RU2017134269A - Устройство с решетками для выталкивания микроструй для уменьшения шума реактивной струи газотурбинного двигателя - Google Patents
Устройство с решетками для выталкивания микроструй для уменьшения шума реактивной струи газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2017134269A RU2017134269A RU2017134269A RU2017134269A RU2017134269A RU 2017134269 A RU2017134269 A RU 2017134269A RU 2017134269 A RU2017134269 A RU 2017134269A RU 2017134269 A RU2017134269 A RU 2017134269A RU 2017134269 A RU2017134269 A RU 2017134269A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- jet
- micro
- flow
- circuit
- channel
- Prior art date
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
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
-
- 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
-
- 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
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
- F05D2270/306—Mass flow
-
- 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)
- Supercharger (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Nozzles (AREA)
- Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
Claims (21)
1. Устройство для уменьшения шума реактивной струи от газотурбинного двигателя, причем устройство содержит внешнюю оболочку, снабженную с внутренней стороны стенкой, выполненный с возможностью образования внешней стенки кольцевого прохода для прохождения потока наружного контура, поступающего от двигателя, причем устройство отличается тем, что стенка внешней оболочки включает в себя множество микроструйных контуров, каждый из которых имеет заборное средство, выполненное с возможностьюотбора потока газа из канала потока наружного контура и подведения его к единственному подающему каналу, причем упомянутый подающий канал раскрывается у задней кромки внешней оболочки через по меньшей мере одну выталкивающую решетку, подходящую для разделения отобранного газового потока на множество газовых потоков с перпендикулярными сечениями, которые имеют размеры, меньшие, чем размер перпендикулярного сечения подающего канала.
2. Устройство по п. 1, в котором выталкивающая решетка каждого микроструйного контура содержит пластину, имеющую множество отверстий, каждое из которых имеет перпендикулярное сечение с размером, меньшим, чем размер перпендикулярного сечения подающего канала.
3. Устройство по п. 2, в котором по меньшей мере некоторые из отверстий в пластине каждой выталкивающей решетки имеют, в продольной плоскости относительно оси течения потока наружного контура, угол α проникновения относительно радиальной оси, лежащий в диапазоне от 10° до 60°, и/или, в поперечной плоскости относительно оси течения потока наружного контура, угол β скольжения относительно упомянутой радиальной оси, лежащий в диапазоне от 25° до 90°.
4. Устройство по п. 2, в котором отверстия в пластине каждой выталкивающей решетки имеют перпендикулярное сечение, которое является круглым по форме.
5. Устройство по п. 4, в котором перпендикулярное сечение отверстий в пластине каждой выталкивающей решетки имеет диаметр, лежащий в диапазоне от 0,5 мм до 2,5 мм.
6. Устройство по п. 2, в котором отверстия в пластине каждой выталкивающей решетки имеют перпендикулярное сечение, которое имеет прямоугольную или эллиптическую форму.
7. Устройство по п.1, в котором выталкивающая решетка каждого микроструйного контура аксиально выровнена с заборным средством газового потока.
8. Устройство по п.7, в котором заборное средство газового потока в каждом микроструйном контуре содержит один или два ковшовых заборника, выполненных с возможностью раскрывания в канал потока наружного контура и ведущих к подающему каналу.
9. Устройство по п.1, дополнительно содержащее выпускные направляющие лопатки, продолжающиеся радиально от внутренней стенки внешней оболочки через канал потока наружного контура, причем каждый микроструйный контур имеет по меньшей мере один ковшовый заборник, выполненный с возможностью раскрывания в канал потока наружного контура ниже по потоку от выпускных направляющих лопаток и ведущий в подающий канал.
10. Устройство по п.9, в котором упомянутый по меньшей мере один ковшовый заборник каждого микроструйного контура выполнен с возможностью раскрывания в канал потока наружного контура в зоне внешней оболочки, выполненной с возможностью раскрывания аксиально сверху вниз по потоку от задних кромок выпускных направляющих лопаток до границы, лежащей в диапазоне от 1/3 до 2/3 аксиального расстояния между задними кромками выпускных направляющих лопаток и задней кромкой внешней оболочки.
11. Устройство по п.9, в котором каждый микроструйный контур имеет единственный ковшовый заборник, ведущий в подающий канал,, причем ковшовый заборник и нижний по потоку конец подающего канала являются аксиально выровненными друг с другом.
12. Устройство по п.9, в котором каждый микроструйный контур имеет два ковшовых заборника, ведущих в подающий канал, причем ось нижнего по потоку конца подающего канала смещена относительно каждого из ковшовых заборников.
13. Устройство по п.9, в котором каждый микроструйный контур имеет единственный ковшовый заборник, ведущий в подающий канал, который раскрывается у задней кромки внешней оболочки через две выталкивающие решетки, оси которых смещены относительно ковшового заборника.
14. Устройство по п.9, в котором микроструйные контуры разнесены с регулярными промежутками друг от друга вокруг продольной оси внешней оболочки.
15. Устройство по п.9 дополнительно включающее в себя средство для разворачивания и втягивания ковшовых заборников микроструйных контуров.
16. Устройство по п.9, дополнительно содержащее средство для регулирования расхода газового потока, протекающего в подающих каналах микроструйных контуров.
17. Устройство по п.1, имеющее постепенные изменения в сечении между впускными сечениями и выпускными сечениями каждого микроструйного контура для минимизации потерь напора.
18. Устройство по п.17, в котором соотношение, управляющее упомянутым постепенным изменением в сечении, имеет во всех точках производную, имеющую абсолютное значение, которое является меньшим, чем 0,1.
19. Устройство по п.1, в котором число микроструйных контуров устройства является большим, чем значение, соответствующее шести диаметрам, выраженным в метрах, круглого сечения сопла внешнего контура у его выталкивающей части.
20. Газотурбинный двигатель, содержащий центральное тело, внутреннюю оболочку, расположенную коаксиально вокруг центрального тела для взаимодействия с ним для определения кольцевого канала для прохождения потока внутреннего контура, поступающего от двигателя, и внешнюю оболочку, расположенную коаксиально вокруг внутренней оболочки для взаимодействия с ней для определения кольцевого канала для прохождения потока наружного контура, поступающего от двигателя, причем двигатель дополнительно включает в себя устройство уменьшения шума реактивной струи, причем устройство содержит внешнюю оболочку, снабженную с внутренней стороны стенкой, выполненный с возможностью образования внешней стенки кольцевого прохода для прохождения потока наружного контура, поступающего от двигателя, причем устройство отличается тем, что стенка внешней оболочки включает в себя множество микроструйных контуров, каждый из которых имеет заборное средство, выполненное с возможностьюотбора потока газа из канала потока наружного контура и подведения его к единственному подающему каналу, причем упомянутый подающий канал раскрывается у задней кромки внешней оболочки через по меньшей мере одну выталкивающую решетку, подходящую для разделения отобранного газового потока на множество газовых потоков с перпендикулярными сечениями, которые имеют размеры, меньшие, чем размер перпендикулярного сечения подающего канала, причем внешняя оболочка двигателя образована внешней оболочкой упомянутого устройства уменьшения шума реактивной струи.
21. Газотурбинный двигатель по п.20, в котором площадь выталкивания выталкивающей решетки лежит в диапазоне от 0,5% до 2,5 % площади выталкивания канала потока наружного контура.
