RU2260703C2 - Gas-turbine engine duct noise-absorbing structure - Google Patents
Gas-turbine engine duct noise-absorbing structure Download PDFInfo
- Publication number
- RU2260703C2 RU2260703C2 RU2003133657/06A RU2003133657A RU2260703C2 RU 2260703 C2 RU2260703 C2 RU 2260703C2 RU 2003133657/06 A RU2003133657/06 A RU 2003133657/06A RU 2003133657 A RU2003133657 A RU 2003133657A RU 2260703 C2 RU2260703 C2 RU 2260703C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- path
- perforated
- walls
- wall
- cavity outside
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам подавления шума турбовентиляторных авиационных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to noise suppression devices for turbofan aircraft engines.
Известна звукопоглощающая облицовка тракта турбореактивного двигателя, содержащая сотовый наполнитель, размещенный между наружной и внутренней стенками, первая из которых расположена с зазором относительно силового корпуса, а вторая выполнена перфорированной, при этом наружная стенка также выполнена перфорированной со степенью перфорации, составляющей 3-20%, а отношение зазора к расстоянию от внутренней стенки до корпуса равно 0,3-0,7 [1].A sound-absorbing lining of a turbojet engine path is known, comprising a honeycomb core placed between the outer and inner walls, the first of which is located with a gap relative to the power housing, and the second is perforated, while the outer wall is also perforated with a degree of perforation of 3-20%, and the ratio of the gap to the distance from the inner wall to the housing is 0.3-0.7 [1].
Недостатком известной конструкции является невысокая эффективность поглощения звука в диапазоне частот 1250-5000 Гц дискретных гармоник тонального шума вентилятора и компрессора. Другим недостатком известной конструкции является невысокая конструктивная прочность стенки 4 силового корпуса, выполненной с зазором, без опор относительно перфорированной наружной стенки 2, а также низкая виброакустическая прочность стенки 4, преимущественно в режиме резонансных колебаний (флаттера).A disadvantage of the known design is the low sound absorption efficiency in the frequency range 1250-5000 Hz of discrete harmonics of the tonal noise of the fan and compressor. Another disadvantage of the known design is the low structural strength of the wall 4 of the power housing, made with a gap, without supports relative to the perforated outer wall 2, as well as the low vibroacoustic strength of the wall 4, mainly in the mode of resonant vibrations (flutter).
Известна композитная звукопоглощающая конструкция, содержащая наружную перфорированную панель, первый слой сотового заполнителя, внутреннюю перфорированную панель, второй слой сотового заполнителя и жесткую звуконепроницаемую панель, скрепленные связующим при полимеризации [2].Known composite sound-absorbing structure containing an outer perforated panel, a first layer of honeycomb core, an inner perforated panel, a second layer of honeycomb core and a rigid soundproof panel bonded with a binder during polymerization [2].
Недостатком известной конструкции является небольшой ресурс и недостаточная эффективность поглощения звука в диапазоне частот 1250-5000 Гц дискретных гармоник тонального шума вентилятора и компрессора, а также низкая теплостойкость связующего, не выдерживающего градиенты температур более 160°С. Другим недостатком известной конструкции является деструкция материала полимерных панелей и сотовых заполнителей, что ограничивает их ресурс, а также низкая виброакустическая прочность, преимущественно в "горячей" части двигателя, что делает невозможным ее использование в турбовентиляторных двигателях для самолетов гражданской авиации.A disadvantage of the known design is the small resource and insufficient sound absorption in the frequency range 1250-5000 Hz of discrete harmonics of the tonal noise of the fan and compressor, as well as the low heat resistance of the binder, which cannot withstand temperature gradients of more than 160 ° C. Another disadvantage of the known design is the destruction of the material of the polymer panels and honeycomb aggregates, which limits their service life, as well as low vibroacoustic strength, mainly in the "hot" part of the engine, which makes it impossible to use it in turbofan engines for civil aircraft.
Известна многослойная сотовая панель с проницаемым внутренним слоем, состоящая из перфорированной трактовой обшивки, первого слоя резонансного заполнителя, проницаемого слоя - материала с градиентной пористостью и плотностью, второго слоя резонансного заполнителя, а также обшивки (стенки) силового корпуса [3].Known multilayer honeycomb panel with a permeable inner layer, consisting of perforated path sheathing, the first layer of the resonant aggregate, the permeable layer is a material with gradient porosity and density, the second layer of the resonant aggregate, as well as the sheathing (wall) of the power casing [3].
