая ведомая расходящаяся створка (4b) дополнительно содержит направляющую (22), жестко связанную с наружной стенкой (8) упомянутой створки, причем поперечное сечение упомянутой поперечины (20) имеет по существу I-образную форму или форму двутавровой балки, а основание этой поперечины закреплено на внутренней стенке (6) этой створки и ее верхняя часть выполнена с возможностью скольжения в упомянутой направляющей (22).
10. Реактивное сопло по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что внутренняя в радиальном направлении стенка (6) ведомых расходящихся створок (4b) дополнительно содержит отверстия (26), сквозь которые может проходить охлаждающий воздух.
11. Реактивное сопло по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что упомянутые управляемые расходящиеся створки (4а) не запитываются охлаждающим воздухом.
RU2004124546/06A 2003-08-12 2004-08-11 Конфузорно-диффузорное сверхзвуковое реактивное сопло турбореактивного двигателя RU2346175C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0309854A FR2858833B1 (fr) 2003-08-12 2003-08-12 Tuyere convergente divergente du turboreacteur
FR0309854 2003-08-12

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004124546A true RU2004124546A (ru) 2006-01-27
RU2346175C2 RU2346175C2 (ru) 2009-02-10

Family

ID=33561163

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004124546/06A RU2346175C2 (ru) 2003-08-12 2004-08-11 Конфузорно-диффузорное сверхзвуковое реактивное сопло турбореактивного двигателя

Country Status (9)

Country Link
US (1) US6993914B2 (ru)
EP (1) EP1507080B1 (ru)
JP (1) JP2005061405A (ru)
AT (1) ATE321201T1 (ru)
CA (1) CA2478781A1 (ru)
DE (1) DE602004000528T2 (ru)
ES (1) ES2260734T3 (ru)
FR (1) FR2858833B1 (ru)
RU (1) RU2346175C2 (ru)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7458221B1 (en) * 2003-10-23 2008-12-02 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Variable area nozzle including a plurality of convexly vanes with a crowned contour, in a vane to vane sealing arrangement and with nonuniform lengths
US7377099B2 (en) * 2005-05-27 2008-05-27 United Technologies Corporation System and method for cooling lateral edge regions of a divergent seal of an axisymmetric nozzle
GB2428743B (en) 2005-08-02 2007-12-12 Rolls Royce Plc An exhaust nozzle for a gas turbine engine
US7762078B2 (en) * 2006-09-13 2010-07-27 Aerojet-General Corporation Nozzle with temperature-responsive throat diameter
US8205454B2 (en) 2007-02-06 2012-06-26 United Technologies Corporation Convergent divergent nozzle with edge cooled divergent seals
US8047004B2 (en) * 2008-02-12 2011-11-01 The Boeing Company Stave and ring CMC nozzle
US8166752B2 (en) * 2008-11-26 2012-05-01 GM Global Technology Operations LLC Apparatus and method for cooling an exhaust gas
FR2945580B1 (fr) * 2009-05-15 2015-12-25 Snecma Chambre de combustion de moteur pour un vehicule capable de se deplacer dans l'air ou dans l'espace et son procede de fabrication.
US20120145808A1 (en) * 2010-12-14 2012-06-14 The Boeing Company Method and apparatus for variable exhaust nozzle exit area
US10060389B2 (en) * 2010-12-14 2018-08-28 The Boeing Company Method and apparatus for variable exhaust nozzle exit area
GB2489738B (en) * 2011-04-08 2013-07-03 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to gas turbine engine transition ducts
US9163582B2 (en) 2012-05-30 2015-10-20 United Technologies Corporation Convergent-divergent gas turbine nozzle comprising movable flaps having a variable thickness in a lateral direction
WO2014200402A1 (en) * 2013-06-14 2014-12-18 Saab Ab Variable-geometry convergent-divergent exhaust nozzle for a jet engine and method for varying the nozzle
EP3008321B1 (en) * 2013-06-14 2018-11-14 Saab AB Variable exhaust nozzle for a jet engine and method for varying the nozzle
CN103423025B (zh) * 2013-08-07 2016-01-20 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
WO2015112554A1 (en) 2014-01-24 2015-07-30 United Technologies Corporation Divergent flap
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
RU2627813C1 (ru) * 2016-05-19 2017-08-11 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата
US10563620B2 (en) 2016-08-12 2020-02-18 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Expandable exhaust cone
PL239213B1 (pl) * 2017-06-21 2021-11-15 Panstwowa Wyzsza Szkola Zawodowa W Chelmie Dysza wylotowa silnika turbowentylatorowego
GB201800856D0 (en) * 2018-01-19 2018-03-07 Rolls Royce Plc Aircraft nozzle

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3979065A (en) * 1974-10-31 1976-09-07 United Technologies Corporation Cooling liner for an exhaust nozzle
US3972475A (en) * 1975-07-31 1976-08-03 United Technologies Corporation Nozzle construction providing for thermal growth
US4203286A (en) * 1976-08-27 1980-05-20 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Cooling apparatus for an exhaust nozzle of a gas turbine engine
US4081137A (en) * 1977-01-05 1978-03-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Finned surface cooled nozzle
US4171093A (en) * 1977-08-19 1979-10-16 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Durability flap and seal liner assembly for exhaust nozzles
US4544098A (en) * 1982-12-27 1985-10-01 United Technologies Corporation Cooled exhaust nozzle flaps
US5720434A (en) * 1991-11-05 1998-02-24 General Electric Company Cooling apparatus for aircraft gas turbine engine exhaust nozzles
US5215257A (en) * 1992-07-16 1993-06-01 United Technologies Corporation Divergent seal arrangement for a convergent/divergent nozzle
US5269467A (en) * 1992-08-03 1993-12-14 General Electric Company Vectoring exhaust nozzle seal and flap retaining apparatus

Also Published As

Publication number Publication date
FR2858833A1 (fr) 2005-02-18
ES2260734T3 (es) 2006-11-01
DE602004000528D1 (de) 2006-05-11
ATE321201T1 (de) 2006-04-15
RU2346175C2 (ru) 2009-02-10
EP1507080A1 (fr) 2005-02-16
EP1507080B1 (fr) 2006-03-22
US20050060984A1 (en) 2005-03-24
DE602004000528T2 (de) 2007-04-05
FR2858833B1 (fr) 2006-01-06
US6993914B2 (en) 2006-02-07
CA2478781A1 (fr) 2005-02-12
JP2005061405A (ja) 2005-03-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2004124546A (ru) Конфузорно-диффузорное сверхзвуковое реактивное сопло турбореактивного двигателя
US6375118B1 (en) High frequency excitation apparatus and method for reducing jet and cavity noise
US7137781B2 (en) Turbine components
US5326224A (en) Cooling hole arrangements in jet engine components exposed to hot gas flow
US8448901B2 (en) Aircraft nacelle including hot air discharge means
US8302377B2 (en) Ground-based simple cycle pulse detonation combustor based hybrid engine for power generation
US20060043236A1 (en) Integrated axially varying engine muffler, and associated methods and systems
US5609779A (en) Laser drilling of non-circular apertures
RU2222751C2 (ru) Компоновка для уменьшения акустических колебаний в камере сгорания
JP4982203B2 (ja) ターボ機械燃焼チャンバ
CA2436912A1 (en) Laser machining cooling holes in gas turbine components
US7841167B2 (en) Pulse detonation engine bypass and cooling flow with downstream mixing volume
US9085981B2 (en) Ducting arrangement for cooling a gas turbine structure
US6945750B2 (en) Turbine blade
DE60021296T2 (de) Abstimmung einer Brennkammer
RU2001111830A (ru) Способ изготовления выходных сопел для ракетных двигателей
EP1270874A1 (de) Gasturbine mit einem Verdichter für Luft
SE468061B (sv) Akustisk beklaednad foer anvaendning i en gasturbinmotor
JP2008064086A (ja) 超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム、超音速推進システム、およびラムジェット／スクラムジェットエンジン用の複合高さランプ噴射システム
US20100032497A1 (en) Nozzle with guiding elements
EP3117148B1 (de) Brenneranordnung mit resonator
JP2004325069A (ja) ガスタービンエンジンにおいて流体を噴射するための方法及び装置
CN114165334A (zh) 具有冲击波衰减的涡轮发动机
JP2018204516A (ja) 内燃機関
US20150330304A1 (en) Engine with thrust vector control

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner