RU2381377C2 - Способ снижения шумовой эмиссии в задней части газотурбинного двигателя и усовершенствованный газотурбинный двигатель - Google Patents
Способ снижения шумовой эмиссии в задней части газотурбинного двигателя и усовершенствованный газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2381377C2 RU2381377C2 RU2007146996/06A RU2007146996A RU2381377C2 RU 2381377 C2 RU2381377 C2 RU 2381377C2 RU 2007146996/06 A RU2007146996/06 A RU 2007146996/06A RU 2007146996 A RU2007146996 A RU 2007146996A RU 2381377 C2 RU2381377 C2 RU 2381377C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- zone
- coating
- thickness
- specified
- nozzle
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 11
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 45
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 45
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 4
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims description 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 3
- 230000000644 propagated effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 abstract description 2
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 5
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 3
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 2
- 239000011358 absorbing material Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/827—Sound absorbing structures or liners
-
- 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
- F05D2250/70—Shape
- F05D2250/71—Shape curved
- F05D2250/713—Shape curved inflexed
-
- 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
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24479—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including variation in thickness
- Y10T428/24488—Differential nonuniformity at margin
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)
- Supercharger (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
- Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
Abstract
Способ снижения шумовой эмиссии в задней части двухконтурного газотурбинного двигателя для летательного аппарата заключается в том, что сначала определяют критическую зону канала вентилятора, начинающуюся в горловине сопла и проходящую вперед, в которой любое возможное изменение геометрии указанного канала вентилятора и, следовательно, внутренней трубчатой поверхности задней части покрытия акустического ослабления, нанесенного на внутренней части внешнего обтекателя вентилятора, невозможно без изменения параметров указанного сопла. В конвергентной зоне передней части покрытия акустического ослабления внутреннюю трубчатую поверхность изменяют в направлении постепенного увеличения толщины указанного покрытия в направлении указанной задней части покрытия. Постепенное изменение толщины внутренней трубчатой поверхности непрерывной задней части покрытия продолжают до образования в последней зоны с увеличенной толщиной. Задний конец зоны с увеличенной толщиной соединяют с передним концом критической зоны посредством внутренней трубчатой поверхности с изогнутым профилем. Другое изобретение группы относится к двухконтурному газотурбинному двигателю, включающему покрытие акустического ослабления с кольцевым сечением, нанесенное на внутренней части внешнего обтекателя вентилятора и содержащее изогнутый профиль. Изогнутый профиль расположен между зоной с увеличенной толщиной, в которой толщина указанного покрытия, по меньшей мере, приблизительно равна толщине передней части покрытия, и критической зоной сопла. Изобретения позволяют увеличить степень ослабления шума в задней части двухконтурного газотурбинного двигателя без существенного ухудшения его работы. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к способу снижения шумовой эмиссии в задней части двухконтурного газотурбинного двигателя для летательного аппарата, а также к газотурбинному двигателю, усовершенствованному путем реализации данного способа.
Известно, что двухконтурные газотурбинные двигатели имеют гондолу, окружающую спереди отверстие воздухозаборника и содержащую вентилятор для холодного потока, центральный генератор горячего потока и канал вентилятора с кольцевым сечением, в котором имеется сопло для холодного потока, причем указанный канал вентилятора образован между внутренним обтекателем, окружающим указанный центральный генератор горячего потока, и внутренней трубчатой поверхностью покрытия акустического ослабления с кольцевым сечением, нанесенного на внутренней части внешнего обтекателя вентилятора, образующего заднюю часть указанной гондолы, при этом указанное покрытие имеет переднюю часть, расположенную вверх по потоку от указанного сопла и имеющую оптимальную толщину для акустического ослабления шума, создаваемого указанным вентилятором и передаваемого указанным холодным потоком, а также заднюю часть, стыкующуюся с указанной передней частью и расположенную по обе стороны от горловины указанного сопла, при этом указанная задняя часть покрытия имеет толщину, которая уменьшается к заднему концу указанного внешнего обтекателя вентилятора, ограничивающего кольцевое выпускное отверстие для указанного холодного потока, и указанная передняя часть покрытия имеет в районе ее стыка с указанной задней частью покрытия конвергентную зону, в которой ее внутренняя трубчатая поверхность начинает приближаться к указанному соплу.
Так как задняя часть указанного покрытия акустического ослабления имеет уменьшающуюся толщину, которая меньше, чем указанная оптимальная толщина передней части - за исключением, возможно, места стыка с последней - эта задняя часть не может иметь оптимальных шумопоглощающих характеристик.
Кроме того, форма внутренней трубчатой поверхности покрытия акустического ослабления, особенно напротив указанного сопла, то есть на уровне указанной задней части, определяется таким образом, чтобы в сочетании с формой указанного внутреннего обтекателя центрального генератора горячего потока характеристики указанного сопла и, следовательно, характеристики указанного газотурбинного двигателя были оптимальными. Поэтому невозможно изменять форму указанной внутренней трубчатой поверхности покрытия акустического ослабления без снижения характеристик газотурбинного двигателя.
Однако авторами обнаружено, что при определенных условиях можно значительно увеличить степень шумопоглощения в задней части указанного покрытия путем изменения его формы, при этом характеристики газотурбинного двигателя уменьшаются незначительно в допустимых пределах.
Для этой цели в соответствии с данным изобретением описанный ниже способ снижения шумовой эмиссии в задней части двухконтурного газотурбинного двигателя характеризуется тем, что:
- определяется критическая зона канала вентилятора, начинающегося в указанной горловине сопла и продолжающегося вперед, в которой любое возможное изменение геометрии указанного канала вентилятора и, следовательно, внутренней трубчатой поверхности задней части покрытия невозможно без необходимости изменения параметров указанного сопла;
- в указанной конвергентной зоне передней части покрытия внутренняя трубчатая поверхность изменяется в направлении постепенного увеличения толщины указанного покрытия к его задней части, при этом постепенное изменение толщины внутренней трубчатой поверхности примыкающей задней части покрытия продолжается до образования последней зоны с увеличенной толщиной, в которой толщина, по меньшей мере, равна указанной оптимальной толщине;
- задний конец указанной зоны с увеличенной толщиной соединяется с передним концом указанной критической зоны с помощью внутренней трубчатой поверхности с изогнутым профилем.
Таким образом, благодаря настоящему изобретению шумопоглощающие свойства указанной задней части покрытия усиливаются путем обеспечения передней зоны у задней части покрытия, то есть передней зоны, которая в определенных случаях может иметь осевую длину, соответствующую примерно четвертой части общей осевой длины указанной задней части покрытия, выполненной с толщиной, равной указанной оптимальной толщине передней части покрытия.
Предпочтительно, если длина указанной критической зоны определяется тем фактом, что число Маха для холодного потока в этом месте изменяется от 0,8 (в передней части) до примерно 1 (в горловине). Любое изменение геометрии внутренней трубчатой поверхности указанного покрытия акустического ослабления в этой критической зоне должно быть исключено, так как это приводит к значительным изменениям параметров сопла.
Кроме того, что касается постепенного изменения формы покрытия акустического ослабления, то целесообразно, чтобы оно начиналось в указанной конвергентной зоне, в которой холодный поток ускоряется, так как указанное изменение начинается при относительно малом числе Маха, например, находящемся в пределах от 0,4 до 0,55. Отсюда следует, что от указанной конвергентной зоны передней части покрытия до переднего конца критической зоны изменение формы (включая указанную внутреннюю трубчатую поверхность с изогнутым профилем) происходит в диапазоне значений числа Маха от примерно 0,45 до 0,8.
Конечно, указанная внутренняя трубчатая поверхность с изогнутым профилем ни в коем случае не должна вызывать инверсию градиента давления, что незамедлительно приведет к отрыву пограничного слоя. С этой целью параметр формы Hi указанного изогнутого профиля должен быть меньше 1,6.
На основании вышеизложенного было предложено, чтобы двухконтурный газотурбинный двигатель, усовершенствованный в соответствии с предлагаемым в данном изобретении способом, характеризовался тем, что покрытие акустического ослабления с кольцевым сечением, поддерживаемый изнутри с помощью указанного внешнего обтекателя вентилятора, имеет изогнутый профиль между передней зоной, в которой толщина указанного покрытия, по меньшей мере, приблизительно равна оптимальной толщине Е, и указанной критической зоной сопла.
Прилагаемые чертежи наглядно объясняют осуществление настоящего изобретения. На чертежах одинаковые элементы имеют одинаковые условные обозначения.
Фиг.1 схематично изображает продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя.
Фиг.2 схематично изображает в увеличенном масштабе вид в поперечном разрезе, показывающий известное трубчатое покрытие акустического ослабления, предусмотренное в канале вентилятора газотурбинного двигателя по фиг.1.
Фиг.3 показывает в виде, аналогичном фиг.2, трубчатое покрытие акустического ослабления, усовершенствованное в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.4 изображает в увеличенном масштабе вид с расширением в ортогональном направлении к оси указанного газотурбинного двигателя, части по фиг.3 в области усовершенствованного трубчатого покрытия акустического ослабления в соответствии с настоящим изобретением.
Известный двухконтурный двигатель для самолета, схематично показанный на фиг.1 в разрезе, проходящем через его продольную ось L-L, включает гондолу 1, окружающую спереди отверстие 2 воздухозаборника. Гондола 1 окружает вентилятор 3, центральный генератор горячего потока 4 и кольцевой канал 5 вентилятора для протекания холодного потока.
В канале 5 вентилятора расположено кольцевое выпускное отверстие 6, соответствующее задней кромке гондолы 1. Данный канал 5 вентилятора образуется между обтекателем 7, окружающим указанный центральный генератор горячего потока 4, и внутренней поверхностью 8 (см. фиг.2) трубчатого покрытия 9 акустического ослабления, поддерживаемого с помощью внешнего обтекателя 10 вентилятора, образующего заднюю часть указанной гондолы 1.
В канале 5 вентилятора обтекатель 7 и внутренняя поверхность 8 образуют сопло 11, которое заканчивается кольцевым выпускным отверстием 6 и горловина 12 которого находится в плоскости 13, поперечной относительно продольной оси L-L.
Трубчатое покрытие 9 акустического ослабления, например известного типа с ячейками из звукопоглощающего материала, состоит из двух непрерывных частей 9А и 9R, имеющих соответствующие внутренние поверхности 8А и 8R, образующие указанную внутреннюю поверхность 8 и сопрягающиеся по линии 14, плоскость которой является ортогональной к указанной оси L-L. Передняя часть 9А, располагающаяся значительно выше по потоку от сопла 11, имеет толщину Е, по меньшей мере, приблизительно постоянную, соответствующую оптимальному ослаблению шума, создаваемого вентилятором 3 и распространяемого холодным потоком, циркулирующим в канале 5 вентилятора. С другой стороны, задняя часть 9R, которая располагается по обе стороны от горловины 12 сопла 11 и которая проходит по осевой длине D, имеет толщину, которая постепенно уменьшается от указанной линии 14, где она равна оптимальной толщине Е, до кольцевого выпускного отверстия 6. Конечно, за счет уменьшающейся толщины, которая меньше оптимальной величины Е (за исключением линии 14), задняя часть 9R не может обеспечить оптимальное ослабление шума.
В описанной выше схеме холодный поток в канале вентилятора является дозвуковым и таким, при котором:
- напротив задней части 9R покрытия 9 акустического ослабления число Маха изменяется от примерно 0,55 на уровне линии 14 до примерно 1,0 на уровне кольцевого выпускного отверстия 6;
напротив передней части 9А указанного покрытия 9 существуют:
дивергентная верхняя зона 17U, в которой указанный холодный поток замедляется и в которой число Маха изменяется от примерно 0,5 до примерно 0,4;
конвергентная нижняя зона 17D, в которой указанный холодный поток ускоряется и в которой число Маха изменяется от примерно 0,4 до примерно 0,55.