Applications Claiming Priority (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1552535A FR3034141B1 (fr) | 2015-03-26 | 2015-03-26 | Dispositif a microjets pour la reduction du bruit de jet d'une turbomachine |
FR1552536A FR3034142B1 (fr) | 2015-03-26 | 2015-03-26 | Dispositif a grilles d'ejection de microjets pour la reduction du bruit de jet d'une turbomachine |
FR1552535 | 2015-03-26 | ||
FR1552536 | 2015-03-26 | ||
PCT/FR2016/050690 WO2016151267A1 (fr) | 2015-03-26 | 2016-03-25 | Dispositif a grilles d'ejection de microjets pour la reduction du bruit de jet d'une turbomachine |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2017134269A true RU2017134269A (ru) | 2019-04-05 |
RU2017134269A3 RU2017134269A3 (ru) | 2019-09-11 |
RU2731780C2 RU2731780C2 (ru) | 2020-09-08 |
Family
ID=55860879
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017134269A RU2731780C2 (ru) | 2015-03-26 | 2016-03-25 | Устройство с решетками для выталкивания микроструй для уменьшения шума реактивной струи газотурбинного двигателя |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10408165B2 (ru) |
EP (1) | EP3274578B1 (ru) |
JP (1) | JP6813497B2 (ru) |
CN (2) | CN114687887A (ru) |
BR (1) | BR112017020475B8 (ru) |
CA (1) | CA2980794C (ru) |
RU (1) | RU2731780C2 (ru) |
WO (1) | WO2016151267A1 (ru) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3447271B1 (fr) * | 2017-08-21 | 2020-09-30 | Safran Aircraft Engines | Système de chauffage pour tuyère secondaire convergente-divergente |
FR3070184B1 (fr) * | 2017-08-21 | 2019-08-23 | Safran Aircraft Engines | Systeme de diffusion d'air chaud au col d'une tuyere secondaire convergente-divergente |
US11828226B2 (en) | 2022-04-13 | 2023-11-28 | General Electric Company | Compressor bleed air channels having a pattern of vortex generators |
Family Cites Families (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1064675A (en) * | 1962-11-26 | 1967-04-05 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in nozzles for discharge of compressible fluid |
FR1542668A (fr) * | 1967-08-24 | 1968-10-18 | Snecma | Perfectionnements aux silencieux pour tuyères ventilées |
US4068471A (en) * | 1975-06-16 | 1978-01-17 | General Electric Company | Variable cycle engine with split fan section |
US4291782A (en) * | 1979-10-30 | 1981-09-29 | The Boeing Company | Simplified method and apparatus for hot-shield jet noise suppression |
GB2149456B (en) * | 1983-11-08 | 1987-07-29 | Rolls Royce | Exhaust mixing in turbofan aeroengines |
DE60329905D1 (de) * | 2002-02-22 | 2009-12-17 | Nordam Group Inc | Doppelmischer-abgasdüse |
US7010905B2 (en) * | 2003-02-21 | 2006-03-14 | The Nordam Group, Inc. | Ventilated confluent exhaust nozzle |
US7412832B2 (en) * | 2004-03-26 | 2008-08-19 | General Electric Company | Method and apparatus for operating gas turbine engines |
FR2872549B1 (fr) * | 2004-07-05 | 2006-09-22 | Centre Nat Rech Scient Cnrse | Reacteur d'avion equipe d'un dispositif de reduction de bruit des jets propulsifs |
FR2892152B1 (fr) * | 2005-10-19 | 2007-11-23 | Airbus France Sas | Turbomoteur a bruit de jet attenue |
FR2901321B1 (fr) * | 2006-05-18 | 2011-08-12 | Aircelle Sa | Procede d'homogeneisation de l'air en sortie de turboreacteur pour abaisser le bruit genere |
US8256225B2 (en) * | 2006-10-12 | 2012-09-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with a variable exit area fan nozzle, nacelle assembly of such a engine, and corresponding operating method |
US7870722B2 (en) * | 2006-12-06 | 2011-01-18 | The Boeing Company | Systems and methods for passively directing aircraft engine nozzle flows |
EP2256327B1 (en) * | 2008-02-25 | 2019-09-04 | IHI Corporation | Noise reducing device, and jet propulsion system |
US8141366B2 (en) * | 2008-08-19 | 2012-03-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with variable area fan nozzle |
FR2929336B1 (fr) * | 2008-03-31 | 2012-06-01 | Airbus France | Dispositif a jets plans de reduction du bruit genere par un reacteur d'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 |
FR2929337B1 (fr) * | 2008-03-31 | 2012-06-01 | Airbus France | Dispositif a jets secondaires de reduction du bruit genere par un reacteur d'aeronef |
EP2495423B1 (en) * | 2009-10-28 | 2016-05-18 | IHI Corporation | Noise reduction device |
US9528468B2 (en) * | 2009-10-28 | 2016-12-27 | Ihi Corporation | Noise reduction system |
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 |
FR2975135B1 (fr) * | 2011-05-12 | 2016-07-22 | Snecma | Cone arriere de turboreacteur tournant a micro-jets |
FR3009027B1 (fr) | 2013-07-26 | 2018-04-06 | Airbus Operations | Ensemble turbomachine d'aeronef a bruit de jet attenue. |
-
2016
- 2016-03-25 WO PCT/FR2016/050690 patent/WO2016151267A1/fr active Application Filing
- 2016-03-25 US US15/561,359 patent/US10408165B2/en active Active
- 2016-03-25 CA CA2980794A patent/CA2980794C/fr active Active
- 2016-03-25 BR BR112017020475A patent/BR112017020475B8/pt active IP Right Grant
- 2016-03-25 CN CN202210372426.4A patent/CN114687887A/zh active Pending
- 2016-03-25 JP JP2017550486A patent/JP6813497B2/ja active Active
- 2016-03-25 EP EP16719444.8A patent/EP3274578B1/fr active Active
- 2016-03-25 RU RU2017134269A patent/RU2731780C2/ru active
- 2016-03-25 CN CN201680028220.2A patent/CN107636289A/zh active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2018514680A (ja) | 2018-06-07 |
CA2980794A1 (fr) | 2016-09-29 |
BR112017020475B1 (pt) | 2022-03-08 |
CA2980794C (fr) | 2023-01-24 |
JP6813497B2 (ja) | 2021-01-13 |
US10408165B2 (en) | 2019-09-10 |
CN114687887A (zh) | 2022-07-01 |
BR112017020475B8 (pt) | 2022-03-29 |
RU2731780C2 (ru) | 2020-09-08 |
EP3274578B1 (fr) | 2019-05-01 |
EP3274578A1 (fr) | 2018-01-31 |
RU2017134269A3 (ru) | 2019-09-11 |
WO2016151267A1 (fr) | 2016-09-29 |
CN107636289A (zh) | 2018-01-26 |
BR112017020475A2 (pt) | 2018-07-03 |
US20180080408A1 (en) | 2018-03-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2014088874A5 (ru) | ||
JP2014163664A5 (ru) | ||
JP2015114098A5 (ru) | ||
JP2014092359A5 (ru) | ||
RU2015143195A (ru) | Вентилятор в сборе | |
JP2013231576A5 (ru) | ||
CA2660211A1 (en) | Gas turbine engine exhaust duct ventilation | |
JP2014115072A5 (ru) | ||
WO2013090144A3 (en) | Gas turbine engine exhaust diffuser including circumferential vane | |
RU2013102074A (ru) | Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для направляющей лопатки соплового направляющего аппарата, и способ охлаждения данного сегмента | |
RU2013108686A (ru) | Система для подачи впрыскиваемой текучей среды (варианты) | |
EP2730773A3 (en) | A gas turbine engine exhaust nozzle | |
JP2010085089A5 (ru) | ||
JP2014234824A5 (ru) | ||
RU2017134269A (ru) | Устройство с решетками для выталкивания микроструй для уменьшения шума реактивной струи газотурбинного двигателя | |
JP2013142532A5 (ru) | ||
EP3098391A3 (en) | Turbine band anti-chording flanges | |
US8342797B2 (en) | Cooled gas turbine engine airflow member | |
JP2015090108A5 (ru) | ||
JP2014153052A5 (ru) | ||
CN107407184B (zh) | 混合装置、排气管以及排气系统 | |
JP2011045877A5 (ru) | ||
RU2013126601A (ru) | Устройство для охлаждения жарочной трубы камеры сгорания для газотурбинной установки (варианты) | |
JP2014139433A5 (ru) | ||
JP2018151124A5 (ru) |