RU2007104170A - Авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел - Google Patents
Авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел Download PDFInfo
- Publication number
- RU2007104170A RU2007104170A RU2007104170/06A RU2007104170A RU2007104170A RU 2007104170 A RU2007104170 A RU 2007104170A RU 2007104170/06 A RU2007104170/06 A RU 2007104170/06A RU 2007104170 A RU2007104170 A RU 2007104170A RU 2007104170 A RU2007104170 A RU 2007104170A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- channels
- turbojet engine
- engine according
- aircraft turbojet
- aircraft
- Prior art date
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
- F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
-
- 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
- F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
- F02K1/34—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for attenuating noise
-
- 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)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Claims (16)
1. Авиационный турбореактивный двигатель, содержащий реактивное сопло (1), обеспечивающее эжекцию реактивной газовой струи или слияние двух реактивных газовых струй, причем реактивное сопло (1) представляет собой одно или два выходных кольца (2), которые содержат средства, предназначенные для возмущения течения одной или обеих реактивных газовых струй и образованные по меньшей мере одной парой (3-10) каналов (3а, 3b, ..., 10а, 10b), через которые осуществляется эжекция струи воздуха под давлением, при этом каналы (3а, 3b, ..., 10а, 10b) открываются в выходной части реактивного сопла (1) и каналы (3а, 3b, ..., 10а, 10b) каждой пары (3-10) расположены сходящимся образом по отношению друг к другу, чтобы формировать на выходе треугольник взаимодействия струй воздуха, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, ..., 10а, 10b) каждой пары 3-10 сходятся друг навстречу другу на выходе из реактивного сопла (1) под углом схождения в диапазоне от 40 до 70°, предпочтительно под углом схождения, составляющим около 60°.
2. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, ..., 10а, 10b) расположены на уровне выходного кольца (2) так, что имеют по отношению к оси реактивной газовой струи некоторый угол проникновения в диапазоне от 8 до 40°, предпочтительно в диапазоне от 20 до 35°.
3. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что средства возмущения содержат от 1 до 24 пар каналов.
4. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что пары каналов (3а, 3b, ..., 10а, 10b) распределены на выходном кольце (2) так, чтобы канал, сходящийся в некотором направлении, располагался рядом с каналом противоположного схождения, принадлежащим смежной паре каналов.
5. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, ..., 10а, 10b) представляют собой трубки, распределенные на одной или на двух стенках выходного кольца (2).
6. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, ..., 10а, 10b) представляют собой каналы, интегрированные в толщу выходного кольца (2).
7. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, ..., 10а, 10b) связаны с системой питания сжатым воздухом через канал подвода сжатого воздуха, причем это запитывание сжатым воздухом осуществляется на уровне части высокого давления турбореактивного двигателя.
8. Авиационный турбореактивный двигатель по любому из пп.1-7, отличающийся тем, что канал подвода сжатого воздуха к одному каналу одной пары каналов является каналом подвода сжатого воздуха к смежному каналу соседней пары и имеющему противоположное схождение.
9. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, ..., 10а, 10b) имеют диаметр, величина которого в 20-50 раз меньше величины выходного диаметра реактивного сопла (1).
10. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что струи воздуха (2) сходятся по отношению к оси реактивного сопла под углом в диапазоне от 8 до 40°.
11. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что струи воздуха, представляют собой управляемые струи воздуха.
12. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что пары каналов распределены симметричным образом на выходном кольце (2) упомянутого реактивного сопла (1).
13. Авиационный турбореактивный двигатель по любому из пп.1-7 и 9-12, отличающийся тем, что пары каналов распределены несимметричным образом на выходном кольце (2) реактивного сопла (1).
14. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что содержит средства, предназначенные для приведения во вращательное движение относительно их собственной оси струй воздуха, эжектируемых через каналы.
15. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что массовое соотношение между расходом струй воздуха, эжектируемых через каналы, и расходом толкающей реактивной газовой струи, имеет величину в диапазоне от 0,3 до 2%.
16. Самолет, содержащий турбореактивные двигатели в соответствии с любым из предшествующих пп.1-15.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0407444 | 2004-07-05 | ||
FR0407444A FR2872549B1 (fr) | 2004-07-05 | 2004-07-05 | Reacteur d'avion equipe d'un dispositif de reduction de bruit des jets propulsifs |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007104170A true RU2007104170A (ru) | 2008-08-10 |
RU2373415C2 RU2373415C2 (ru) | 2009-11-20 |
Family
ID=34948459
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007104170/06A RU2373415C2 (ru) | 2004-07-05 | 2005-06-23 | Авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8020368B2 (ru) |
EP (1) | EP1766218B1 (ru) |
BR (1) | BRPI0512457A (ru) |
CA (1) | CA2572698C (ru) |
DE (1) | DE602005004662T2 (ru) |
ES (1) | ES2302228T3 (ru) |
FR (1) | FR2872549B1 (ru) |
RU (1) | RU2373415C2 (ru) |
WO (1) | WO2006013243A1 (ru) |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7870722B2 (en) * | 2006-12-06 | 2011-01-18 | The Boeing Company | Systems and methods for passively directing aircraft engine nozzle flows |
FR2929335B1 (fr) * | 2008-03-31 | 2012-06-01 | Airbus France | Dispositif de reduction du bruit genere par un reacteur d'aeronef a jets de fluide de meme orientation |
FR2929334B1 (fr) | 2008-03-31 | 2012-06-01 | Airbus France | Dispositif de reduction du bruit genere par reacteur d'aeronef a conduits de fluide coudes |
FR2929337B1 (fr) * | 2008-03-31 | 2012-06-01 | Airbus France | Dispositif a jets secondaires de reduction du bruit genere par un reacteur d'aeronef |
FR2970744A1 (fr) | 2011-01-24 | 2012-07-27 | Airbus Operations Sas | Reacteur d'aeronef comprenant un systeme de reduction du bruit genere par l'ejection des gaz |
FR2987078B1 (fr) | 2012-02-17 | 2016-11-25 | Snecma Propulsion Solide | Ensemble d'arriere-corps de moteur aeronautique a turbine a gaz |
US9297334B2 (en) * | 2012-05-25 | 2016-03-29 | King Abdulaziz City For Science And Technology | Exhaust nozzle of a gas turbine engine |
CN103939234B (zh) * | 2014-04-24 | 2016-03-30 | 北京航空航天大学 | 一种变循环发动机可调机构中的共同驱动式后涵道引射器 |
US10408165B2 (en) * | 2015-03-26 | 2019-09-10 | Safran Aircraft Engines | Device with gratings for ejecting microjets in order to reduce the jet noise of a turbine engine |
US11365704B2 (en) * | 2018-02-27 | 2022-06-21 | New York University In Abu Dhabi Corportion | Directionally targeted jet noise reduction system and method |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1195859A (fr) * | 1957-05-13 | 1959-11-19 | Perfectionnements apportés aux procédés et dispositifs pour la suppression, tout au moins partielle, du bruit causé par un jet de fluide débité dans l'atmosphère,notamment par celui débité par des avions à réaction | |
US2990905A (en) * | 1957-05-13 | 1961-07-04 | Lilley Geoffrey Michael | Jet noise suppression means |
US3188024A (en) * | 1963-05-06 | 1965-06-08 | Schneider Albert Peter | Aircraft steering and propulsion unit |
US3599749A (en) * | 1969-07-28 | 1971-08-17 | Rohr Corp | Jet noise control system |
US4254620A (en) * | 1978-02-27 | 1981-03-10 | The Boeing Company | Jet engine multiduct noise suppressor |
US6571549B1 (en) * | 2001-10-05 | 2003-06-03 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Jet noise suppressor |
US7581692B2 (en) | 2003-06-30 | 2009-09-01 | General Electric Company | Fluidic chevrons and configurable thermal shield for jet noise reduction |
-
2004
- 2004-07-05 FR FR0407444A patent/FR2872549B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-06-23 WO PCT/FR2005/001588 patent/WO2006013243A1/fr active IP Right Grant
- 2005-06-23 EP EP05778768A patent/EP1766218B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 2005-06-23 CA CA2572698A patent/CA2572698C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2005-06-23 BR BRPI0512457-3A patent/BRPI0512457A/pt not_active Application Discontinuation
- 2005-06-23 ES ES05778768T patent/ES2302228T3/es active Active
- 2005-06-23 RU RU2007104170/06A patent/RU2373415C2/ru active
- 2005-06-23 DE DE602005004662T patent/DE602005004662T2/de active Active
-
2007
- 2007-01-04 US US11/649,721 patent/US8020368B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2572698C (fr) | 2013-05-14 |
US8020368B2 (en) | 2011-09-20 |
EP1766218A1 (fr) | 2007-03-28 |
FR2872549B1 (fr) | 2006-09-22 |
WO2006013243A1 (fr) | 2006-02-09 |
CA2572698A1 (fr) | 2006-02-09 |
DE602005004662D1 (de) | 2008-03-20 |
US20100251724A1 (en) | 2010-10-07 |
EP1766218B1 (fr) | 2008-02-06 |
DE602005004662T2 (de) | 2009-04-02 |
BRPI0512457A (pt) | 2008-03-04 |
ES2302228T3 (es) | 2008-07-01 |
RU2373415C2 (ru) | 2009-11-20 |
FR2872549A1 (fr) | 2006-01-06 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2007104170A (ru) | Авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел | |
CN102272524B (zh) | 双组分喷嘴、集束喷嘴以及用于使流体雾化的方法 | |
AU2008259611B2 (en) | An improved mist generating apparatus and method | |
JP2005231626A (ja) | エンジン排気ガスそらせシステム | |
CA2556649A1 (en) | Improvements in or relating to a method and apparatus for generating a mist | |
WO2006135890A3 (en) | High velocity low pressure emitter | |
WO2002029232A1 (en) | Apparatus, method and system for gas turbine engine noise reduction | |
US4915300A (en) | High pressure mixing and spray nozzle apparatus and method | |
RU2007115879A (ru) | Выпускной коллектор для рабочих газов, образующий горизонтальное колено в летательном аппарате, способ осуществления работы выпускного коллектора и газотурбинный двигатель, содержащий указанный коллектор | |
RU2000107954A (ru) | Способ получения множества когерентных газовых струй при использовании единственной фурмы (варианты) и фурма для его осуществления | |
JP2011045877A5 (ru) | ||
JP2012127349A (ja) | 排気ノズルの可変出口面積のための方法と装置 | |
KR20060097411A (ko) | 콜드 스프레이용 노즐 및 이를 이용한 콜드 스프레이 장치 | |
RU2605869C2 (ru) | Хвостовой конус для ротационного газотурбинного двигателя с микроструями | |
RU2007116402A (ru) | Коленообразный выпускной коллектор для рабочих газов в летательном аппарате | |
JP2012163097A5 (ru) | ||
EP3348906B1 (en) | Gas turbine fuel injector | |
CA2586493A1 (en) | Method and spray tower for contacting gases and liquid droplets for mass and/or heat transfer | |
US8491354B2 (en) | Dry ice blasting device | |
CN208398081U (zh) | 降低噪音的燃气喷嘴及燃烧器 | |
KR101200284B1 (ko) | 충격파 발생기를 이용한 진공 이젝터 성능개선 장치 | |
KR100776537B1 (ko) | 콜드 스프레이용 노즐 및 이를 이용한 콜드 스프레이 장치 | |
US9193469B2 (en) | Aircraft engine with an apparatus for pulsating expiration of gas into the exhaust nozzle | |
EP3348907B1 (en) | Fuel injector | |
RU65417U1 (ru) | Устройство для абразивоструйной обработки изделий |