RU2013153369A - Хвостовой конус для ротационного газотурбинного двигателя с микроструями - Google Patents

Хвостовой конус для ротационного газотурбинного двигателя с микроструями Download PDF

Info

Publication number
RU2013153369A
RU2013153369A RU2013153369/06A RU2013153369A RU2013153369A RU 2013153369 A RU2013153369 A RU 2013153369A RU 2013153369/06 A RU2013153369/06 A RU 2013153369/06A RU 2013153369 A RU2013153369 A RU 2013153369A RU 2013153369 A RU2013153369 A RU 2013153369A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
primary
hole
housing
housing according
turbine engine
Prior art date
Application number
RU2013153369/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2605869C2 (ru
Inventor
Пьер КОНТ
Александр Альфред Гастон ВЮИЛЛЬМЕН
Максим КЕНИГ
Питер ДЖОРДАН
Ив ЖЕРВЕ
Original Assignee
Снекма
Сантр Насьональ Де Решерш Сьентифик (Снрс)
Юниверсите Де Пуатье
Энсма
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, Сантр Насьональ Де Решерш Сьентифик (Снрс), Юниверсите Де Пуатье, Энсма filed Critical Снекма
Publication of RU2013153369A publication Critical patent/RU2013153369A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2605869C2 publication Critical patent/RU2605869C2/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
    • F02K1/34—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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/40—Movement of components
    • F05D2250/41—Movement of components with one degree of freedom
    • F05D2250/411—Movement of components with one degree of freedom in rotation
    • 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
    • F05D2260/962—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by means of "anti-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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Задний корпус для газотурбинного двигателя, содержащий первичный каскад, который создает первичный поток (10), предназначенный для выбрасывания первичным соплом (6), упомянутый задний корпус (7) выполнен с возможностью расположения ниже по потоку от упомянутого первичного каскада и ограничения по внутренней стороне газотурбинного двигателя тракта, по которому упомянутый первичный поток следует ниже по потоку от первичного сопла (6), при этом упомянутый корпус содержит соединение с системой подачи находящегося под давлением газа и, по меньшей мере, одно отверстие (8), предназначенное для впрыска этого находящегося под давлением газа через это отверстие в упомянутый первичный поток, отличающийся тем, что он состоит из первой неподвижной части (17), предназначенной для крепления к расположенной ниже по потоку части первичного каскада, и второй подвижной части (7) относительно упомянутой первой части, несущей упомянутое отверстие, и тем, что он содержит по меньшей мере одно средство для приведения упомянутой второй части во вращение вокруг оси вращения подвижных частей упомянутого первичного каскада.2. Корпус по п. 1, в котором отверстие (8) выполнено таким образом, что проходящая через него струя (9) составляет угол между 20 и 90° с направлением первичного потока (10).3. Корпус по п. 2, в котором отверстие (8) выполнено таким образом, что струя (9) впрыскивается под прямыми углами к поверхности упомянутого корпуса.4. Корпус по одному из пп. 1-3, содержащий несколько, между 2 и 8, отверстий (8), причем, упомянутые отверстия распределены равномерно по его окружности.5. Агрегат, состоящий из корпуса по одному из пп. 1-4 и системы подачи нахо�

Claims (8)

1. Задний корпус для газотурбинного двигателя, содержащий первичный каскад, который создает первичный поток (10), предназначенный для выбрасывания первичным соплом (6), упомянутый задний корпус (7) выполнен с возможностью расположения ниже по потоку от упомянутого первичного каскада и ограничения по внутренней стороне газотурбинного двигателя тракта, по которому упомянутый первичный поток следует ниже по потоку от первичного сопла (6), при этом упомянутый корпус содержит соединение с системой подачи находящегося под давлением газа и, по меньшей мере, одно отверстие (8), предназначенное для впрыска этого находящегося под давлением газа через это отверстие в упомянутый первичный поток, отличающийся тем, что он состоит из первой неподвижной части (17), предназначенной для крепления к расположенной ниже по потоку части первичного каскада, и второй подвижной части (7) относительно упомянутой первой части, несущей упомянутое отверстие, и тем, что он содержит по меньшей мере одно средство для приведения упомянутой второй части во вращение вокруг оси вращения подвижных частей упомянутого первичного каскада.
2. Корпус по п. 1, в котором отверстие (8) выполнено таким образом, что проходящая через него струя (9) составляет угол между 20 и 90° с направлением первичного потока (10).
3. Корпус по п. 2, в котором отверстие (8) выполнено таким образом, что струя (9) впрыскивается под прямыми углами к поверхности упомянутого корпуса.
4. Корпус по одному из пп. 1-3, содержащий несколько, между 2 и 8, отверстий (8), причем, упомянутые отверстия распределены равномерно по его окружности.
5. Агрегат, состоящий из корпуса по одному из пп. 1-4 и системы подачи находящегося под давлением газа, в котором система подачи выполнена в таких размерах, чтобы обеспечивать каждое отверстие (8) расходом меньшим, чем или равным 0,25% от расхода первичного потока.
6. Агрегат по п. 5, в котором поперечное сечение отверстия (8) и система подачи выполнены в таких размерах, что струя (9) имеет скорость, которая является самое большее скоростью звука, при прохождении ею через упомянутое отверстие.
7. Агрегат, состоящий из корпуса по одному из пп. 1-4 и системы подачи находящегося под давлением газа, обеспечивающей постоянное давление.
8. Газотурбинный двигатель, оборудованный агрегатом по одному из пп. 5-7.
RU2013153369/06A 2011-05-12 2012-05-11 Хвостовой конус для ротационного газотурбинного двигателя с микроструями RU2605869C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1154126 2011-05-12
FR1154126A FR2975135B1 (fr) 2011-05-12 2011-05-12 Cone arriere de turboreacteur tournant a micro-jets
PCT/FR2012/051054 WO2012153074A1 (fr) 2011-05-12 2012-05-11 Cône arrière de turboréacteur tournant a micro-jets

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013153369A true RU2013153369A (ru) 2015-06-20
RU2605869C2 RU2605869C2 (ru) 2016-12-27

Family

ID=46321089

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013153369/06A RU2605869C2 (ru) 2011-05-12 2012-05-11 Хвостовой конус для ротационного газотурбинного двигателя с микроструями

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9885315B2 (ru)
EP (1) EP2707589B1 (ru)
CN (1) CN103597195B (ru)
BR (1) BR112013028909B1 (ru)
CA (1) CA2835353C (ru)
FR (1) FR2975135B1 (ru)
RU (1) RU2605869C2 (ru)
WO (1) WO2012153074A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107636289A (zh) * 2015-03-26 2018-01-26 赛峰飞机发动机公司 具有用于微射流的格栅以降低涡轮发动机的喷射噪声的装置
CN106089488A (zh) * 2016-05-30 2016-11-09 西北工业大学 一种带流动分离主动控制功能的发动机喷管结构
DE102017211649A1 (de) * 2017-07-07 2019-01-10 MTU Aero Engines AG Gasturbine mit einer schnelllaufenden Niederdruckturbine und einem Turbinengehäuse
CN108019295B (zh) * 2017-12-15 2021-03-30 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机扰流降噪装置
US11365704B2 (en) * 2018-02-27 2022-06-21 New York University In Abu Dhabi Corportion Directionally targeted jet noise reduction system and method
CN114893319A (zh) * 2022-04-29 2022-08-12 南京航空航天大学 一种涡轮喷气发动机核心机喷口结构

Family Cites Families (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2526409A (en) * 1945-01-09 1950-10-17 Lockheed Aircraft Corp Turbo-propeller type power plant having radial flow exhaust turbine means
US2586054A (en) * 1948-08-21 1952-02-19 Northrop Aircraft Inc Pusher turboprop exhaust system
US2847822A (en) * 1954-11-01 1958-08-19 United Aircraft Corp Thrust modifying device
GB981857A (en) * 1963-12-03 1965-01-27 Rolls Royce Gas turbine engine
US3308626A (en) * 1964-06-09 1967-03-14 Daniel E Nelson Convertible gas turbine-rocket reaction propulsion engine
US3584972A (en) * 1966-02-09 1971-06-15 Gen Motors Corp Laminated porous metal
GB1125268A (en) * 1967-01-12 1968-08-28 Rolls Royce Thrust spoiling and silencing in a gas turbine engine
US3938742A (en) * 1973-02-13 1976-02-17 The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration Office Of General Counsel-Code Gp Cascade plug nozzle
US3830431A (en) * 1973-03-23 1974-08-20 Nasa Abating exhaust noises in jet engines
FR2241695B1 (ru) * 1973-08-21 1978-03-17 Bertin & Cie
US4398667A (en) * 1976-12-23 1983-08-16 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Apparatus and method for jet noise suppression
US4240519A (en) * 1979-07-02 1980-12-23 United Technologies Corporation Acoustical turbine engine tail pipe plug
US4897995A (en) * 1988-02-26 1990-02-06 Guirguis Raafat H Liquid turbojet engine
RU2029881C1 (ru) * 1992-01-03 1995-02-27 Евгений Иванович Шеремеев Двухконтурный турбореактивный двигатель
US6662548B1 (en) * 2000-09-27 2003-12-16 The Boeing Company Jet blade ejector nozzle
AU2002211367A1 (en) * 2000-10-02 2002-04-15 Rohr, Inc. Apparatus, method and system for gas turbine engine noise reduction
GB2372779A (en) * 2001-03-03 2002-09-04 Rolls Royce Plc Gas turbine engine nozzle with noise reducing tabs
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
US7395657B2 (en) * 2003-10-20 2008-07-08 General Electric Company Flade gas turbine engine with fixed geometry inlet
US7216475B2 (en) * 2003-11-21 2007-05-15 General Electric Company Aft FLADE engine
US20070018035A1 (en) * 2005-07-20 2007-01-25 Saiz Manuel M Lifting and Propulsion System For Aircraft With Vertical Take-Off and Landing
GB0608093D0 (en) * 2006-04-25 2006-05-31 Short Brothers Plc Variable area exhaust nozzle
WO2008045090A1 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine with rotationally overlapped fan variable area nozzle
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
FR2923270B1 (fr) 2007-11-06 2014-01-31 Airbus France Turbomoteur a tuyere de flux froid adaptee
FR2929337B1 (fr) * 2008-03-31 2012-06-01 Airbus France Dispositif a jets secondaires de reduction du bruit genere par un reacteur d'aeronef
US8459036B2 (en) * 2008-12-26 2013-06-11 Rolls-Royce Corporation Aircraft nozzle having actuators capable of changing a flow area of the aircraft nozzle
FR2980531B1 (fr) * 2011-09-23 2016-06-03 Snecma Capot primaire de turboreacteur double flux comportant une couronne tournante a micro-jets

Also Published As

Publication number Publication date
US9885315B2 (en) 2018-02-06
EP2707589A1 (fr) 2014-03-19
BR112013028909B1 (pt) 2021-06-22
US20140373550A1 (en) 2014-12-25
CA2835353C (fr) 2018-12-11
RU2605869C2 (ru) 2016-12-27
CN103597195B (zh) 2016-09-07
CN103597195A (zh) 2014-02-19
BR112013028909A2 (pt) 2018-07-03
CA2835353A1 (fr) 2012-11-15
FR2975135A1 (fr) 2012-11-16
EP2707589B1 (fr) 2018-03-07
WO2012153074A1 (fr) 2012-11-15
FR2975135B1 (fr) 2016-07-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013153369A (ru) Хвостовой конус для ротационного газотурбинного двигателя с микроструями
JP5813017B2 (ja) ターボチャージャ
SG128548A1 (en) Augmentor spray bars
JP2014153052A5 (ru)
EP2778529A3 (en) Combustor for gas turbine engine
EP2589867A3 (en) Injectors for multipoint injection
WO2016126986A3 (en) Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation
RU2012141013A (ru) Система подачи для камеры сгорания турбомашины, включающая средства подачи воздуха, улучшающие воздушно-топливную смесь
WO2011139953A3 (en) Inverted exhaust gas treatment injector
CN103090413A (zh) 具有尾流喷气的燃烧室
JP2011045877A5 (ru)
IN2012DN03227A (ru)
RU2012111248A (ru) Горелка, в частности, для газовых турбин
BRPI0814918A2 (pt) "nacela para um motor a jato e aeronave"
EP2762683A3 (en) Axial turbine with sector-divided turbine housing
EA201000679A1 (ru) Автономная роторная система для воздушного летательного аппарата
JP2016061506A5 (ru)
US10107500B2 (en) Gas turbine engine with selective flow path
US20160069209A1 (en) Device for washing a turbomachine air intake casing
JP2012163097A5 (ru)
JP2012140955A5 (ru)
WO2010106034A3 (de) Verfahren zum betrieb eines brenners und brenner, insbesondere für eine gasturbine
SE0402951D0 (sv) Utloppsmunstycke till en jetmotor och förfarande för styrning av ett gasflöde från jetmotorn
CA2714259A1 (en) Combustor for a turbine, and gas turbine outfitted with a combustor of this kind
JP2018091604A (ja) タービンエンジン用燃料供給システムおよびそれを組み立てる方法

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner