RU2008119430A - Турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи - Google Patents

Турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи Download PDF

Info

Publication number
RU2008119430A
RU2008119430A RU2008119430/06A RU2008119430A RU2008119430A RU 2008119430 A RU2008119430 A RU 2008119430A RU 2008119430/06 A RU2008119430/06 A RU 2008119430/06A RU 2008119430 A RU2008119430 A RU 2008119430A RU 2008119430 A RU2008119430 A RU 2008119430A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
engine according
intermediate chamber
hot
Prior art date
Application number
RU2008119430/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2379536C1 (ru
Inventor
Ален ПОРТ (FR)
Ален ПОРТ
Original Assignee
Эрбюс Франс (Fr)
Эрбюс Франс
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 Эрбюс Франс (Fr), Эрбюс Франс filed Critical Эрбюс Франс (Fr)
Publication of RU2008119430A publication Critical patent/RU2008119430A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2379536C1 publication Critical patent/RU2379536C1/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
    • F02K1/46—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
    • F02K1/46—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
    • F02K1/50—Deflecting outwardly a portion of the jet by retractable scoop-like baffles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Abstract

1. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий: ! полую гондолу (1), имеющую продольную ось (L-L) и содержащую спереди воздухоприемное отверстие (2), а сзади - воздуховыпускное отверстие (4); ! вентилятор (6), размещенный аксиально в упомянутой гондоле (1) напротив упомянутого воздухоприемного отверстия (2) и способный вырабатывать холодный поток (7) упомянутого газотурбинного двигателя; ! генератор (8), размещенный аксиально в упомянутой гондоле (1), позади упомянутого вентилятора (6), упомянутый генератор способен вырабатывать аксиальный горячий поток (9) упомянутого газотурбинного двигателя, окруженный упомянутым холодным потоком (7), и заключен в обтекатель (15) двигателя; и ! внутренний обтекатель (14) канала вентилятора, коаксиально окружающий упомянутый генератор (8) горячего потока, с тем, чтобы: ! определять с гондолой (1) границы канала (13) кольцевого сечения для упомянутого холодного потока (7), канала, который заканчивается в упомянутом воздуховыпускном отверстии (4) гондолы (1); ! определять с упомянутым обтекателем (15) двигателя границы промежуточной камеры (16) кольцевого сечения; и ! сходиться через его заднюю часть с задней частью упомянутого обтекателя двигателя так, что соответственные задние кромки этих задних частей формируют кромку выпускного сопла упомянутого горячего потока в задней части упомянутой промежуточной камеры, при этом: ! в задней части (16R) упомянутой промежуточной камеры (16) обеспечено средство (18, 29, 30, 31) сообщения, размещенное около упомянутой продольной оси (L-L) и допускающее размещение упомянутой промежуточной камеры (16) в сообщении с наружной стороной, поблизос�

Claims (15)

1. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий:
полую гондолу (1), имеющую продольную ось (L-L) и содержащую спереди воздухоприемное отверстие (2), а сзади - воздуховыпускное отверстие (4);
вентилятор (6), размещенный аксиально в упомянутой гондоле (1) напротив упомянутого воздухоприемного отверстия (2) и способный вырабатывать холодный поток (7) упомянутого газотурбинного двигателя;
генератор (8), размещенный аксиально в упомянутой гондоле (1), позади упомянутого вентилятора (6), упомянутый генератор способен вырабатывать аксиальный горячий поток (9) упомянутого газотурбинного двигателя, окруженный упомянутым холодным потоком (7), и заключен в обтекатель (15) двигателя; и
внутренний обтекатель (14) канала вентилятора, коаксиально окружающий упомянутый генератор (8) горячего потока, с тем, чтобы:
определять с гондолой (1) границы канала (13) кольцевого сечения для упомянутого холодного потока (7), канала, который заканчивается в упомянутом воздуховыпускном отверстии (4) гондолы (1);
определять с упомянутым обтекателем (15) двигателя границы промежуточной камеры (16) кольцевого сечения; и
сходиться через его заднюю часть с задней частью упомянутого обтекателя двигателя так, что соответственные задние кромки этих задних частей формируют кромку выпускного сопла упомянутого горячего потока в задней части упомянутой промежуточной камеры, при этом:
в задней части (16R) упомянутой промежуточной камеры (16) обеспечено средство (18, 29, 30, 31) сообщения, размещенное около упомянутой продольной оси (L-L) и допускающее размещение упомянутой промежуточной камеры (16) в сообщении с наружной стороной, поблизости от границы (19) между упомянутым холодным потоком (7) и упомянутым горячим потоком (9);
обеспечено множество заслонок (21), которые скомпонованы в упомянутой задней части (15R) упомянутого обтекателя (15) двигателя, при этом будучи распределенными по периферии задней части (15R) последнего;
упомянутые заслонки (21) открываются, только когда скорость упомянутого газотурбинного двигателя является большей, чем пороговое значение, соответствующее по меньшей мере крейсерской скорости летательного аппарата; и
в открытом положении, упомянутые заслонки (21) отводят, от упомянутого горячего потока (9), отдельные струи горячего воздуха (9d), протекающие в упомянутую промежуточную камеру (16) до покидания последней через упомянутое средство (18, 29, 30, 31) сообщения, при этом будучи распределенными вокруг упомянутой продольной оси (L-L).
2. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутое средство (18, 29, 30, 31) сообщения содержит множество отдельных проемов (29, 30, 31) сообщения, распределенных по периферии упомянутой задней части (16R) промежуточной камеры (16).
3. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором, на периферии упомянутого выпускного сопла (11) горячего потока (9), только одна из упомянутых задних кромок (14r, 15r) упомянутого внутреннего обтекателя (14) канала вентилятора или упомянутого обтекателя (15) двигателя, насечена вырезами (29, 30), допускающими ослабление шума струи упомянутого газотурбинного двигателя, при этом упомянутые вырезы (29, 30) формируют, по меньшей мере частично, упомянутое средство сообщения.
4. Газотурбинный двигатель по п.3, в котором каждый вырез (29, 30) имеет, по меньшей мере, приблизительно форму треугольника, при этом отдельная струя горячего воздуха (9d) вытекает в соответствующий вырез (29, 30) через боковую кромку упомянутого выреза.
5. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутые задние кромки (14r, 15r) упомянутого внутреннего обтекателя (14) канала вентилятора и упомянутого обтекателя (15) двигателя устраивают между ними щель (18), при этом по меньшей мере участки упомянутой щели (18) формируют, по меньшей мере частично, упомянутое средство сообщения.
6. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутое пороговое значение является таким, что упомянутые заслонки (21) открываются при взлете летательного аппарата.
7. Газотурбинный двигатель по п.1, для летательного аппарата, содержащего множество таких газотурбинных двигателей, при этом упомянутое пороговое значение является таким, что упомянутые заслонки (21) открываются для скорости, которая должна быть принята в случае отказа по меньшей мере одного из упомянутых двигателей, теми из упомянутых газотурбинных двигателей, которые находятся в рабочем состоянии.
8. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором с каждой заслонкой (21) связана система (26) открывания и закрывания, чувствительная к значению физической величины, характеризующей состояние упомянутого горячего потока (9).
9. Газотурбинный двигатель по п.8, при этом каждая система (26) закрывания и открывания заслонки (21) содержит биметаллическую пластину.
10. Газотурбинный двигатель по п.9, в котором каждая заслонка (21) содержит эластичную пластину (24), допускающую взаимодействие с проемом (25), сделанным в упомянутой задней части (15R) обтекателя (15) двигателя, упомянутая эластичная пластина (24) является прикрепленной к упомянутой задней части (15R) вдоль кромки упомянутого проема (25), а система (26) с биметаллической пластиной является прикрепленной, по одной стороне, к упомянутой задней части (15R), а по другой стороне, к упомянутой эластичной пластине (24).
11. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутые заслонки (21) открываются в направлении упомянутой промежуточной камеры (16).
12. Газотурбинный двигатель по п.8, в котором упомянутая система (26) закрывания и открывания каждой заслонки (21) находится на стороне упомянутой промежуточной камеры (16).
13. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором на стороне упомянутой промежуточной камеры (16) каждая заслонка (21) защищена открывающимся назад кожухом (22).
14. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором позади упомянутых заслонок (21) предусмотрены средства (22, 27, 28) для направления упомянутых струй горячего воздуха (9d).
15. Газотурбинный двигатель по п.13, в котором упомянутые средства направления состоят из упомянутых защитных кожухов (22).,
RU2008119430/06A 2005-10-19 2006-10-17 Турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи RU2379536C1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0510627A FR2892152B1 (fr) 2005-10-19 2005-10-19 Turbomoteur a bruit de jet attenue
FR0510627 2005-10-19

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008119430A true RU2008119430A (ru) 2009-11-27
RU2379536C1 RU2379536C1 (ru) 2010-01-20

Family

ID=36759005

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008119430/06A RU2379536C1 (ru) 2005-10-19 2006-10-17 Турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи

Country Status (11)

Country Link
US (1) US8096105B2 (ru)
EP (1) EP1937954B1 (ru)
JP (1) JP4805354B2 (ru)
CN (1) CN101292083B (ru)
AT (1) ATE457419T1 (ru)
BR (1) BRPI0617997A2 (ru)
CA (1) CA2625068C (ru)
DE (1) DE602006012202D1 (ru)
FR (1) FR2892152B1 (ru)
RU (1) RU2379536C1 (ru)
WO (1) WO2007045754A1 (ru)

Families Citing this family (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2443194B (en) 2006-10-24 2008-09-10 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine
FR2916808B1 (fr) 2007-05-31 2013-02-22 Airbus France Turbomoteur a double flux a tuyere de flux chaud perfectionnee.
US7762057B2 (en) * 2007-06-05 2010-07-27 The Boeing Company Internal mixing of a portion of fan exhaust flow and full core exhaust flow in aircraft turbofan engines
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
FR2921977B1 (fr) * 2007-10-08 2012-09-21 Airbus France Turbomoteur a double flux pour aeronef
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
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
DE102009032841A1 (de) * 2009-07-13 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Geräuschreduziertes Flugzeugtriebwerk sowie Verfahren zur Verminderung von Geräuschemissionen eines Flugzeugtriebwerks
FR2949820B1 (fr) * 2009-09-04 2011-10-14 Aircelle Sa Ensemble structurant pour une tuyere d'ejection.
JP5446749B2 (ja) * 2009-11-09 2014-03-19 株式会社Ｉｈｉ エンジン排気ノズル及び航空機エンジン
JP5446783B2 (ja) * 2009-11-27 2014-03-19 株式会社Ｉｈｉ エンジン排気ノズル及び航空機エンジン
US8667802B2 (en) * 2010-05-06 2014-03-11 Spirit Aerosystems, Inc. Variable fan duct nozzle translatable core/inner cowl including two overlapping portions made of different materials
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.
US8820088B2 (en) * 2010-07-27 2014-09-02 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle with acoustic system for a gas turbine engine
JP5724258B2 (ja) * 2010-09-14 2015-05-27 株式会社Ihi ガスタービンエンジン
FR2966435B1 (fr) 2010-10-25 2013-04-26 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur a section de sortie de ventilation adaptable
FR2967134B1 (fr) * 2010-11-04 2013-08-23 Airbus Operations Sas Nacelle de turbo reacteur comportant des moyens de reduction de bruit
FR2970302B1 (fr) * 2011-01-11 2015-07-17 Snecma Turboreacteur a double flux
FR2973443B1 (fr) * 2011-03-30 2016-07-22 Snecma Capot primaire poreux pour turboreacteur
DE102011106964A1 (de) * 2011-07-08 2013-01-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbinentriebwerk mit Lagerung eines Blütenmischers
FR2979673B1 (fr) * 2011-09-01 2013-08-23 Snecma Procede de melange de flux dans un turboreacteur double flux et sortie moteur de mise en oeuvre
CN102493894A (zh) * 2011-11-18 2012-06-13 南京航空航天大学 基于气动突片技术的喷管排气掺混方法及装置
ES2621658T3 (es) * 2012-08-09 2017-07-04 MTU Aero Engines AG Disposición conductora de corriente para la refrigeración de la carcasa de turbina de baja presión de un motor a reacción de turbina de gas
US20140083079A1 (en) * 2012-09-26 2014-03-27 United Technologies Corporation Geared turbofan primary and secondary nozzle integration geometry
US9759133B2 (en) * 2013-03-07 2017-09-12 Rolls-Royce Corporation Turbofan with variable bypass flow
US9631542B2 (en) * 2013-06-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for exhausting combustion gases from gas turbine engines
US9574518B2 (en) 2014-06-02 2017-02-21 The Boeing Company Turbofan engine with variable exhaust cooling
US10094332B2 (en) * 2014-09-03 2018-10-09 The Boeing Company Core cowl for a turbofan engine
FR3028020B1 (fr) * 2014-10-29 2016-11-11 Snecma Panneau d'echange thermique et de reduction de bruit ameliore pour une turbomachine
BR112017020475B8 (pt) * 2015-03-26 2022-03-29 Safran Aircraft Engines Dispositivo para reduzir o ruído de jato de um motor de turbina, e, motor de turbina
FR3039133B1 (fr) * 2015-07-22 2020-01-17 Safran Aircraft Engines Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant une soufflante a l'arriere du fuselage
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
US11008943B2 (en) 2016-08-31 2021-05-18 Unison Industries, Llc Fan casing assembly with cooler and method of moving
US20180058472A1 (en) * 2016-08-31 2018-03-01 Unison Industries, Llc Fan casing assembly with cooler and method of moving
BR102017027998A2 (pt) * 2017-01-13 2018-12-04 Unison Industries, Llc refrigerante de revestimento de ventilador
GB201701710D0 (en) * 2017-02-02 2017-03-22 Rolls Royce Plc Core cowl after-body
GB2567659B (en) * 2017-10-19 2020-09-02 Rolls Royce Plc Turbofan engine
CN109488485B (zh) * 2018-10-17 2019-12-13 中国人民解放军国防科技大学 频率特性可调的超声速掺混增强结构及火箭基组合发动机
CN109209679B (zh) * 2018-10-17 2019-09-27 中国人民解放军国防科技大学 具有频率特性的超声速掺混增强结构及火箭基组合发动机
CN109184957B (zh) * 2018-10-17 2019-09-27 中国人民解放军国防科技大学 一种超声速来流掺混增强结构及火箭基组合发动机
US11085398B2 (en) * 2019-03-12 2021-08-10 Rohr, Inc. Core air flow to equalize temperature differential
JP7297574B2 (ja) 2019-07-12 2023-06-26 三菱重工業株式会社 ガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体
FR3099916B1 (fr) * 2019-08-16 2022-08-05 Safran Aircraft Engines Structure interne pour nacelle de turbomachine
US11814186B2 (en) 2021-12-08 2023-11-14 General Electric Company Flow aperture method and apparatus

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6227800B1 (en) * 1998-11-24 2001-05-08 General Electric Company Bay cooled turbine casing
EP2090769A1 (en) * 2000-10-02 2009-08-19 Rohr, Inc. Apparatus, method and system for gas turbine engine noise reduction
US6751944B2 (en) * 2001-10-23 2004-06-22 The Nordam Group, Inc. Confluent variable exhaust nozzle
CA2472604A1 (en) * 2002-01-09 2003-07-24 The Nordam Group, Inc. Variable area plug nozzle
BR0307845B1 (pt) * 2002-02-22 2012-09-18 bocal de exaustão de misturador duplex.
US7010905B2 (en) * 2003-02-21 2006-03-14 The Nordam Group, Inc. Ventilated confluent exhaust nozzle
US7308966B2 (en) * 2003-12-30 2007-12-18 General Electric Company Device for reducing jet engine exhaust noise using oscillating jets
US7093423B2 (en) * 2004-01-20 2006-08-22 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US7246481B2 (en) * 2004-03-26 2007-07-24 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines

Also Published As

Publication number Publication date
BRPI0617997A2 (pt) 2011-08-16
EP1937954B1 (fr) 2010-02-10
JP4805354B2 (ja) 2011-11-02
CN101292083B (zh) 2012-05-09
WO2007045754A1 (fr) 2007-04-26
CA2625068C (fr) 2013-03-19
EP1937954A1 (fr) 2008-07-02
FR2892152A1 (fr) 2007-04-20
RU2379536C1 (ru) 2010-01-20
DE602006012202D1 (ru) 2010-03-25
FR2892152B1 (fr) 2007-11-23
CN101292083A (zh) 2008-10-22
ATE457419T1 (de) 2010-02-15
JP2009512807A (ja) 2009-03-26
US8096105B2 (en) 2012-01-17
CA2625068A1 (fr) 2007-04-26
US20080271431A1 (en) 2008-11-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2008119430A (ru) Турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи
US7886520B2 (en) Gas turbine engine
US6845607B2 (en) Variable area plug nozzle
US4156344A (en) Inlet guide vane bleed system
EP1820949B1 (en) Gas turbine engine having foreign matter removal passage
JP5220400B2 (ja) ダクト燃焼式混成流ターボファン
CA2502374C (en) Methods and apparatus for exhausting gases from gas turbine engines
ATE173321T1 (de) Strahlturbinenmotor mit schubumkehrvorrichtung
EP2971729B1 (en) Gas turbine engine and ventilation system
US20100146933A1 (en) Nacelle rear assembly for turbojet engine
US6804947B2 (en) Device for cooling the common nozzle of a turbojet pod
JP2008144764A (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
US20090107108A1 (en) Nacell for bypass engine with high bypass ratio
US3990530A (en) Noise suppressor for turbine type power plant
GB2368566A (en) Aircraft engine thrust reverser
US10156206B2 (en) Pivoting blocker door
US4782657A (en) Variable area aircraft air intake
US20210293202A1 (en) Thrust reverser provided with a lightweight thrust reverser flap
JP2013130190A (ja) ガスタービンエンジン
ATE193353T1 (de) Satz für bläsertriebwerkslärmdampfung
EP2253817B1 (en) Propfan engine
JP2000002154A (ja) ジェットエンジンの排気ノズルおよびその制御方法
GB1308506A (en) Jet noise suppression means
RU2009117327A (ru) Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата

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: 20191018