RU2008114303A - Способ ослабления шума реактивной струи турбовентилятора - Google Patents
Способ ослабления шума реактивной струи турбовентилятора Download PDFInfo
- Publication number
- RU2008114303A RU2008114303A RU2008114303/06A RU2008114303A RU2008114303A RU 2008114303 A RU2008114303 A RU 2008114303A RU 2008114303/06 A RU2008114303/06 A RU 2008114303/06A RU 2008114303 A RU2008114303 A RU 2008114303A RU 2008114303 A RU2008114303 A RU 2008114303A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- outlet
- annular surface
- stream
- turbofan engine
- nacelle
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims 10
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 claims 2
- 206010011878 Deafness Diseases 0.000 claims 1
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
-
- 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
- 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
- F02K1/48—Corrugated nozzles
-
- 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
- B64D2033/024—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising cooling means
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Pharmaceuticals Containing Other Organic And Inorganic Compounds (AREA)
- Pipe Accessories (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Percussion Or Vibration Massage (AREA)
Abstract
1. Способ ослабления шума реактивной струи турбовентиляторного двигателя, содержащего ! полую гондолу (1), имеющую продольную ось (L-L) и включающую в себя передний участок (2) с воздухозаборником, снабженный передней кромкой, и задний участок с выпускным отверстием для воздуха, содержащий наружную кольцевую поверхность и внутреннюю кольцевую поверхность, которые сходятся одна к другой, образуя заднюю кромку; ! вентилятор (8), установленный в гондоле (1) напротив переднего участка (2) с воздухозаборником и предназначенный для создания холодного потока (9) для турбовентиляторного двигателя; ! генератор (10), установленный в гондоле (1) вниз по потоку относительно вентилятора (8) и предназначенный для создания осевого горячего потока (11) турбовентиляторного двигателя; и ! систему (12) капота, охватывающую генератор (10) горячего потока и включающую в себя задний участок, содержащий наружную кольцевую поверхность и внутреннюю кольцевую поверхность, которые сходятся одна к другой, образуя выпускное отверстие для горячего потока, причем система (12) капота образует с гондолой канал (17) кольцевого поперечного сечения для холодного потока (9), и канал (17) заканчивается указанным задним участком гондолы с выпускным отверстием для воздуха, задняя кромка которого образует выпускное отверстие для холодного потока (9); ! причем способ включает в себя выполнение выемок, предназначенных для ослабления шума реактивной струи турбовентиляторного двигателя, по периферии выпускного отверстия, по меньшей мере, для одного из указанных потоков, и отличающийся тем, что выемки (27, 31, 40) выполнены глухими, так как их вырезают в одной из сходящихся кольце
Claims (8)
1. Способ ослабления шума реактивной струи турбовентиляторного двигателя, содержащего
полую гондолу (1), имеющую продольную ось (L-L) и включающую в себя передний участок (2) с воздухозаборником, снабженный передней кромкой, и задний участок с выпускным отверстием для воздуха, содержащий наружную кольцевую поверхность и внутреннюю кольцевую поверхность, которые сходятся одна к другой, образуя заднюю кромку;
вентилятор (8), установленный в гондоле (1) напротив переднего участка (2) с воздухозаборником и предназначенный для создания холодного потока (9) для турбовентиляторного двигателя;
генератор (10), установленный в гондоле (1) вниз по потоку относительно вентилятора (8) и предназначенный для создания осевого горячего потока (11) турбовентиляторного двигателя; и
систему (12) капота, охватывающую генератор (10) горячего потока и включающую в себя задний участок, содержащий наружную кольцевую поверхность и внутреннюю кольцевую поверхность, которые сходятся одна к другой, образуя выпускное отверстие для горячего потока, причем система (12) капота образует с гондолой канал (17) кольцевого поперечного сечения для холодного потока (9), и канал (17) заканчивается указанным задним участком гондолы с выпускным отверстием для воздуха, задняя кромка которого образует выпускное отверстие для холодного потока (9);
причем способ включает в себя выполнение выемок, предназначенных для ослабления шума реактивной струи турбовентиляторного двигателя, по периферии выпускного отверстия, по меньшей мере, для одного из указанных потоков, и отличающийся тем, что выемки (27, 31, 40) выполнены глухими, так как их вырезают в одной из сходящихся кольцевых поверхностей (23, 24), образующих выпускное отверстие (22), без прорезания в другую из сходящихся кольцевых поверхностей (23, 24).
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что глухие выемки (27, 40) прорезаны в наружной кольцевой поверхности (23) без прорезания во внутреннюю кольцевую поверхность (24).
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что глухие выемки (31, 40) прорезаны во внутренней кольцевой поверхности (24) без прорезания в наружную кольцевую поверхность (23).
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что выпускное отверстие (22) для горячего потока (11) обеспечено глухими выемками (27, 31, 40).
5. Способ по п.1, отличающийся тем, что выпускное отверстие (22) для холодного потока (9) обеспечено глухими выемками (27, 31, 40).
6. Способ по п.4, отличающийся тем, что выпускное отверстие для горячего потока и выпускное отверстие для холодного потока обеспечены глухими выемками (27, 31, 40).
7. Способ по п.4, применимый к турбовентиляторному двигателю, в котором через систему (12) капота протекает вентиляционный воздух, предназначенный для регулирования температуры генератора (10) горячего потока, отличающийся тем, что вентиляционный воздух, по меньшей мере частично, выходит через глухие выемки (27, 31).
8. Турбовентиляторный двигатель для осуществления способа по п.1, в котором выпускное отверстие (22) для указанного потока образовано насадкой (35), прикрепленной к сходящимся наружной и внутренней кольцевым поверхностям (23, 24), отличающийся тем, что глухие выемки (27, 31) образованы прорезями (40), выполненными в одной из поверхностей насадки.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0509260A FR2890696B1 (fr) | 2005-09-12 | 2005-09-12 | Turbomoteur a bruit de jet attenue |
FR05/09,206 | 2005-09-12 | ||
PCT/FR2006/002016 WO2007031618A1 (fr) | 2005-09-12 | 2006-09-01 | Procede pour attenuer le bruit de jet d’un turbomoteur a double flux |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008114303A true RU2008114303A (ru) | 2009-10-20 |
RU2387862C2 RU2387862C2 (ru) | 2010-04-27 |
Family
ID=36337535
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008114303/06A RU2387862C2 (ru) | 2005-09-12 | 2006-09-01 | Турбовентиляторный двигатель и способ ослабления шума реактивной струи турбовентиляторного двигателя |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7621371B2 (ru) |
EP (1) | EP1934456B1 (ru) |
JP (1) | JP4686607B2 (ru) |
CN (1) | CN101263295B (ru) |
AT (1) | ATE427418T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0616528A2 (ru) |
CA (1) | CA2619292C (ru) |
DE (1) | DE602006006077D1 (ru) |
FR (1) | FR2890696B1 (ru) |
RU (1) | RU2387862C2 (ru) |
WO (1) | WO2007031618A1 (ru) |
Families Citing this family (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7963099B2 (en) * | 2007-05-21 | 2011-06-21 | General Electric Company | Fluted chevron exhaust nozzle |
US7926285B2 (en) * | 2007-07-18 | 2011-04-19 | General Electric Company | Modular chevron exhaust nozzle |
FR2920035B1 (fr) * | 2007-08-17 | 2013-09-06 | Airbus France | Turbomoteur a emission de bruit reduite pour aeronef |
FR2923270B1 (fr) * | 2007-11-06 | 2014-01-31 | Airbus France | Turbomoteur a tuyere de flux froid adaptee |
FR2930972B1 (fr) * | 2008-05-07 | 2012-11-30 | Airbus France | Turbomachine a double flux pour aeronef a emission de bruit reduite |
FR2960028B1 (fr) * | 2010-05-12 | 2016-07-15 | Snecma | Dispositif pour attenuer le bruit emis par le jet d'un moteur de propulsion d'un aeronef. |
FR2966435B1 (fr) * | 2010-10-25 | 2013-04-26 | Aircelle Sa | Nacelle de turboreacteur a section de sortie de ventilation adaptable |
FR2977567B1 (fr) | 2011-07-07 | 2014-12-26 | Airbus Operations Sas | Procede de refroidissement d'un plancher de protection thermique d'un carenage aerodynamique arriere d'un mat d'accrochage d'un ensemble propulsif d'aeronef |
EP2837795B1 (en) | 2013-08-14 | 2019-05-01 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Improved intake arrangement in gas turbine power plant |
FR3028020B1 (fr) * | 2014-10-29 | 2016-11-11 | Snecma | Panneau d'echange thermique et de reduction de bruit ameliore pour une turbomachine |
US10040560B2 (en) * | 2015-09-30 | 2018-08-07 | The Boeing Company | Trailing edge core compartment vent for an aircraft engine |
EP3555429B1 (en) * | 2017-01-19 | 2020-07-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Exhaust system for a gas turbine engine |
US11053888B2 (en) * | 2017-11-01 | 2021-07-06 | The Boeing Company | Fan cowl with a serrated trailing edge providing attached flow in reverse thrust mode |
CN110454298A (zh) * | 2019-07-26 | 2019-11-15 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种具有降噪功能的排气装置 |
US11685539B2 (en) * | 2019-09-27 | 2023-06-27 | Rohr, Inc. | Passive internal compartment exhaust for an aircraft propulsion system |
US20220195960A1 (en) * | 2020-12-21 | 2022-06-23 | Rohr, Inc. | Gas turbine engine exhaust chevrons |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
NL98695C (ru) * | 1952-07-25 | |||
BE533443A (ru) * | 1953-11-26 | |||
US4826106A (en) * | 1987-02-18 | 1989-05-02 | Grumman Aerospace Corporation | Advanced composite aircraft cowl |
GB2289921A (en) * | 1994-06-03 | 1995-12-06 | A E Harris Limited | Nozzle for turbofan aeroengines |
US6360528B1 (en) * | 1997-10-31 | 2002-03-26 | General Electric Company | Chevron exhaust nozzle for a gas turbine engine |
AU2002211367A1 (en) * | 2000-10-02 | 2002-04-15 | Rohr, Inc. | Apparatus, method and system for gas turbine engine noise reduction |
GB0105349D0 (en) * | 2001-03-03 | 2001-04-18 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine exhaust nozzle |
GB2372779A (en) * | 2001-03-03 | 2002-09-04 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nozzle with noise reducing tabs |
US6532729B2 (en) * | 2001-05-31 | 2003-03-18 | General Electric Company | Shelf truncated chevron exhaust nozzle for reduction of exhaust noise and infrared (IR) signature |
EP1438494B1 (en) * | 2001-10-23 | 2017-01-04 | THE NORDAM GROUP, Inc. | Confluent variable exhaust nozzle |
US6971229B2 (en) * | 2003-02-26 | 2005-12-06 | The Nordam Group, Inc. | Confluent exhaust nozzle |
US7093423B2 (en) * | 2004-01-20 | 2006-08-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
-
2005
- 2005-09-12 FR FR0509260A patent/FR2890696B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-09-01 US US12/066,476 patent/US7621371B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-01 AT AT06794374T patent/ATE427418T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-09-01 BR BRPI0616528-1A patent/BRPI0616528A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-09-01 CA CA2619292A patent/CA2619292C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-01 JP JP2008529657A patent/JP4686607B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-01 EP EP06794374A patent/EP1934456B1/fr not_active Not-in-force
- 2006-09-01 DE DE602006006077T patent/DE602006006077D1/de active Active
- 2006-09-01 WO PCT/FR2006/002016 patent/WO2007031618A1/fr active Application Filing
- 2006-09-01 CN CN2006800334561A patent/CN101263295B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-01 RU RU2008114303/06A patent/RU2387862C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE602006006077D1 (de) | 2009-05-14 |
EP1934456B1 (fr) | 2009-04-01 |
FR2890696B1 (fr) | 2010-09-17 |
CN101263295A (zh) | 2008-09-10 |
US7621371B2 (en) | 2009-11-24 |
BRPI0616528A2 (pt) | 2011-06-21 |
JP2009508038A (ja) | 2009-02-26 |
WO2007031618A1 (fr) | 2007-03-22 |
RU2387862C2 (ru) | 2010-04-27 |
CN101263295B (zh) | 2012-05-09 |
CA2619292C (fr) | 2013-04-30 |
JP4686607B2 (ja) | 2011-05-25 |
CA2619292A1 (fr) | 2007-03-22 |
ATE427418T1 (de) | 2009-04-15 |
FR2890696A1 (fr) | 2007-03-16 |
EP1934456A1 (fr) | 2008-06-25 |
US20080202847A1 (en) | 2008-08-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2008114303A (ru) | Способ ослабления шума реактивной струи турбовентилятора | |
RU2382221C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем | |
US8408008B2 (en) | Scoop of a running-gap control system of an aircraft gas turbine | |
US8141366B2 (en) | Gas turbine engine with variable area fan nozzle | |
JP5241215B2 (ja) | 航空機エンジンノズルの流体のパッシブ誘導システムおよび方法 | |
JP4805352B2 (ja) | プリクーラを備えたターボファン | |
US7963099B2 (en) | Fluted chevron exhaust nozzle | |
JP2009512807A (ja) | 噴射ノイズを軽減するターボジェット・エンジン | |
CA2515849A1 (en) | Confluent exhaust nozzle | |
RU2008133990A (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем | |
JP2008298068A (ja) | ガスタービンエンジンおよびナセル | |
RU2007146996A (ru) | Способ снижения шумовой эмиссии в задней части турбореактивного двигателя и усовершенствованный турбореактивный двигатель | |
RU2445490C2 (ru) | Способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя | |
JP2005351270A (ja) | ガスタービンエンジン | |
EP1921291A3 (en) | Gas turbine engine providing simulated boundary layer thickness increase | |
EP2963246A1 (en) | Turbine case cooling system | |
WO2013089251A1 (ja) | タービン翼 | |
US20140130503A1 (en) | Turbofan engine with convergent - divergent exhaust nozzle | |
US20140294598A1 (en) | Turbine blade | |
EP1927729A3 (en) | Methods and system for recuperated cooling of integral turbine nozzle and shroud assemblies | |
US8607452B2 (en) | Method for reducing sound output at the back of a turbo engine and turbo engine improved by this method | |
US8959924B2 (en) | Aircraft turbofan engine | |
US20080063508A1 (en) | Fan case abradable | |
CN105736149A (zh) | 用于燃气涡轮发动机的有导管罩支撑件 | |
WO2006114493A3 (fr) | Aeronef a faible bruit, notamment lors des decollages et des atterrissages |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200902 |