Недостатком известной конструкции является недостаточная эффективность поглощения звука в диапазоне частот 1000-7000 Гц дискретных гармоник тонального и комбинационного шума вентилятора, а также суммарного шума при использовании панели в турбовентиляторных двигателях. Известная конструкция основана на диссипативном типе звукопоглощения, т.е. на потерях акустической энергии на трение воздуха при его перемещениях под воздействием фронтовой падающей акустической волны внутри пористых структур материалов. В известной конструкции трудно подобрать оптимальные диссипативные поглощающие характеристики проницаемых слоев материалов по отношению к акустическим колебаниям нижней и верхней границы диапазона частот поглощения звука. Известная конструкция при ее использовании в турбовентиляторных двигателях увеличивает потери давления звуковых колебаний, амплитуду колебаний и толщину пограничного с трактовой стенкой слоя, что приводит к \запиранию\ канала, по которому протекает поток газа, и к уменьшению тяги двигателя. Уменьшение тяги двигателя приводит к взлету на повышенной (на это снижение) тяге, что увеличивает уровень звукового давления (интенсивности звука) и ухудшает акустическое зонирование окрестностей аэропортов.A disadvantage of the known design is the lack of sound absorption efficiency in the frequency range 1000-7000 Hz of discrete harmonics of the tonal and combination noise of the fan, as well as the total noise when using the panel in turbofan engines. The known construction is based on a dissipative type of sound absorption, i.e. on the loss of acoustic energy due to air friction during its movement under the influence of a front incident acoustic wave inside the porous structures of materials. In the known construction it is difficult to select the optimal dissipative absorption characteristics of the permeable layers of materials with respect to acoustic vibrations of the lower and upper boundaries of the frequency range of sound absorption. The known design when used in turbofan engines increases the pressure loss of sound vibrations, the amplitude of the vibrations and the thickness of the boundary layer with the path wall, which leads to a \ blocking \ of the channel through which the gas stream flows and to reduce engine thrust. A decrease in engine thrust leads to takeoff at an increased (by this decrease) thrust, which increases the level of sound pressure (sound intensity) and worsens the acoustic zoning of the vicinity of airports.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является звукопоглощающая акустическая панель гондолы турбовентиляторного двигателя с клиновидным обтекателем и передним цельным кольцом, содержащая стенку силового корпуса, перфорированную трактовую стенку, перфорированную стенку в полости вне тракта, фронтовой слой сотового заполнителя, размещенный между перфорированными трактовой стенкой и стенкой в полости вне тракта, а также тыловой слой сотового заполнителя, размещенный между перфорированной стенкой в полости вне тракта и стенкой силового корпуса [4].Closest to the claimed design is a sound-absorbing acoustic panel of a nacelle of a turbofan engine with a wedge-shaped fairing and a front integral ring, comprising a wall of the power casing, a perforated path wall, a perforated wall in the cavity outside the path, a front layer of honeycomb placed between the perforated path wall and the wall in the cavity outside the path, as well as the back layer of the honeycomb core, located between the perforated wall in the cavity outside the path and the wall left housing [4].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является неполная возможность ее использования непосредственно в газогенераторе турбореактивного двигателя, а также неполная возможность более эффективного глушения шума в диапазоне частот 1000-7000 Гц дискретных гармоник и комбинационного шума вентилятора и компрессора, а также суммарного шума двигателя для повышения запасов по шуму. Также недостатком известной панели является ее недостаточная виброакустическая прочность в условиях высоких уровней звукового давления (~160 дБ) и высоких скоростей потока (~200 м/сек), а также сложность акустической настройки звукопоглощающих конструкций в полостях вне тракта в диапазонах частот суммарного шума двигателя. В известной конструкции трудно достичь эффективного снижения шума вследствие трудностей \настройки\ и оптимизации параметров выхлопного шума струи и дискретных гармоник тонального шума вентилятора.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is the incomplete possibility of its use directly in the gas generator of a turbojet engine, as well as the incomplete possibility of more efficient noise suppression in the frequency range 1000-7000 Hz of discrete harmonics and combination noise of the fan and compressor, as well as the total engine noise to increase stocks by noise. A disadvantage of the known panel is its insufficient vibroacoustic strength under conditions of high sound pressure levels (~ 160 dB) and high flow velocities (~ 200 m / s), as well as the difficulty of acoustic tuning of sound-absorbing structures in cavities outside the tract in the frequency ranges of the total engine noise. In the known design it is difficult to achieve effective noise reduction due to difficulties \ settings \ and optimization of the exhaust exhaust noise parameters and discrete harmonics of the fan tonal noise.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении эффективности звукопоглощения конструкции в турбовентиляторном авиационном двигателе без существенных потерь его тяги.The technical problem to be solved by the claimed invention is directed is to increase the sound absorption efficiency of a structure in a turbofan aircraft engine without significant loss of thrust.
Сущность технического решения заключается в том, что в звукопоглощающей конструкции для тракта газотурбинного двигателя, содержащей стенку силового корпуса, перфорированную трактовую стенку, перфорированную стенку в полости вне тракта, фронтовой слой сотового заполнителя, размещенный между перфорированными трактовой стенкой и стенкой в полости вне тракта, а также тыловой слой сотового заполнителя, размещенный между перфорированной стенкой в полости вне тракта и стенкой силового корпуса, согласно изобретению число перфорированных стенок в полости вне тракта равно или на единицу больше числа слоев сотовых заполнителей, между каждой парой размещенных в полости вне тракта смежных перфорированных стенок установлены контактирующие с этими стенками упоры, скрепленные рядами крепежных элементов, соединяющих все слои, включающие стенку силового корпуса, перфорированные стенки в полости вне тракта, слои сотовых заполнителей и перфорированную трактовую стенку, при этом звукопоглощающая конструкция выполнена в виде панели, содержащей поперечные и радиальные стенки по периметру перфорированных стенок в полости вне тракта, а каждой парой контактирующих с упорами в полости вне тракта перфорированных стенок образована замкнутая периметром этих стенок буферная акустическая камера. Упоры между каждой парой смежных перфорированных стенок в полости вне тракта выполнены в виде рамки, замкнутой периметром этих стенок, и ряда штырьков, размещенных внутри этой рамки, при этом поперечные и радиальные стенки по периметру перфорированных стенок в полости вне тракта выполнены с рядами отверстий, каждым из которых соединены смежные перфорированные стенки в полости вне тракта и слои сотовых заполнителей. Панели закреплены на каркасе, причем радиальные стенки панелей в местах их стыка выполнены в виде ответных углублений и выступов с отверстиями для крепежных элементов, а толщина панели в местах выступов или углублений равна, по меньшей мере, толщине стенки силового корпуса или поперечной стенки.The essence of the technical solution lies in the fact that in the sound-absorbing design for the gas turbine engine path, which contains the wall of the power casing, a perforated path wall, a perforated wall in the cavity outside the path, a front layer of honeycomb placed between the perforated path wall and the wall in the cavity outside the path, and also the back layer of the honeycomb core, located between the perforated wall in the cavity outside the path and the wall of the power housing, according to the invention, the number of perforated the wreath in the cavity outside the path is equal to or one greater than the number of layers of honeycomb fillers; between each pair of adjacent perforated walls placed in the cavity outside the path, stops in contact with these walls are mounted, fastened by rows of fasteners connecting all layers, including the wall of the power casing, perforated walls in cavities outside the path, layers of honeycomb core and a perforated path wall, while the sound-absorbing structure is made in the form of a panel containing transverse and radial walls along a perimeter of the walls in the cavity outside the path, and each pair of perforated walls in contact with the stops in the cavity outside the path of the perforated walls, a buffer acoustic chamber closed by the perimeter of these walls is formed. The stops between each pair of adjacent perforated walls in the cavity outside the path are made in the form of a frame closed by the perimeter of these walls and a series of pins located inside this frame, while the transverse and radial walls around the perimeter of the perforated walls in the cavity outside the path are made with rows of holes, each of which adjacent perforated walls in the cavity outside the path and layers of honeycomb aggregates are connected. The panels are fixed to the frame, and the radial walls of the panels at their joints are made in the form of reciprocal recesses and protrusions with holes for fasteners, and the thickness of the panel in the places of protrusions or recesses is equal to at least the thickness of the wall of the power housing or transverse wall.
Выполнение числа перфорированных стенок в полости вне тракта равным или на единицу больше числа слоев сотовых заполнителей, с установкой между каждой парой размещенных в полости вне тракта смежных перфорированных стенок контактирующих с этими стенками упоров, скрепленных рядами крепежных элементов, соединяющих все слои, включающие стенку силового корпуса, перфорированные стенки в полости вне тракта, слои сотовых заполнителей и перфорированную трактовую стенку, а также выполнение звукопоглощающей конструкции в виде панели, которая содержит поперечные и радиальные стенки по периметру перфорированных стенок в полости вне тракта, а каждой парой контактирующих с упорами в полости вне тракта перфорированных стенок образована замкнутая периметром этих стенок буферная акустическая камера, обеспечивает возможность оптимизации элементов звукопоглощающих конструкций: фронтового и тылового слоев сотового заполнителя, по типу многочисленных резонансных камер Гельмгольца, для звукопоглощения тонального шума вентилятора, адаптированных одновременно к акустической настройке буферной акустической камеры для звукопоглощения комбинационного и широкополосного шумов вентилятора и компрессора. Это повышает эффективность максимального поглощения звука в диапазонах частот 1200-5000 Гц дискретных гармоник тонального шума вентилятора в условиях высоких уровней звукового давления (до 160 дБ), высокоскоростного потока (до 200 м/сек), без снижения тяги двигателя, преимущественно за счет демпфирования пограничного слоя и снижения внутренних потерь при протекании воздуха и (или) газа в канале с импедансными границами.The number of perforated walls in the cavity outside the path is equal to or one greater than the number of layers of honeycomb core, with the installation between each pair of adjacent perforated walls placed in the cavity outside the path of contact stops contacting these walls, fastened by rows of fasteners connecting all layers, including the wall of the power housing , perforated walls in the cavity outside the path, layers of honeycomb core and perforated path wall, as well as the implementation of the sound-absorbing structure in the form of a panel, which holds transverse and radial walls around the perimeter of the perforated walls in the cavity outside the path, and each pair of perforated walls in contact with the stops in the cavity outside the path of the perforated walls has a buffer acoustic chamber closed by the perimeter of these walls, which makes it possible to optimize the elements of sound-absorbing structures: the front and rear layers of the honeycomb core, according to type of numerous Helmholtz resonance chambers, for sound absorption of fan tonal noise, adapted at the same time to the acoustic mood Buffer acoustic chamber for sound absorption of Raman and broadband fan and compressor noise. This increases the efficiency of maximum sound absorption in the frequency ranges 1200-5000 Hz of discrete harmonics of tonal fan noise under conditions of high sound pressure levels (up to 160 dB), high-speed flow (up to 200 m / s), without reducing engine thrust, mainly due to damping of the border layer and reduce internal losses during the flow of air and (or) gas in the channel with impedance boundaries.
Выполнение звукопоглощающей конструкции для тракта газотурбинного двигателя таким образом, что упоры между каждой парой смежных перфорированных стенок в полости вне тракта выполнены в виде рамки, замкнутой периметром этих стенок, с рядом штырьков внутри этой рамки, при этом поперечные и радиальные стенки по периметру перфорированных стенок в полости вне тракта выполнены с рядами отверстий, каждым из которых соединены смежные перфорированные стенки в полости вне тракта и слои сотовых заполнителей, все это обеспечивает повышенную виброакустическую прочность, повышает ресурс и надежность. Так, например, через отверстия в поперечных и радиальных стенках (по периметру панели) возможно осуществлять сварку или пайку смежных перфорированных стенок в полости вне тракта с поперечными и радиальными стенками панели.The implementation of the sound-absorbing design for the gas turbine engine path in such a way that the stops between each pair of adjacent perforated walls in the cavity outside the path are made in the form of a frame closed by the perimeter of these walls, with a number of pins inside this frame, with transverse and radial walls around the perimeter of the perforated walls in cavities outside the path are made with rows of holes, each of which connects adjacent perforated walls in the cavity outside the path and layers of honeycomb aggregates, all this provides increased vibration acoustic durability, increases resource and reliability. So, for example, through holes in the transverse and radial walls (around the perimeter of the panel), it is possible to weld or solder adjacent perforated walls in a cavity outside the path with the transverse and radial walls of the panel.
Выполнение звукопоглощающей конструкции для тракта газотурбинного двигателя таким образом, что панели закреплены на каркасе, причем радиальные стенки панелей в местах их стыка выполнены в виде ответных углублений и выступов с отверстиями для крепежных элементов, а толщина панели в местах выступов или углублений равна, по меньшей мере, толщине стенки силового корпуса или поперечной стенки, что обеспечивает оптимальное демпфирование виброакустических напряжений и акустическую настройку буферных акустических камер каждой панели для звукопоглощения комбинационного и широкополосного шумов вентилятора и компрессора, а также для звукопоглощения шума струи.The implementation of the sound-absorbing structure for the gas turbine engine in such a way that the panels are fixed to the frame, and the radial walls of the panels at their joints are made in the form of counter recesses and protrusions with holes for fasteners, and the thickness of the panel in the places of protrusions or recesses is at least , wall thickness of the power casing or transverse wall, which provides optimal damping of vibroacoustic stresses and acoustic tuning of buffer acoustic chambers of each panel for sound the absorption of the combination and broadband noise of the fan and compressor, as well as for sound absorption of the noise of the jet.
На фиг.1 изображен турбовентиляторный авиационный двигатель в мотогондоле самолета.Figure 1 shows a turbofan aircraft engine in the engine nacelle of the aircraft.
На фиг.2 - панели на каркасе.Figure 2 - panel on the frame.
На фиг.3 - поперечное сечение панели, у которой число перфорированных стенок в полости вне тракта равно числу слоев сотовых заполнителей.Figure 3 is a cross section of a panel in which the number of perforated walls in the cavity outside the path is equal to the number of layers of honeycomb aggregates.
На фиг.4 - вид А на фиг.3.Figure 4 is a view A in figure 3.
На фиг.5 - поперечное сечение панели, у которой число перфорированных стенок в полости вне тракта на единицу больше числа слоев сотовых заполнителей.Figure 5 is a cross section of a panel in which the number of perforated walls in the cavity outside the path is one more than the number of layers of honeycomb core.
На фиг.6 - вид Б на фиг.5.In Fig.6 is a view of B in Fig.5.
Звукопоглощающая конструкция включает вентилятор 1 с подпорными ступенями 2, спрямляющий аппарат 3 вентилятора, компрессор 4 высокого давления, камеру сгорания 5, турбины 6, 7 высокого и низкого давлений, смеситель 8 на выходе турбинного тракта 9 и реактивное сопло 10. Звукопоглощающая конструкция выполнена в виде панелей 11, 12, каждая панель содержит поперечные стенки 13, 14 и радиальные стенки 15, 16, при этом панели 11, 12 закреплены на каркасе 17. Конструкция содержит стенку 18 силового корпуса, перфорированную трактовую стенку 19, перфорированную стенку 20 в полости вне тракта 21, фронтовой слой сотового заполнителя 22, размещенный между перфорированной трактовой стенкой 19 и перфорированной стенкой 20 в полости вне тракта 21, а также тыловой слой сотового заполнителя 23, размещенный между перфорированной стенкой 20 в полости вне тракта 21 и стенкой 18 силового корпуса. Число перфорированных стенок 20 в полости вне тракта 21 может быть равным числу слоев 22, 23 (фронтового и тылового) сотового заполнителя, т.е. в звукопоглощающей конструкции выполнена дополнительная перфорированная стенка 24 в полости вне тракта 21. Между парой размещенных в полости вне тракта 21 смежных перфорированных стенок 20, 24 установлены контактирующие с этими стенками упоры 25, скрепленные рядами крепежных элементов (электрозаклепок) 26, соединяющих стенку 18 силового корпуса, перфорированные стенки 20, 24 в полости вне тракта 21, слои сотовых заполнителей 22, 23 и перфорированную трактовую стенку 19. При этом парой контактирующих с упорами 25 в полости вне тракта 21 перфорированных стенок 20,24 образована замкнутая периметром этих стенок, а, по существу, поперечными и радиальными стенками 13, 14 и 15, 16 буферная акустическая камера 27 (резонансная камера Гельмгольца). Упоры 25 между парой смежных перфорированных стенок 20, 24 в полости вне тракта 21 могут быть выполнены в виде рамки 28, замкнутой периметром этих стенок 20, 24, а по существу поперечными и радиальными стенками 13, 14 и 15, 16, и ряда ступенчатых штырьков 29, размещенных внутри этой рамки 28. При этом поперечные стенки 13, 14 и радиальные стенки 15, 16 по периметру перфорированных стенок 20, 24 в полости вне тракта 21 выполнены с рядами отверстий 30, каждым из которых соединены смежные перфорированные стенки 20, 24 в полости вне тракта 21 и слои 22, 23 сотовых заполнителей (для возможности их крепления сваркой, пайкой). Панели 11, 12 закреплены на каркасе 17, причем радиальные стенки 15, 16 панелей 11, 12 в местах их стыка 31 выполнены в виде ответных углублений 32 и выступов 33 с отверстиями 34 для крепежных элементов 35, а толщина 36 панели 11, 12 в местах выступов 33 или углублений 32 равна, по меньшей мере, толщине 37 стенки силового корпуса или, по меньшей мере, толщине 38 поперечной стенки 13. Число перфорированных стенок 20 в полости вне тракта 21 может быть на единицу больше числа слоев 22, 23, 39 сотовых заполнителей, т.е. в звукопоглощающей конструкции выполнены четыре перфорированные стенки 20, а каждой парой контактирующих с упорами 25, 28, 29 в полости вне тракта 21 перфорированных стенок 20 образована замкнутая периметром этих стенок буферная акустическая камера 27, т.е. образованы две буферные акустические камеры 27.The sound-absorbing design includes a fan 1 with retaining steps 2, a fan rectifier 3, a high-pressure compressor 4, a combustion chamber 5, high and low pressure turbines 6, 7, a mixer 8 at the outlet of the turbine path 9 and a jet nozzle 10. The sound-absorbing structure is made in the
Звукопоглощающая конструкция работает следующим образом. Определяющим параметром спектра шума со стороны перфорированной трактовой стенки 19 являются пики тонального шума вентилятора 1 и шум струи. Звуковое давление ~150-160 дБ, генерируемое дискретными гармониками тонального шума вентилятора 1 в условиях высокоскоростного (~200 м/сек) потока воздуха вентилятора, воспринимается перфорированной трактовой стенкой 19, пакетом 22 фронтового слоя сотового заполнителя в виде многочисленных сотовых ячеек - резонансных камер Гельмгольца и демпфируется в буферной акустической камере 27. Далее пониженный уровень звукового давления воспринимается второй перфорированной стенкой 20 и демпфируется в тыловом слое 23 сотового заполнителя. При этом слои сотового заполнителя 22, 23, а также поперечные стенки 13, 14, радиальные стенки 15, 16, трактовая стенка 19 и стенки 20 в полости вне тракта 21 имеют перфорацию, а стенка 18 силового корпуса выполнена сплошной. При работе двигателя потоки воздуха, отбрасываемые лопатками вентилятора 1, деформируются таким образом, что происходит резонансная отсечка частоты следования лопаток вентилятора в буферной акустической камере 27, т.е. происходит резонансное затухание косых волн, отраженных стенкой 18 силового корпуса. При этом происходит оптимальное, в диапазоне частот 1200-5000 Гц, поглощение звука при минимизации потерь давления и тяги двигателя. Заявляемое изобретение повышает эффективность звукопоглощения в турбовентиляторном авиационном двигателе и обеспечивает надежную виброакустическую прочность и запасы по шуму согласно Главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года.Sound-absorbing design works as follows. The determining parameter of the noise spectrum from the side of the
Источники информацииSources of information
1. RU, патент №1324376, F 02 C 7/24, 18.04.2003 г.1. RU, patent No. 1324376, F 02 C 7/24, 04/18/2003
2. Журнал \Аэрокосмический курьер\ №2, 2003 г., стр. 32, рис.1.2. Magazine \ Aerospace Courier \ No. 2, 2003, p. 32, Fig. 1.
3. Журнал \Аэрокосмический курьер\ №2, 2003 г., стр. 28, 29, рис.1, 3.3. Magazine \ Aerospace Courier \ No. 2, 2003, p. 28, 29, Fig. 1, 3.
4. US, патент №6173807, F 02 K 1/00, 13.04.1998 г. - прототип.4. US patent No. 6173807, F 02 K 1/00, 04/13/1998, the prototype.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003133657/06A RU2260703C2 (en) | 2003-11-18 | 2003-11-18 | Gas-turbine engine duct noise-absorbing structure |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003133657/06A RU2260703C2 (en) | 2003-11-18 | 2003-11-18 | Gas-turbine engine duct noise-absorbing structure |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003133657A RU2003133657A (en) | 2005-04-20 |
| RU2260703C2 true RU2260703C2 (en) | 2005-09-20 |
Family
ID=35634700
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003133657/06A RU2260703C2 (en) | 2003-11-18 | 2003-11-18 | Gas-turbine engine duct noise-absorbing structure |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2260703C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2560639C1 (en) * | 2014-10-20 | 2015-08-20 | Открытое Акционерное Общество "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" | Method of manufacturing of sound absorber in turbo-jet engine |
| RU2615090C2 (en) * | 2012-11-12 | 2017-04-03 | Хексел Корпорейшн | Noise-absorbing structure and manufacturing method, jet engine (versions) and method for ensuring its thermal insulation and noise reduction (versions) |
| RU2671609C1 (en) * | 2013-12-20 | 2018-11-02 | Снекма | Housing made from organic-matrix composite material promoting discharge of smoke |
-
2003
- 2003-11-18 RU RU2003133657/06A patent/RU2260703C2/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| КАБЛОВ Е. и др. Новые материалы для повышения технологичности силовых установок. Аэрокосмический курьер. 2003, № 2, с. 28-29. рис. 1, 3. РОМАШИН А. и др. Неметаллические композиции для звукопоглощающих конструкций. Аэрокосмический курьер. 2003, № 2, с. 32. рис. 1. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2615090C2 (en) * | 2012-11-12 | 2017-04-03 | Хексел Корпорейшн | Noise-absorbing structure and manufacturing method, jet engine (versions) and method for ensuring its thermal insulation and noise reduction (versions) |
| RU2671609C1 (en) * | 2013-12-20 | 2018-11-02 | Снекма | Housing made from organic-matrix composite material promoting discharge of smoke |
| RU2560639C1 (en) * | 2014-10-20 | 2015-08-20 | Открытое Акционерное Общество "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" | Method of manufacturing of sound absorber in turbo-jet engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2003133657A (en) | 2005-04-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6182787B1 (en) | Rigid sandwich panel acoustic treatment | |
| US7784283B2 (en) | Sound-absorbing exhaust nozzle center plug | |
| US9334059B1 (en) | Acoustic panel liner for an engine nacelle | |
| US20190272812A1 (en) | Continuous degree of freedom acoustic cores | |
| CN110312853B (en) | Acoustic liner and method of forming an acoustic liner | |
| JP4772272B2 (en) | Acoustic liner, fluid compression device and method of using the same | |
| US10174675B2 (en) | Acoustic liner for gas turbine engine components | |
| RU2578768C2 (en) | Acoustic processing sandwiched panel, turbojet engine nacelle and turbojet engine | |
| US7124856B2 (en) | Acoustic liner for gas turbine engine | |
| US20180245515A1 (en) | Acoustic liner having multiple layers | |
| JP4088155B2 (en) | Double-layer acoustic liner, fluid compression apparatus and method of use thereof | |
| US9670878B2 (en) | Cellular acoustic structure for a turbojet engine and turbojet engine incorporating at least one such structure | |
| RU2472042C2 (en) | Structural or non-structural connecting support of compressor crankcase of jet turbine engine; intermediate crankcase of jet turbine engine, and jet turbine engine | |
| US12092033B2 (en) | Integration of a fan flutter damper in an engine casing | |
| CN105493176A (en) | Sound wave guide for use in acoustic structures | |
| US20210215122A1 (en) | Output cone of an aircraft propulsive assembly forming an acoustic treatment system with at least two degrees of freedom | |
| EP2788601A1 (en) | Element for sound absorption mounted on aircraft components | |
| GB2026622A (en) | Blade for Fluid Flow Machine | |
| US20180135515A1 (en) | System and method for fluid acoustic treatment | |
| RU2260703C2 (en) | Gas-turbine engine duct noise-absorbing structure | |
| US20150068837A1 (en) | Thin panel for absorbing acoustic waves emitted by a turbojet engine of an aircraft nacelle, and nacelle equipped with such a panel | |
| RU2230208C2 (en) | Sound-absorbing device in two-circuit turbojet engine | |
| RU2267628C1 (en) | Sound-absorbing panel for turbofan passage | |
| US20220099022A1 (en) | Noise reducing device having an obliquely pierced honeycomb structure | |
| RU2280186C2 (en) | Sound absorber of double-flow turbojet engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |