RU2007129434A - Турбомашина двухконтурной конструкции с косвенным изменением сечения горловины для выпуска газов - Google Patents

Турбомашина двухконтурной конструкции с косвенным изменением сечения горловины для выпуска газов Download PDF

Info

Publication number
RU2007129434A
RU2007129434A RU2007129434/06A RU2007129434A RU2007129434A RU 2007129434 A RU2007129434 A RU 2007129434A RU 2007129434/06 A RU2007129434/06 A RU 2007129434/06A RU 2007129434 A RU2007129434 A RU 2007129434A RU 2007129434 A RU2007129434 A RU 2007129434A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air
turbomachine
neck
section
channel
Prior art date
Application number
RU2007129434/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2446303C2 (ru
Inventor
Брюно БЕТЭН (FR)
Брюно БЕТЭН
Эрик ЛАНДР (FR)
Эрик ЛАНДР
Original Assignee
Снекма (Fr)
Снекма
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 (Fr), Снекма filed Critical Снекма (Fr)
Publication of RU2007129434A publication Critical patent/RU2007129434A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2446303C2 publication Critical patent/RU2446303C2/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
    • F02K1/28—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
    • F02K1/30—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 varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Claims (10)

1. Турбомашина двухконтурной конструкции (10), содержащая газотурбинный двигатель (14), снабженный воздуходувкой (20), расположенной симметрично относительно продольной оси (12) турбомашины, а также кольцеобразной гондолой (16), симметрично расположенной вдоль продольной оси турбомашины и охватывающей газотурбинный двигатель с целью формирования совместно с указанным выше газотурбинным двигателем кольцеобразного канала (38), предназначенного для циркуляции холодного потока, проходящего через турбомашину, причем передний край гондолы охватывает воздуходувку газотурбинного двигателя, а задний неподвижный край образует трубу для выпуска отработанных газов (40), выводимых из турбомашин, при этом указанная труба для выпуска отработанных газов имеет такое сечение горловины (42), которое соответствует ее минимальному поперечному сечению, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит
средства (44) для отбора воздуха из канала (38), предназначенного для циркуляции потока холодного воздуха, в месте, расположенном непосредственно перед сечением горловины (42) трубы для выпуска отработанных газов;
средства (52; 56) для нагнетания воздуха, отбираемого в месте, расположенном непосредственно за выпускным сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов, причем нагнетание производится с возможностью обеспечения открытия косвенным образом сечения горловины;
средства (62) для отбора и сжатия воздуха, наружного по отношению к турбомашине, и
средства (66) для нагнетания воздуха, отбираемого в месте, расположенном в непосредственной близости от выпускного сечения горловины (42), причем отбор воздуха производится в направлении в значительной степени перпендикулярном и даже противоположном направлению потока воздуха, циркулирующего внутри канала (38), предназначенного для циркуляции потока холодного воздуха, и таким образом, чтобы обеспечивалась возможность перекрытия, косвенным образом, сечения горловины за счет аэродинамической блокировки расхода воздуха, проходящего через указанное сечение горловины.
2. Турбомашина по п.1, в которой средства отбора воздуха представлены множеством входных отверстий (44), открывающихся в канал (38), предназначенный для циркуляции потока холодного воздуха и выходящих в кольцеобразный коллектор (46), расположенный внутри газотурбинного двигателя (14), причем указанный коллектор подключен к входному отверстию насоса (48), имеющего выходное отверстие (48a), выходящее во внутреннюю полость газотурбинного двигателя.
3. Турбомашина по п.2, в которой газотурбинный двигатель (14) содержит первичный кожух (34), симметрично расположенный вдоль продольной оси (12) турбомашины и центральный корпус (32), коаксиально расположенный внутри первичного кожуха, причем первичный кожух имеет на своем заднем конце кольцеобразное отверстие (52) открывающееся во внутреннюю полость газотурбинного двигателя и выходящее в канал (38), предназначенный для циркуляции потока холодного воздуха, в месте, расположенном непосредственно за сечением горловины (42) трубы для выпуска отработанных газов, причем такое расположение указанного отверстия позволяет отводить воздух, отбираемый из канала циркуляции холодного воздуха за счет существующей разницы давлений.
4. Турбомашина по п.2, в которой газотурбинный двигатель (14) содержит первичный кожух (34), симметрично расположенный относительно продольной оси (12) турбомашины и центральный корпус (32), коаксиально расположенный внутри первичного кожуха, причем первичный кожух имеет на своем заднем конце множество выходных отверстий (56), выходящих в канал (38), предназначенный для циркуляции потока холодного воздуха в месте, расположенном непосредственно за сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов (42), и соединенных с выходным отверстием (48a) насоса (48) посредством кольцеобразного диффузора (58), причем такое расположение указанных отверстий позволяет отводить отбираемый воздух в канал циркуляции потока холодного воздуха.
5. Турбомашина по любому из пп.2-4, дополнительно содержащая управляющий клапан (51), встроенный коллектором (48) и насосом (48).
6. Турбомашина по п.1, в которой средства отбора наружного воздуха представлены по меньшей мере одним отверстием для ввода наружного воздуха (62), выходящим во внутреннюю полость турбомашины и соединенным с входным отверстием насоса (48), оборудованного модулем объемной упругости и установленного во внутренней полости газотурбинного двигателя (14).
7. Турбомашина по п.6, в которой насос (48) имеет выходное отверстие (48b), соединенное посредством кольцеобразного диффузора (68) с множеством воздушных инжекторов (66), выходящих в канал (38), предназначенный для циркуляции потока холодного воздуха, в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины (42), причем указанные инжекторы ориентированы в направлении в значительной степени перпендикулярном и даже противоположном направлению потока воздуха, циркулирующего внутри указанного канала, предназначенного для циркуляции потока холодного воздуха.
8. Турбомашина по п.6 или 7, дополнительно содержащая управляющий клапан (67), встроенный между отверстием для ввода наружного воздуха (62) и насосом (48).
9. Способ изменения сечения горловины трубы (40) для выпуска отработанных газов с постоянным выпускным сечением в турбомашине двухконтурной конструкции, отличающийся тем, что
для открытия, косвенным образом, сечения горловины (42), производят отбор воздуха из канала (38), предназначенного для циркуляции потока холодного воздуха турбомашины в месте, расположенном непосредственно перед сечением горловины и нагнетание этого воздуха в трубу для выпуска отработанных газов в месте, расположенном непосредственно за сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов для увеличения эффективного выпускного сечения; и
для перекрытия, косвенным образом, сечения горловины (42), производят отбор воздуха, наружного по отношению к турбомашине, его последующее сжатие и нагнетание в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины, причем указанное нагнетание воздуха производят в направлении в значительной степени перпендикулярном и даже противоположном направлению потока воздуха, протекающего в канале (38), предназначенном для циркуляции потока холодного воздуха, и выполняют с возможностью обеспечения аэродинамической блокировки расхода воздуха, проходящего через сечение горловины.
10. Способ по п.9, согласно которому управление фазами открытия и перекрытия сечения горловины (42) производят с учетом обеспечения необходимого режима работы турбомашины.
RU2007129434/06A 2006-08-01 2007-07-31 Турбомашина двухконтурной конструкции с косвенным изменением сечения горловины для выпуска газов и способ такого изменения RU2446303C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0653241 2006-08-01
FR0653241A FR2904663B1 (fr) 2006-08-01 2006-08-01 Turbomachine a double flux a variation artificielle de sa section de col

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007129434A true RU2007129434A (ru) 2009-02-10
RU2446303C2 RU2446303C2 (ru) 2012-03-27

Family

ID=37836618

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007129434/06A RU2446303C2 (ru) 2006-08-01 2007-07-31 Турбомашина двухконтурной конструкции с косвенным изменением сечения горловины для выпуска газов и способ такого изменения

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7950218B2 (ru)
EP (1) EP1884649B1 (ru)
JP (1) JP5121339B2 (ru)
CA (1) CA2595183C (ru)
FR (1) FR2904663B1 (ru)
RU (1) RU2446303C2 (ru)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008045074A1 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Turbofan engine with variable bypass nozzle exit area and method of operation
US8726665B2 (en) 2007-06-05 2014-05-20 The Boeing Company Internal mixing of a portion of fan exhaust flow and full core exhaust flow in aircraft turbofan engines
EP2256327B1 (en) * 2008-02-25 2019-09-04 IHI Corporation Noise reducing device, and jet propulsion system
US9528468B2 (en) * 2009-10-28 2016-12-27 Ihi Corporation Noise reduction system
JP5459317B2 (ja) * 2009-10-28 2014-04-02 株式会社Ｉｈｉ 騒音低減装置
US8316631B2 (en) * 2010-09-30 2012-11-27 Lockheed Martin Corporation Exhaust plume heat effect reducing method and apparatus
FR2973443B1 (fr) * 2011-03-30 2016-07-22 Snecma Capot primaire poreux pour turboreacteur
FR2980531B1 (fr) * 2011-09-23 2016-06-03 Snecma Capot primaire de turboreacteur double flux comportant une couronne tournante a micro-jets
US9151224B2 (en) * 2012-03-14 2015-10-06 United Technologies Corporation Constant-speed pump system for engine thermal management system AOC reduction and environmental control system loss elimination
EP2696040B1 (de) * 2012-08-09 2017-03-15 MTU Aero Engines AG Strömungsleitanordnung zur Kühlung des Niederdruckturbinengehäuses eines Gasturbinenstrahltriebwerk
US9759133B2 (en) * 2013-03-07 2017-09-12 Rolls-Royce Corporation Turbofan with variable bypass flow
CN103175223B (zh) * 2013-03-19 2014-12-17 哈尔滨工程大学 一种气路轴向分级式双燃料喷嘴
FR3005991B1 (fr) * 2013-05-23 2015-06-26 Snecma Dispositif d'interface entre deux elements de turbomachine
US9541030B2 (en) * 2013-11-27 2017-01-10 Lockheed Martin Corporation Exhaust plume cooling using periodic interruption of exhaust gas flow to form ambient air entraining vortices
FR3023586B1 (fr) * 2014-07-08 2016-07-08 Snecma Turbomachine d’aeronef comportant une soufflante a deux rotors
US10465538B2 (en) 2014-11-21 2019-11-05 General Electric Company Gas turbine engine with reversible fan
US10040560B2 (en) * 2015-09-30 2018-08-07 The Boeing Company Trailing edge core compartment vent for an aircraft engine
US10197007B2 (en) * 2016-01-14 2019-02-05 General Electric Company Method and system for controlling core cowl vent area
FR3059365B1 (fr) * 2016-11-25 2018-11-23 Safran Aircraft Engines Turbomachine a double flux equipee d'un systeme de decharge
US10985608B2 (en) 2016-12-13 2021-04-20 General Electric Company Back-up power system for a component and method of assembling same
CN114810430A (zh) * 2022-04-12 2022-07-29 南京航空航天大学 一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构及冷却方法

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2703477A (en) * 1951-03-16 1955-03-08 Rateau Soc Rotary jet propulsion unit
FR1182810A (fr) * 1957-09-16 1959-06-30 Snecma Perfectionnements aux tuyères d'éjection à section réglable
SU261823A1 (ru) * 1964-09-21 1983-01-30 Klebanov A G Устройство дл охлаждени статора турбины двухконтурного двигател
US3641766A (en) * 1969-11-26 1972-02-15 Gen Electric Gas turbine engine constant speed thrust modulation
US4254618A (en) * 1977-08-18 1981-03-10 General Electric Company Cooling air cooler for a gas turbofan engine
EP0478465B1 (en) * 1990-09-28 1995-12-06 Sumitomo Electric Industries, Ltd. Method for manufacturing superconducting device having a reduced thickness of oxide superconducting layer and superconducting device manufactured thereby
US5291672A (en) * 1992-12-09 1994-03-08 General Electric Company Sound suppression mixer
US5435127A (en) * 1993-11-15 1995-07-25 General Electric Company Method and apparatus for boosting ram airflow to an ejection nozzle
US6094907A (en) * 1996-06-05 2000-08-01 The Boeing Company Jet engine and method for reducing jet engine noise by reducing nacelle boundary layer thickness
US5947412A (en) * 1997-01-10 1999-09-07 Titan Corporation Jet engine noise suppressor assembly
US5996936A (en) * 1997-09-29 1999-12-07 General Electric Company Fluidic throat exhaust nozzle
US6021637A (en) * 1997-09-29 2000-02-08 General Electric Company Integrated fluidic CD nozzle for gas turbine engine
US6227800B1 (en) * 1998-11-24 2001-05-08 General Electric Company Bay cooled turbine casing
US6308898B1 (en) * 1999-06-11 2001-10-30 The Boeing Company Apparatus and methods for active flow control of a nozzle exhaust plume
US6336319B1 (en) * 2000-05-26 2002-01-08 General Electric Company Fluidic nozzle control system
US6308740B1 (en) * 2000-08-15 2001-10-30 Lockheed Martin Corporation Method and system of pulsed or unsteady ejector
EP2090769A1 (en) * 2000-10-02 2009-08-19 Rohr, Inc. Apparatus, method and system for gas turbine engine noise reduction
US6679048B1 (en) * 2000-10-24 2004-01-20 Lockheed Martin Corporation Apparatus and method for controlling primary fluid flow using secondary fluid flow injection
ATE447666T1 (de) * 2002-02-22 2009-11-15 Nordam Group Inc Doppelmischer-abgasdüse
US7055329B2 (en) * 2003-03-31 2006-06-06 General Electric Company Method and apparatus for noise attenuation for gas turbine engines using at least one synthetic jet actuator for injecting air
US7246481B2 (en) * 2004-03-26 2007-07-24 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
FR2891313A1 (fr) * 2005-09-26 2007-03-30 Airbus France Sas Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur
US7730714B2 (en) * 2005-11-29 2010-06-08 General Electric Company Turbofan gas turbine engine with variable fan outlet guide vanes
US7823389B2 (en) * 2006-11-15 2010-11-02 General Electric Company Compound clearance control engine
DE102008024022A1 (de) * 2008-05-16 2009-11-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinentriebwerk, insbesondere Flugtriebwerk

Also Published As

Publication number Publication date
EP1884649B1 (fr) 2017-11-22
FR2904663B1 (fr) 2012-02-03
US7950218B2 (en) 2011-05-31
FR2904663A1 (fr) 2008-02-08
RU2446303C2 (ru) 2012-03-27
CA2595183A1 (fr) 2008-02-01
JP5121339B2 (ja) 2013-01-16
JP2008038905A (ja) 2008-02-21
US20080141656A1 (en) 2008-06-19
CA2595183C (fr) 2014-11-18
EP1884649A1 (fr) 2008-02-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2007129434A (ru) Турбомашина двухконтурной конструкции с косвенным изменением сечения горловины для выпуска газов
US9500119B2 (en) Turbocharger
JP5018400B2 (ja) 内燃機関の排気還流装置
US7171805B2 (en) Deflector style exhaust manifold
JP2009526937A (ja) 内燃機関用コンプレッサ
WO2013132577A1 (ja) 内燃機関
KR900702184A (ko) 병렬식으로 작동하는 다수의 배기가스 과급기를 구비한 과급 내연기관
RU2007127553A (ru) Система охлаждения венца центробежного компрессора
US6817189B2 (en) Arrangement for the cooling of the casing of an aircraft gas turbine engine
US9181854B2 (en) Turbocharger
JP2008298068A (ja) ガスタービンエンジンおよびナセル
JP3951909B2 (ja) ガスタービン燃焼器
JPH076629B2 (ja) 前方抽気開口を有する燃焼器内側通路
US20090196739A1 (en) Axial flow fluid device
ATE497575T1 (de) Verbrennungsmotor mit verbesserter ladungsbewegung im brennraum
CN103775250A (zh) 发动机的排气回流装置
CN106958462B (zh) 用于涡轮发动机的定子边缘
US8769948B2 (en) Exhaust gas system
KR20120052601A (ko) 엔진의 흡기 시스템
JP5459317B2 (ja) 騒音低減装置
JP2010156220A (ja) 内燃機関の過給装置
JP5063937B2 (ja) 内燃機関の排気駆動過給機
JP6146567B2 (ja) エンジンの吸気系構造
RU2490490C1 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель
EP2314883A1 (en) Device for feeding air to a compressor of a gas turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner