RU2010110826A - Конус реактивного сопла авиационного турбореактивного двигателя, оборудованный устройством создания турбулентности потока первого контура, ограничивающим шум от реактивной струи - Google Patents

Конус реактивного сопла авиационного турбореактивного двигателя, оборудованный устройством создания турбулентности потока первого контура, ограничивающим шум от реактивной струи Download PDF

Info

Publication number
RU2010110826A
RU2010110826A RU2010110826/06A RU2010110826A RU2010110826A RU 2010110826 A RU2010110826 A RU 2010110826A RU 2010110826/06 A RU2010110826/06 A RU 2010110826/06A RU 2010110826 A RU2010110826 A RU 2010110826A RU 2010110826 A RU2010110826 A RU 2010110826A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
main body
cone
hollow main
jet nozzle
turbulence
Prior art date
Application number
RU2010110826/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2482310C2 (ru
Inventor
Фредерик ЖУРНАД (FR)
Фредерик ЖУРНАД
Жером ЖУРНАД (FR)
Жером ЖУРНАД
Жером ЮБЕР (FR)
Жером ЮБЕР
Original Assignee
Эрбюс Операсьон (Fr)
Эрбюс Операсьон
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 Операсьон (Fr), Эрбюс Операсьон filed Critical Эрбюс Операсьон (Fr)
Publication of RU2010110826A publication Critical patent/RU2010110826A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2482310C2 publication Critical patent/RU2482310C2/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
    • F02K1/04—Mounting of an exhaust cone in the jet pipe
    • 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
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • B64D33/06—Silencing exhaust or propulsion jets
    • 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
    • F02K1/08—Varying effective area of jet pipe or nozzle by axially moving or transversely deforming an internal member, e.g. the exhaust cone
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Pharmaceuticals Containing Other Organic And Inorganic Compounds (AREA)
  • Acyclic And Carbocyclic Compounds In Medicinal Compositions (AREA)

Abstract

1. Конус (8) реактивного сопла авиационного турбореактивного двигателя, содержащий полый основной корпус (30), внешняя сторона которого является внутренней стороной (36), ограничивающей в радиальном направлении кольцевой канал (12) потока (14) первого контура турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что содержит устройство (34) формирования турбулентности указанного потока (14) первого контура, выполненное с возможностью перемещения в полом основном корпусе (30) из выдвинутого положения, в котором оно выступает вниз по потоку относительно расположенного нижнего по потоку края указанного полого основного корпуса, в убранное положение, в котором оно убирается в указанный полый основной корпус (30), и в обратном направлении, причем указанное устройство (34) формирования турбулентности содержит цилиндрический несущий корпус (42), ось которого параллельна оси (32) конуса реактивного сопла, а также по меньшей мере одно ребро (46), расположенное на указанном цилиндрическом несущем корпусе (42). ! 2. Конус (8) реактивного сопла по п.1, отличающийся тем, что устройство (34) формирования турбулентности содержит два ребра (46), ориентированные, по существу, горизонтально и установленные с обеих сторон указанного цилиндрического несущего корпуса (42). ! 3. Конус (8) реактивного сопла по п.1, отличающийся тем, что полый основной корпус (30) содержит паз (40) для размещения каждого ребра (46) устройства (34) формирования турбулентности при его нахождении в убранном положении. ! 4. Конус (8) реактивного сопла по п.1, отличающийся тем, что устройство (34) формирования турбулентности в убранном положении образует совместно с полым основным корпусом (30), по сущес

Claims (7)

1. Конус (8) реактивного сопла авиационного турбореактивного двигателя, содержащий полый основной корпус (30), внешняя сторона которого является внутренней стороной (36), ограничивающей в радиальном направлении кольцевой канал (12) потока (14) первого контура турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что содержит устройство (34) формирования турбулентности указанного потока (14) первого контура, выполненное с возможностью перемещения в полом основном корпусе (30) из выдвинутого положения, в котором оно выступает вниз по потоку относительно расположенного нижнего по потоку края указанного полого основного корпуса, в убранное положение, в котором оно убирается в указанный полый основной корпус (30), и в обратном направлении, причем указанное устройство (34) формирования турбулентности содержит цилиндрический несущий корпус (42), ось которого параллельна оси (32) конуса реактивного сопла, а также по меньшей мере одно ребро (46), расположенное на указанном цилиндрическом несущем корпусе (42).
2. Конус (8) реактивного сопла по п.1, отличающийся тем, что устройство (34) формирования турбулентности содержит два ребра (46), ориентированные, по существу, горизонтально и установленные с обеих сторон указанного цилиндрического несущего корпуса (42).
3. Конус (8) реактивного сопла по п.1, отличающийся тем, что полый основной корпус (30) содержит паз (40) для размещения каждого ребра (46) устройства (34) формирования турбулентности при его нахождении в убранном положении.
4. Конус (8) реактивного сопла по п.1, отличающийся тем, что устройство (34) формирования турбулентности в убранном положении образует совместно с полым основным корпусом (30), по существу, непрерывную коническую внешнюю поверхность (52).
5. Конус (8) реактивного сопла по п.1, отличающийся тем, что устройство (34) формирования турбулентности имеет расположенный снизу по потоку конический наконечник (44), находящийся в аэродинамическом продолжении полого основного корпуса (30), когда указанное устройство формирования турбулентности располагается в убранном положении.
6. Турбореактивный авиационный двигатель (6), содержащий конус (8) реактивного сопла по п.1.
7. Силовая установка (1), содержащая турбореактивный двигатель (6) по п.6, стойку (4) крепления турбореактивного двигателя, а также гондолу (3), соединенную со стойкой (4) крепления и окружающую указанный турбореактивный двигатель (6).
RU2010110826/06A 2007-08-23 2008-08-21 Конус реактивного сопла авиационного турбореактивного двигателя, оборудованный устройством создания турбулентности потока первого контура, ограничивающим шум от реактивной струи RU2482310C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0757137 2007-08-23
FR0757137A FR2920194B1 (fr) 2007-08-23 2007-08-23 Cone d'ejection des gaz pour turboreacteur d'aeronef equipe d'un dispositif de generation de turbulences de flux primaire limitant le bruit de jet
PCT/EP2008/060932 WO2009024594A1 (fr) 2007-08-23 2008-08-21 Cone d'ejection des gaz pour turboreacteur d'aeronef equipe d'un dispositif de generation de turbulences de flux primaire limitant le bruit de jet, et turboreacteur et ensemble moteur associes

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010110826A true RU2010110826A (ru) 2011-09-27
RU2482310C2 RU2482310C2 (ru) 2013-05-20

Family

ID=39186407

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010110826/06A RU2482310C2 (ru) 2007-08-23 2008-08-21 Конус реактивного сопла авиационного турбореактивного двигателя, оборудованный устройством создания турбулентности потока первого контура, ограничивающим шум от реактивной струи

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8516824B2 (ru)
EP (1) EP2191124B1 (ru)
JP (1) JP5215395B2 (ru)
CN (1) CN101772635B (ru)
BR (1) BRPI0815492A2 (ru)
CA (1) CA2696178C (ru)
FR (1) FR2920194B1 (ru)
RU (1) RU2482310C2 (ru)
WO (1) WO2009024594A1 (ru)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2988434B1 (fr) * 2012-03-20 2016-02-05 Aircelle Sa Cone d'ejection des gaz pour turboreacteurs d'aeronefs
FR2994460B1 (fr) * 2012-08-09 2018-04-27 Safran Aircraft Engines Cone d'ejection pour turbomachine comportant des moyens d'aspiration de couche limite d'un flux d'air
FR2997997B1 (fr) * 2012-11-12 2014-12-26 Snecma Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine
CN106968831A (zh) * 2016-01-14 2017-07-21 王佐良 一种舵式矢量发动机
US11248561B2 (en) * 2019-12-18 2022-02-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Exhaust nozzle of a gas turbine engine
CN113503364B (zh) * 2021-09-09 2021-11-26 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种节流锥流量调节装置
CN115030837B (zh) * 2022-08-10 2022-11-08 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种喷口降噪装置

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2585270A (en) * 1945-03-12 1952-02-12 Boeing Co Adjustable jet nozzle for aircraft propulsion
US2583570A (en) * 1945-06-28 1952-01-29 Clarence N Hickman Nozzle for rocket motors
US2557883A (en) * 1947-09-17 1951-06-19 Ernest F Miller Jet propulsion exhaust nozzle apparatus
SU75548A1 (ru) * 1948-07-13 1948-11-30 А.Н. Новидарский Механизм дл перемещени подвижного конуса реактивного сопла турбореактивного двигател
US2771740A (en) * 1950-11-16 1956-11-27 Lockheed Aircraft Corp Afterburning means for turbo-jet engines
BE530004A (ru) * 1953-06-30
US2825603A (en) * 1953-11-10 1958-03-04 Mary E Altergott Spraying device
GB792831A (en) * 1955-03-11 1958-04-02 Power Jets Res & Dev Ltd An improved gas-flow control device for a jet-propulsion plant
US3174282A (en) * 1963-04-19 1965-03-23 Ryan Aeronautical Co Asymmetrical jet nozzle noise suppressor
FR1478475A (fr) * 1966-03-03 1967-04-28 Régulateur de l'ouverture de la tuyère d'un réacteur
US3572464A (en) * 1969-10-06 1971-03-30 Rohr Corp Method and apparatus for suppressing the noise of a fan-jet engine
BE756228R (ru) * 1970-03-02 1971-03-01 Gen Electric
US5038559A (en) * 1981-12-22 1991-08-13 Allied-Signal Inc. Method and apparatus for selectively varying an effective fluid flow area of a jet engine exhaust nozzle
FR2868131B1 (fr) 2004-03-25 2006-06-09 Airbus France Sas Tuyere primaire a chevrons pour turboreacteur a double flux d'aeronef et aeronef comportant une telle tuyere

Also Published As

Publication number Publication date
FR2920194B1 (fr) 2014-02-21
WO2009024594A1 (fr) 2009-02-26
CA2696178A1 (en) 2009-02-26
CA2696178C (en) 2016-01-05
EP2191124B1 (fr) 2015-10-07
US20110203254A1 (en) 2011-08-25
CN101772635A (zh) 2010-07-07
RU2482310C2 (ru) 2013-05-20
US8516824B2 (en) 2013-08-27
JP2011511195A (ja) 2011-04-07
BRPI0815492A2 (pt) 2015-02-10
JP5215395B2 (ja) 2013-06-19
EP2191124A1 (fr) 2010-06-02
FR2920194A1 (fr) 2009-02-27
CN101772635B (zh) 2013-05-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010110826A (ru) Конус реактивного сопла авиационного турбореактивного двигателя, оборудованный устройством создания турбулентности потока первого контура, ограничивающим шум от реактивной струи
RU2009149458A (ru) Узел двигателя самолета с подвижной гондолой двигателя
EP2228602A3 (en) Combustor liner cooling system
EP1930549A3 (en) Methods and systems for cooling integral turbine shroud assemblies
EP2784267A3 (en) A gas turbine engine cooling arrangement
US9790860B2 (en) Cooling passages for a mid-turbine frame
RU2013155913A (ru) Кольцевая камера сгорания для турбомашины
WO2010018314A8 (fr) Paroi interne d'une nacelle de turbomachine
JP2010053866A (ja) 可変傾斜排出ノズル
JP2006312938A (ja) 潤滑オイルを回収するための装置
RU2010122334A (ru) Узел сгорания для газотурбинного двигателя
WO2007040909A3 (en) Fuel nozzle having swirler-integrated radial fuel jet
EP2230386A3 (en) Compressor diffuser
RU2011128704A (ru) Топливная трубка для горелки
RU2012144396A (ru) Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента
GB2474377A (en) Duplex tab exhaust nozzle
CA2314285A1 (en) Piping support of gas turbine steam cooled combustor
CA2790585C (fr) Dispositif de reduction du bruit des interactions jet/pylone sur turboreacteurs
EP1439350A3 (en) Support assembly for a gas turbine engine combustor
EP1985925A3 (en) Methods and systems to facilitate operating within flame-holding margin
RU2007141150A (ru) Устройство для крепления направляющего соплового аппарата турбины, турбина и двигатель самолета с таким оборудованием
JP2016166729A (ja) 燃焼器の燃料噴射装置用のエアシールド
EA201000679A1 (ru) Автономная роторная система для воздушного летательного аппарата
RU2012112927A (ru) Способ и устройство тангенциально смещающего внутреннего охлаждения на направляющей лопатке сопла
CA2897378C (en) Gas turbine engine ejector

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170822