Как описано выше, целью настоящего изобретения является увеличение в заднем направлении передней части 9А оптимальной толщины Е за счет зоны 9А' длиной d для того, чтобы уменьшить заднюю часть 9R с уменьшающейся толщиной до зоны 9R' с уменьшенной длиной D-d (см. фиг.3) при незначительном снижении характеристик газотурбинного двигателя.
Следовательно, как показано в увеличенном масштабе на фиг.4:
- вначале определяют критическую зону 15 канала 5 вентилятора, начиная от плоскости 13 горловины 12 сопла в направлении перемещения к передней части до передней границы 16, критической зоны, в которой любое изменение геометрии внутренней трубчатой поверхности 8R задней части покрытия 9R невозможно без необходимости изменения параметров указанного сопла. Критическая зона 15 определяется, например, тем фактом, что на указанной передней границе 16 число Маха холодного потока уже достигает значения, по меньшей мере, приблизительно равного 0,8, чтобы достигнуть значения, приблизительно равного 1, в горловине 12 сопла;
- в верхней зоне 17D напротив передней части 9А покрытия, в которой последняя начинает приближаться к горловине 12 сопла и в которой число Маха холодного потока находится в пределах от примерно 0,4 до примерно 0,44, внутренняя трубчатая поверхность 8А изменяется в направлении постепенного увеличения толщины (см. линию 8А') указанного покрытия, в направлении задней части покрытия 9, и это постепенное увеличение толщины внутренней трубчатой поверхности непрерывной задней части покрытия продолжается до образования в последней зоны 18, имеющей длину d и увеличенную толщину, в которой толщина, по меньшей мере, равна указанной оптимальной толщине Е;
- задний конец 19 указанной зоны 18 соединяется с передним концом 16 критической зоны 15 с помощью внутренней трубчатой поверхности с изогнутым профилем 20, параметр формы которого Hi равен самое большее 1,6.
Таким образом, длина d зоны 18 определяется положением горловины 12 сопла, осевой длиной критической зоны 15 и осевой длиной внутренней трубчатой поверхности с изогнутым профилем 20. Эта длина d в некоторых случаях может соответствовать примерно четвертой части длины D задней части покрытия 9R, чтобы обеспечить значительное увеличение степени ослабления шума без существенного ухудшения работы газотурбинного двигателя.
Claims (5)
1. Способ снижения шумовой эмиссии в задней части двухконтурного газотурбинного двигателя для летательного аппарата, причем указанный газотурбинный двигатель содержит гондолу (1), ограничивающую спереди отверстие (2) воздухозаборника и содержащую вентилятор (3) холодного потока, центральный генератор (4) горячего потока и канал (5) вентилятора с кольцевым сечением, снабженный соплом (11) для холодного потока, причем указанный канал (5) вентилятора образуется между внутренним обтекателем (7), окружающим указанный центральный генератор (4) горячего потока, и внутренней трубчатой поверхностью (8) покрытия (9) акустического ослабления с кольцевым сечением, нанесенного на внутренней части внешнего обтекателя (10) вентилятора, образующего заднюю часть указанной гондолы (1), при этом указанное покрытие (9) содержит переднюю часть (9А), расположенную вверху по потоку от указанного сопла (11) и имеющую толщину (Е) для акустического ослабления шума, создаваемого указанным вентилятором и распространяемого указанным холодным потоком, а также заднюю часть (9R), сопрягающуюся с указанной передней частью (9А) и расположенную по обе стороны от горловины (12) указанного сопла (11), при этом указанная задняя часть (9R) покрытия имеет толщину, которая уменьшается к заднему концу (6) указанного внешнего обтекателя (10) вентилятора, ограничивающего кольцевое выпускное отверстие для указанного холодного потока, и указанная передняя часть (9А) покрытия в области ее стыка с указанной задней частью (9R) покрытия имеет конвергентную зону (17D), в которой ее внутренняя трубчатая поверхность (8А) начинает конвергировать к указанному соплу (11), отличающийся тем, что
определяют критическую зону (15) канала вентилятора, начинающуюся в указанной горловине (12) сопла и проходящую вперед, в которой любое возможное изменение геометрии указанного канала (5) вентилятора и, следовательно, внутренней трубчатой поверхности (8R) задней части (9R) покрытия невозможно без изменения параметров указанного сопла;
в указанной конвергентной зоне (17D) передней части (9А) покрытия внутренняя трубчатая поверхность (8А) изменяется в направлении постепенного увеличения толщины указанного покрытия в направлении указанной задней части покрытия, причем постепенное изменение толщины внутренней трубчатой поверхности непрерывной задней части покрытия продолжается до образования в последней зоны (18) с увеличенной толщиной, в которой толщина, по меньшей мере, равна указанной толщине (Е); и
задний конец (19) указанной зоны (18) с увеличенной толщиной соединяется с передним концом (16) указанной критической зоны (15) посредством внутренней трубчатой поверхности (20) с изогнутым профилем.
определяют критическую зону (15) канала вентилятора, начинающуюся в указанной горловине (12) сопла и проходящую вперед, в которой любое возможное изменение геометрии указанного канала (5) вентилятора и, следовательно, внутренней трубчатой поверхности (8R) задней части (9R) покрытия невозможно без изменения параметров указанного сопла;
в указанной конвергентной зоне (17D) передней части (9А) покрытия внутренняя трубчатая поверхность (8А) изменяется в направлении постепенного увеличения толщины указанного покрытия в направлении указанной задней части покрытия, причем постепенное изменение толщины внутренней трубчатой поверхности непрерывной задней части покрытия продолжается до образования в последней зоны (18) с увеличенной толщиной, в которой толщина, по меньшей мере, равна указанной толщине (Е); и
задний конец (19) указанной зоны (18) с увеличенной толщиной соединяется с передним концом (16) указанной критической зоны (15) посредством внутренней трубчатой поверхности (20) с изогнутым профилем.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что переднюю границу (16) указанной критической зоны (15) определяют по тому, что число Маха холодного потока в ней, по меньшей мере, приблизительно равно 0,8.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в указанной конвергентной зоне (17D) передней части (9А) покрытия указанное постепенное изменение формы начинается, когда число Маха холодного потока находится между примерно 0,4 и примерно 0,55.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что указанный изогнутый профиль (20) выполнен так, чтобы не вызывать отрыва пограничного слоя.
5. Двухконтурный газотурбинный двигатель для реализации способа по одному из пп.1-4, отличающийся тем, что покрытие акустического ослабления с кольцевым сечением, нанесенное на внутренней части внешнего обтекателя вентилятора (10), содержит изогнутый профиль (20) между зоной (18) с увеличенной толщиной, в которой толщина указанного покрытия, по меньшей мере, приблизительно равна толщине (Е) передней части (9А) покрытия (9), и указанной критической зоной (15) сопла.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0504963A FR2885955B1 (fr) | 2005-05-18 | 2005-05-18 | Procede pour reduire les emissions sonores a l'arriere d'un turbomoteur et turbomoteur ainsi perfectionne. |
| FR0504963 | 2005-05-18 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007146996A RU2007146996A (ru) | 2009-06-27 |
| RU2381377C2 true RU2381377C2 (ru) | 2010-02-10 |
Family
ID=35520159
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007146996/06A RU2381377C2 (ru) | 2005-05-18 | 2006-05-11 | Способ снижения шумовой эмиссии в задней части газотурбинного двигателя и усовершенствованный газотурбинный двигатель |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7654363B2 (ru) |
| EP (1) | EP1882096B1 (ru) |
| JP (1) | JP4769296B2 (ru) |
| CN (1) | CN100564859C (ru) |
| AT (1) | ATE503099T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0612420A2 (ru) |
| CA (1) | CA2608373C (ru) |
| DE (1) | DE602006020856D1 (ru) |
| FR (1) | FR2885955B1 (ru) |
| RU (1) | RU2381377C2 (ru) |
| WO (1) | WO2006123035A1 (ru) |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2905734B1 (fr) * | 2006-09-07 | 2012-07-13 | Airbus France | Dispositif permettant d'ameliorer l'efficacite des traitements acoustiques dans un conduit d'une motorisation d'aeronef |
| FR2914020B1 (fr) * | 2007-03-23 | 2009-04-24 | Airbus France Sas | Procede pour reduire les emissions sonores a l'arriere d'un turbomoteur et turbomoteur perfectionne par le procede |
| US7578369B2 (en) * | 2007-09-25 | 2009-08-25 | Hamilton Sundstrand Corporation | Mixed-flow exhaust silencer assembly |
| FR2921977B1 (fr) * | 2007-10-08 | 2012-09-21 | Airbus France | Turbomoteur a double flux pour aeronef |
| FR2923270B1 (fr) * | 2007-11-06 | 2014-01-31 | Airbus France | Turbomoteur a tuyere de flux froid adaptee |
| US8783605B2 (en) * | 2010-12-28 | 2014-07-22 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Flight vehicle, propulsion system and thrust vectoring system |
| FR2986831A1 (fr) * | 2012-02-10 | 2013-08-16 | Snecma | Procede pour definir la forme d'une tuyere convergente-divergente d'une turbomachine et tuyere convergente-divergente correspondante. |
| GB2542287B (en) * | 2014-09-03 | 2018-11-28 | Boeing Co | Core cowl for a turbofan engine |
| US10094332B2 (en) * | 2014-09-03 | 2018-10-09 | The Boeing Company | Core cowl for a turbofan engine |
Family Cites Families (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4235303A (en) * | 1978-11-20 | 1980-11-25 | The Boeing Company | Combination bulk absorber-honeycomb acoustic panels |
| FR2685386B1 (fr) * | 1991-12-20 | 1994-03-25 | Propulsion Ste Europeenne | Systeme d'amortissement des instabilites de combustion haute frequence dans une chambre de combustion. |
| US5402964A (en) * | 1993-10-25 | 1995-04-04 | Wygnanski; Israel J. | Interference with vortex formation and control of fluid flow to reduce noise and change flow stability |
| US5478199A (en) * | 1994-11-28 | 1995-12-26 | General Electric Company | Active low noise fan assembly |
| US5638675A (en) * | 1995-09-08 | 1997-06-17 | United Technologies Corporation | Double lobed mixer with major and minor lobes |
| US5823739A (en) * | 1996-07-03 | 1998-10-20 | United Technologies Corporation | Containment case for a turbine engine |
| US5934607A (en) * | 1997-01-21 | 1999-08-10 | Lockheed Martin Corporation | Shock suppression supersonic aircraft |
| JPH11230094A (ja) * | 1997-12-16 | 1999-08-24 | United Technol Corp <Utc> | ガスタービンエンジン |
| US6314721B1 (en) * | 1998-09-04 | 2001-11-13 | United Technologies Corporation | Tabbed nozzle for jet noise suppression |
| DE60019264T2 (de) * | 1999-01-04 | 2006-02-16 | Allison Advanced Development Co., Indianapolis | Abgasmischvorrichtung und gerät mit einer solchen vorrichtung |
| US6502383B1 (en) * | 2000-08-31 | 2003-01-07 | General Electric Company | Stub airfoil exhaust nozzle |
| US6615576B2 (en) * | 2001-03-29 | 2003-09-09 | Honeywell International Inc. | Tortuous path quiet exhaust eductor system |
| US6505706B2 (en) * | 2001-06-14 | 2003-01-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Exhaust flow guide for jet noise reduction |
| US6571549B1 (en) * | 2001-10-05 | 2003-06-03 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Jet noise suppressor |
| US6658839B2 (en) * | 2002-02-28 | 2003-12-09 | The Boeing Company | Convergent/divergent segmented exhaust nozzle |
| GB0223697D0 (en) * | 2002-10-14 | 2002-11-20 | Rolls Royce Plc | Acoustic liner for gas turbine engineers |
| US7631483B2 (en) * | 2003-09-22 | 2009-12-15 | General Electric Company | Method and system for reduction of jet engine noise |
-
2005
- 2005-05-18 FR FR0504963A patent/FR2885955B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-05-11 RU RU2007146996/06A patent/RU2381377C2/ru active
- 2006-05-11 CA CA2608373A patent/CA2608373C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-05-11 AT AT06764598T patent/ATE503099T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-05-11 CN CNB2006800170434A patent/CN100564859C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-05-11 BR BRPI0612420-8A patent/BRPI0612420A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-05-11 WO PCT/FR2006/001052 patent/WO2006123035A1/fr active Application Filing
- 2006-05-11 DE DE602006020856T patent/DE602006020856D1/de active Active
- 2006-05-11 JP JP2008511746A patent/JP4769296B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-05-11 US US11/913,653 patent/US7654363B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-05-11 EP EP06764598A patent/EP1882096B1/fr not_active Not-in-force
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4769296B2 (ja) | 2011-09-07 |
| WO2006123035A1 (fr) | 2006-11-23 |
| JP2008545916A (ja) | 2008-12-18 |
| RU2007146996A (ru) | 2009-06-27 |
| ATE503099T1 (de) | 2011-04-15 |
| EP1882096B1 (fr) | 2011-03-23 |
| CN101175913A (zh) | 2008-05-07 |
| BRPI0612420A2 (pt) | 2010-11-09 |
| FR2885955A1 (fr) | 2006-11-24 |
| DE602006020856D1 (de) | 2011-05-05 |
| CA2608373C (fr) | 2013-02-19 |
| CA2608373A1 (fr) | 2006-11-23 |
| US20080217101A1 (en) | 2008-09-11 |
| US7654363B2 (en) | 2010-02-02 |
| FR2885955B1 (fr) | 2007-06-22 |
| EP1882096A1 (fr) | 2008-01-30 |
| CN100564859C (zh) | 2009-12-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2381377C2 (ru) | Способ снижения шумовой эмиссии в задней части газотурбинного двигателя и усовершенствованный газотурбинный двигатель | |
| EP1340901B1 (en) | Noise attenuating segmented exhaust nozzle | |
| US8186942B2 (en) | Nacelle assembly with turbulators | |
| EP2148064B1 (en) | Gas turbine engine nacelle | |
| US9249755B2 (en) | Method for defining the shape of a turbomachine convergent-divergent nozzle, and corresponding convergent-divergent nozzle | |
| US8356468B2 (en) | Gas turbine engine nozzle configurations | |
| JP2017133497A (ja) | ガスタービンエンジンのための排気ノズル | |
| USRE47304E1 (en) | Nozzle arrangement and method of making the same | |
| US4192336A (en) | Noise suppression refracting inlet for jet engines | |
| JPH05193587A (ja) | 円弧輪郭を有する航空機エンジンナセル | |
| US8959924B2 (en) | Aircraft turbofan engine | |
| US8544278B2 (en) | Turboshaft engine with reduced noise emission for aircraft | |
| EP2865874A2 (en) | Methods and apparatus for passive thrust vectoring and plume deflection | |
| CN105464838B (zh) | 用于被动推力导向和羽流偏转的方法和装置 | |
| US8607452B2 (en) | Method for reducing sound output at the back of a turbo engine and turbo engine improved by this method | |
| US20040244357A1 (en) | Divergent chevron nozzle and method | |
| JP2017078413A (ja) | 横風性能を改良した航空機エンジンのスピナ | |
| CA2857927C (fr) | Tuyere convergente-divergente de turbomachine | |
| CA2666190C (en) | Nacelle drag reduction device for a turbofan gas turbine engine | |
| US20160076448A1 (en) | Air inlet arrangement and method of making the same | |
| CA2980794A1 (fr) | Dispositif a grilles d'ejection de microjets pour la reduction du bruit de jet d'une turbomachine | |
| US20160215727A1 (en) | Afterbody for a mixed-flow turbojet engine comprising a lobed mixer and chevrons with a non-axisymmetric inner surface | |
| GB2244098A (en) | Variable configuration gas turbine engine | |
| JP6180005B2 (ja) | ノズル構造体およびノズル構造体の製造方法 | |
| GB2259114A (en) | Aircraft engine nacelle profile |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |