RU2397350C2 - Устройство для охлаждения сопла первого контура турбореактивного двухконтурного двигателя - Google Patents
Устройство для охлаждения сопла первого контура турбореактивного двухконтурного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2397350C2 RU2397350C2 RU2007104966/06A RU2007104966A RU2397350C2 RU 2397350 C2 RU2397350 C2 RU 2397350C2 RU 2007104966/06 A RU2007104966/06 A RU 2007104966/06A RU 2007104966 A RU2007104966 A RU 2007104966A RU 2397350 C2 RU2397350 C2 RU 2397350C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wall
- air
- engine
- cooling
- nozzle
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 44
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims description 10
- 239000000463 material Substances 0.000 abstract description 11
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 8
- 229910001026 inconel Inorganic materials 0.000 description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 5
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 4
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 4
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 229910019589 Cr—Fe Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000010348 incorporation Methods 0.000 description 1
- BULVZWIRKLYCBC-UHFFFAOYSA-N phorate Chemical compound CCOP(=S)(OCC)SCSCC BULVZWIRKLYCBC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
Images
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
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
-
- 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
-
- 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)
Abstract
Турбореактивный двухконтурный двигатель включает кожух, определяющий вместе с гондолой кольцевой канал, выполненный с возможностью прохода по нему вторичного потока воздуха, создаваемого вентилятором. На гондоле, за двигателем, закреплено сопло первого контура, имеющее с одной стороны внутреннюю стенку, выполненную с возможностью направлять основной горячий поток, создаваемый двигателем, а с другой стороны - наружную стенку, контактирующую с вторичным потоком воздуха. Внутренняя стенка оснащена устройством для глушения шума и листовым элементом, оснащенным устройством для распределения охлаждающего воздуха вдоль внутренней стенки. Устройство для глушения шума расположено по ходу потока за устройством для распределения охлаждающего воздуха. Наружная стенка содержит устройство для охлаждения внутренней стенки. Другое изобретение группы относится к соплу первого контура, выполненному как описано выше. Изобретения позволяют использовать при изготовлении сопла первого контура материалы с меньшей плотностью и термостойкостью, обеспечивая компенсацию массы устройства для глушения шума, применяемого в сопле. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.
Description
Настоящее изобретение относится, с одной стороны, к турбореактивному двухконтурному двигателю (ТРДД), используемому в авиации, а с другой - к соплу первого контура, входящему в состав такого двигателя.
Из документа FR 2834533 известен ТРДД, содержащий двигатель, целиком размещенный в цилиндрической гондоле, внутренняя стенка которой ограничивает, вместе с кожухом двигателя, кольцевой канал, по которому проходит создаваемый вентилятором вторичный поток. Указанная гондола содержит входное отверстие для воздуха, расположенное перед двигателем, находящиеся в его среднем сечении устройство для реверсирования тяги и общее реактивное сопло первого контура и вторичного контура, выходное отверстие которого располагается за двигателем. Предусмотрены также устройства, предназначенные для охлаждения общего сопла, в частности, в тех случаях, когда устройство для реверсирования тяги находится в положении, при котором вторичный поток отклоняется наружу и в направлении передней части гондолы, переставая при этом обтекать наружную стенку указанного общего сопла. Благодаря такой конструкции удается, в конечном счете, выбрать для изготовления такого общего сопла менее плотный материал.
Однако хотя и было предложено техническое решение, позволяющее уменьшить совокупную массу общего сопла, применяемого в подобных турбореактивных двигателях, это еще не решило задачу, связанную с тем, что для соблюдения установленных в авиастроении международных нормативов специалисты вынуждены постоянно прилагать усилия к созданию турбореактивного двигателя, который был бы оснащен расположенным за двигателем соплом первого контура с более значительным глушением шума и с максимально возможным ограничением совокупной массы. Дело в том, что традиционно используемые сопла первого контура выполняют с наружной и внутренней стенками, изготовленными, соответственно, из титана и инконеля (аустенитного сплава Ni-Cr-Fe), с учетом высокой термостойкости и хороших собственных механических характеристик этих материалов. Тем не менее, поскольку совокупная масса такого сопла первого контура достаточно велика, встраивание дополнительных средств глушения шума представляет собой трудноразрешимую задачу.
Цель заявленного изобретения состоит в решении указанных выше задач, для чего предложен двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий собственно двигатель, размещенный в гондоле, причем указанный двигатель имеет кожух, ограничивающий вместе с гондолой кольцевой канал, выполненный с возможностью прохода по нему вторичного потока воздуха, создаваемого вентилятором, расположенным по движению воздушного потока перед двигателем, при этом на гондоле, за двигателем, закреплено сопло первого контура, имеющее с одной стороны внутреннюю стенку, выполненную с возможностью направлять горячий основной поток, создаваемый двигателем, а с другой стороны - наружную стенку, контактирующую с вторичным потоком воздуха, отличающийся тем, что, по меньшей мере, часть внутренней стенки оснащена средствами глушения шума и тем, что наружная стенка содержит средства охлаждения внутренней стенки.
Таким образом, в турбореактивном двигателе согласно изобретению благодаря наличию средств охлаждения внутренней стенки появилась возможность применить для изготовления сопла первого контура материалы с меньшей плотностью, но с более низкой термостойкостью. В результате удалось компенсировать дополнительную массу, возникающую из-за включения во внутреннюю стенку средств глушения шума.
В соответствии с одним из предпочтительных вариантов осуществления устройство для охлаждения внутренней стенки содержит по меньшей мере одно устройство для забора охлаждающего воздуха. Предпочтительно, каждое устройство для забора охлаждающего воздуха выполнено в виде воздухозаборника, встроенного в наружную стенку и рассчитанного на то, чтобы захватывать воздух, поступающий из вторичного потока воздуха.
Предпочтительно, внутренняя стенка содержит листовой элемент, оснащенный устройством для распределения охлаждающего воздуха вдоль этой внутренней стенки. При этом воздух, захватываемый каждым устройством для забора охлаждающего воздуха, доходит до указанного распределяющего устройства, предпочтительно выполненного в виде сетки из отверстий, просверленных в указанном листовом элементе, а затем он омывает поверхность внутренней стенки, что в итоге позволяет защитить ее от создаваемого двигателем горячего основного потока.
Предпочтительно, устройство для глушения шума, которым оснащена внутренняя стенка, выполнено в виде многослойной панели, расположенной за устройством для распределения охлаждающего воздуха.
В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения устройство для охлаждения внутренней стенки содержит по меньшей мере один канал, расположенный между устройством для забора охлаждающего воздуха и устройством для распределения охлаждающего воздуха.
Заявленное изобретение также относится к соплу первого контура, предназначенному для установки за двигателем летательного аппарата и отличающемуся тем, что оно имеет наружную стенку, оснащенную устройством для охлаждения внутренней стенки, содержащей устройство для глушения шума.
Согласно данному изобретению устройство для охлаждения внутренней стенки предпочтительно содержит по меньшей мере одно устройство для забора охлаждающего воздуха. Кроме того, указанное устройство для забора охлаждающего воздуха предпочтительно выполнено в виде воздухозаборника, встроенного в наружную стенку и предназначенного для забора воздуха, поступающего из вторичного потока воздуха.
Предпочтительно, внутренняя стенка содержит листовой элемент, оснащенный устройством для распределения охлаждающего воздуха, расположенным по ходу воздуха до устройства для глушения шума.
Кроме того, устройство для глушения шума, которым оснащена внутренняя стенка, предпочтительно выполнено в виде многослойной панели, расположенной за устройством для распределения охлаждающего воздуха.
В соответствии с одним из вариантов осуществления устройство для охлаждения внутренней стенки содержит, по меньшей мере, один канал, расположенный между заборным устройством для охлаждающего воздуха и распределяющим устройством для охлаждающего воздуха.
Ниже в целях разъяснения сущности изобретения приводится его подробное описание со ссылками на прилагаемые чертежи, где:
на фиг.1 схематически показан в разрезе турбореактивный двигатель, снабженный соплом первого контура;
на фиг.2 схематически показан вид в разрезе сопла первого контура в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения;
на фиг.3 показан частичный вид в увеличенном масштабе сопла, представленного на фиг.2;
на фиг.4 представлен в аксонометрии вид спереди сопла первого контура в соответствии со вторым вариантом осуществления;
на фиг.5 показан вид сбоку сопла, представленного на фиг.4;
на фиг.6 показан поперечный разрез сопла, представленного на фиг.4;
на фиг.7 показан в аксонометрии вид воздухозаборника для сопла, представленного фиг.4;
на фиг.8 показан вид сверху воздухозаборника, представленного на фиг.7;
на фиг.9 показан вид в разрезе воздухозаборника, представленного на фиг.7.
Турбореактивный двигатель 1, показанный на фиг.1, в целом содержит гондолу 2, охватывающую двухконтурный двигатель 3, содержащий камеру сгорания 3b.
Посредством вращения лопастей вентилятора 3а, двигатель 3 создает на выходе из гондолы 2 два воздушных потока, а именно поток 4 горячего воздуха, выходящий из камеры сгорания 3b, и поток 5 холодного воздуха, или, так называемый, вторичный поток, который циркулирует снаружи двигателя между внутренней стенкой 7 гондолы 2 и наружной стенкой кожуха 8. окружающего двигатель 3. Таким образом, поток 4 горячего воздуха имеет высокую температуру порядка 750°С, а поток 5 холодного воздуха - заметно меньшую температуру, составляющую около 100°С.
Эти два потока, 4 и 5, выбрасываются из турбореактивного двигателя 1 через заднюю часть гондолы 2. Точнее говоря, поток горячего воздуха 4 выбрасывается через реактивное сопло 6, называемое здесь соплом первого контура, закрепленное на выходе камеры сгорания 3b.
Как показано на фиг.2 и 3, сопло 6 первого контура имеет внутреннюю стенку 9, которую омывает поток 4 горячего воздуха, и наружную стенку 10, вдоль которой протекает поток 5 холодного воздуха. Внутренняя стенка 9 и наружная стенка 10 смыкаются в задней части сопла 6 первого контура, а спереди соединены друг с другом посредством ребра жесткости 11. Таким образом, элементы 9, 10 и 11 ограничивают некоторое внутреннее пространство 12.
Крепление сопла 6 первого контура к задней части двигателя 3 выполнено посредством крепежного фланца 13, являющегося продолжением внутренней стенки 9, и привинченного к крепежному фланцу 14 двигателя 3.
Кроме того, наружная стенка 10 слегка выдается вперед, за ребро жесткости 11, заканчиваясь уголком 15, не соединенным с ребром жесткости 11 и выполненным из гибких листов, обеспечивающих соединение с передним концом кожуха 8 двигателя.
Наружная стенка 10 изготовлена в виде листа из материала beta21s, в котором выполнены отверстия 16, в каждое из которых установлено по одному воздухозаборнику, закрепленному гайками 17. Эти отверстия 16 выполнены таким образом, чтобы они располагались под углом примерно 45° по обе стороны от точки крепления гондолы 2 и двигателя 3.
Упомянутый выше материал beta21s представляет собой титановый сплав производства компании TIMET, известный под коммерческим названием TIMETAL21S. Этот материал, в частности, подходит для авиастроения благодаря его отличным механических свойствам и малой плотности, которая приблизительно в два раза меньше плотности инконеля. Благодаря использованию этого материала достигается существенное снижение массы. Однако, учитывая, что крепежные фланцы 13, 14 и ребро жесткости 11 подвергаются на выходе камеры сгорания 3b прямому воздействию потока 4 горячего воздуха, их всегда выполняют из инконеля. Кроме того, следует понимать, что как инконель, так и beta21s приведены здесь исключительно в качестве примера, поскольку они широко применяются в данной отрасли, однако применение материалов, необходимых для устройства согласно изобретению, никоим образом не ограничивается этими примерами.
В соответствии с первым вариантом осуществления изобретения, представленным на фиг.2 и 3, в качестве воздухозаборников применены воздухозаборники 20 статического типа, называемые так по той причине, что они не выходят за пределы аэродинамических линий тока потока 5 холодного воздуха вдоль наружной стенки 10 сопла 6 первого контура. Такой статический воздухозаборник 20 содержит с одной стороны рамку 21, определяющую отверстие 22 и имеющую две боковых лапки 23, через которые проходят гайки 17 для крепления воздухозаборника 20 к верхней стенке 10, а с другой стороны - стенку 24, наклоненную относительно плоскости рамки 21 и предназначенную направлять поток 5 холодного воздуха, поступающего в статический воздухозаборник 20. Эта наклонная стенка 24 прикреплена спереди рамки 21 относительно направления потока 5 холодного воздуха и ограничена боковыми стенками 25. Длина и наклон указанной наклонной стенки 24 выбраны такими, чтобы обеспечивать забор и направление надлежащего количества холодного воздуха 5.
Во втором варианте осуществления заявленного изобретения, представленном на фиг.4-9, применены динамические воздухозаборники 30. Динамический воздухозаборник 30 отличается от статического воздухозаборника 20 лишь тем, что он имеет верхний элемент 31, перекрывающий заднюю часть рамки 21 и выходящий за пределы аэродинамических линий. Этот верхний элемент 31 имеет кромку 32, профилированную таким образом, чтобы создавать препятствие для потока холодного воздуха 5, направляя его к отверстию 22.
Тип воздухозаборника - статический воздухозаборник 20 или динамический воздухозаборник 30 - выбирают, исходя из количества холодного воздуха 5, которое они позволяют захватить, и требований создания избыточного давления во внутреннем пространстве 12 сопла 6 первого контура.
Внутреннюю стенку 9 выполняют также из листового элемента 40 изготовленного из материала beta21s, который легче инконеля, но обладает меньшей термостойкостью. Как раскрыто выше, внутренняя стенка 9 предназначена для контакта с потоком 4 горячего воздуха, поэтому нежелательно, чтобы она подвергалась его прямому воздействию без использования системы охлаждения.
Для того чтобы повысить термостойкость внутренней стенки 9, листовой элемент 40 с одной стороны имеет зону 41 вентиляции, выполненную в виде сетки из просверленных отверстий 42, образующих устройство для распределения охлаждающего воздуха. Кроме того, листовой элемент 40 имеет зону 43 глушения шума, находящуюся по направлению потока 4 горячего воздуха за зоной 41 вентиляции и содержащую звукопоглощающую многослойную панель 44, ориентированную в направлении потока 4 горячего воздуха. Уменьшение массы, достигаемое вследствие применения материала beta21s, позволяет установить такую многослойную панель 44, которая в случае ее выполнения из инконеля привела бы к излишнему утяжелению конструкции.
Во время работы поток 4 горячего воздуха из выходного отверстия камеры сгорания 3b поступает внутрь сопла 6 первого контура вдоль нижней стенки 9, в то время как поток 5 холодного воздуха после прохождения между внутренней стенкой 7 гондолы 2 и наружной стенкой кожуха 8 протекает снаружи сопла 6 первого контура вдоль верхней стенки 10.
Проходя вдоль верхней стенки 10, поток 5 холодного воздуха наталкивается на статические или динамические воздухозаборники, соответственно, 20 или 30, в зависимости от выбранного варианта осуществления, и поступает во внутреннее пространство 12, давление в котором повышается.
Течение потока 4 горячего воздуха возле нижней стенки 9 создает разрежение на уровне отверстий 42 зоны 41 вентиляции, в результате чего происходит выход холодного воздуха, находящегося во внутреннем пространстве 12 под более высоким давлением. При этом указанный воздух перемещается вдоль нижней стенки 9, образуя слой холодной текучей среды между указанной стенкой и потоком 4 горячего воздуха.
Здесь следует заметить, что сетка из просверленных отверстий 42 выполнена таким образом, чтобы холодный воздух, находящийся во внутреннем пространстве 12, выходил и протекал как можно ближе к нижней стенке 9.
Кроме того, в раскрытом здесь варианте осуществления, именно указанное внутреннее пространство 12 играет роль канала между статическими или динамическими воздухозаборниками, соответственно 20 или 30, и отверстиями 42. Однако вполне возможно выполнить специальный канал, например, в виде трубы, обеспечивающей такое соединение. В этом случае, поскольку объем такого канала меньше, легче обеспечить требуемое избыточное давление, при этом в тех случаях, где было необходимо применение динамического воздухозаборника 30, будет достаточно статического воздухозаборника 20.
Кроме того, раскрытые здесь варианты осуществления предусматривают выполнение сетки из просверленных отверстий. Должно быть понятно, что можно также выполнить отверстия другой формы, - например прорези, либо выполнить ряд отверстий, каждое из которых будет связано со своим собственным каналом для прохода воздуха. Таким образом, признак «сетка из просверленных отверстий» в целом определен применительно к распределению всего холодного воздуха, подводимого на уровень нижней стенки 9, а не для каждого канала для прохода воздуха по отдельности.
Хотя изобретение было раскрыто выше со ссылками на конкретные варианты его осуществления, совершенно очевидно, что оно никоим образом не ограничивается этими примерами и охватывает самые разнообразные технические эквиваленты описанных здесь средств, а также их возможные комбинации, при условии, что они соответствуют заявленному объему изобретения.
Claims (10)
1. Турбореактивный двигатель (1) с двумя контурами (4, 5), содержащий двигатель (3), расположенный в гондоле (2), причем указанный двигатель содержит кожух, определяющий вместе с гондолой кольцевой канал, выполненный с возможностью прохода по нему вторичного потока (5) воздуха, создаваемого вентилятором (3а), расположенным по движению воздушного потока перед двигателем, при этом на гондоле за двигателем закреплено сопло первого контура (6), имеющее с одной стороны внутреннюю стенку (9), выполненную с возможностью направлять основной горячий поток (4), создаваемый двигателем, а с другой стороны - наружную стенку (10), контактирующую с вторичным потоком воздуха, отличающийся тем, что внутренняя стенка оснащена устройством (43) для глушения шума и листовым элементом (40), оснащенным устройством (42) для распределения охлаждающего воздуха вдоль внутренней стенки, причем устройство для глушения шума расположено по ходу потока за устройством (42) для распределения охлаждающего воздуха и тем, что наружная стенка содержит устройство для охлаждения внутренней стенки.
2. Турбореактивный двигатель (1) по п.1, отличающийся тем, что устройство для охлаждения внутренней стенки (9) содержит по меньшей мере одно устройство (20, 30) для забора охлаждающего воздуха.
3. Турбореактивный двигатель (1) по п.2, отличающийся тем, что каждое устройство для забора охлаждающего воздуха выполнено в виде воздухозаборника (20, 30), встроенного в наружную стенку (10) и предназначенного для забора воздуха, поступающего из вторичного потока (5)воздуха.
4. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что устройство (43) для глушения звука, которым оснащена внутренняя стенка (9), выполнено в виде многослойной панели (44).
5. Турбореактивный двигатель (1) по п.2 или 3, отличающийся тем, что охлаждающее устройство для внутренней стенки (9) содержит по меньшей мере один канал (12), расположенный между устройством (20, 30) для забора охлаждающего воздуха и устройством (42) для распределения охлаждающего воздуха.
6. Сопло (6) первого контура, устанавливаемое за двигателем (3) летательного аппарата, отличающееся тем, что оно содержит наружную стенку (10), оснащенную устройством для охлаждения внутренней стенки (9), оснащенной устройством (43) для глушения шума и листовым элементом (40), имеющим устройство (42) для распределения охлаждающего воздуха вдоль внутренней стенки, причем указанное устройство для глушения шума расположено по ходу потока за устройством (42) для распределения охлаждающего воздуха.
7. Сопло (6) первого контура по п.6, отличающееся тем, что устройство для охлаждения внутренней стенки содержит по меньшей мере одно устройство (20, 30) для забора охлаждающего воздуха.
8. Сопло (6) первого контура по п.7, отличающееся тем, что каждое устройство для забора охлаждающего воздуха выполнено в виде воздухозаборника (20, 30), встроенного в наружную стенку (10) и предназначенного для забора воздуха, поступающего с вторичным потоком (5) воздуха.
9. Сопло (6) первого контура по п.6, отличающееся тем, что устройство для глушения шума, которым оснащена внутренняя стенка (9), выполнено в виде многослойной панели (44).
10. Сопло (6) первого контура по п.7 или 8, отличающееся тем, что устройство для охлаждения внутренней стенки (9) содержит по меньшей мере один канал (12), расположенный между устройством (20, 30) для забора охлаждающего воздуха и устройством (42) для распределения охлаждающего воздуха.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0407881A FR2873167B1 (fr) | 2004-07-15 | 2004-07-15 | Dispositif de refroidissement de la tuyere primaire d'un turboreacteur a double flux |
| FR0407881 | 2004-07-15 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007104966A RU2007104966A (ru) | 2008-08-20 |
| RU2397350C2 true RU2397350C2 (ru) | 2010-08-20 |
Family
ID=34947698
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007104966/06A RU2397350C2 (ru) | 2004-07-15 | 2005-05-17 | Устройство для охлаждения сопла первого контура турбореактивного двухконтурного двигателя |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7866141B2 (ru) |
| EP (1) | EP1766219A1 (ru) |
| CA (1) | CA2564508A1 (ru) |
| FR (1) | FR2873167B1 (ru) |
| RU (1) | RU2397350C2 (ru) |
| WO (1) | WO2006016017A1 (ru) |
Families Citing this family (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2905984B1 (fr) * | 2006-09-20 | 2011-12-30 | Turbomeca | Moteur d'helicoptere a turbine a gaz a emission sonore reduite par traitement acoustique d'un ejecteur |
| GB2443830B (en) | 2006-11-15 | 2010-01-20 | Rolls Royce Plc | Cowling arrangement |
| FR2930324B1 (fr) * | 2008-04-17 | 2011-06-17 | Snecma | Dispositif de refroidissement d'une paroi |
| FR2949820B1 (fr) * | 2009-09-04 | 2011-10-14 | Aircelle Sa | Ensemble structurant pour une tuyere d'ejection. |
| US8621842B2 (en) * | 2010-05-05 | 2014-01-07 | Hamilton Sundstrand Corporation | Exhaust silencer convection cooling |
| FR2961175B1 (fr) * | 2010-06-14 | 2013-01-04 | Aircelle Sa | Nacelle de turboreacteur |
| FR2987078B1 (fr) * | 2012-02-17 | 2016-11-25 | Snecma Propulsion Solide | Ensemble d'arriere-corps de moteur aeronautique a turbine a gaz |
| US9856745B2 (en) * | 2012-02-28 | 2018-01-02 | United Technologies Corporation | Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine |
| US10837367B2 (en) * | 2012-02-28 | 2020-11-17 | Raytheon Technologies Corporation | Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine |
| FR3004494B1 (fr) | 2013-04-15 | 2018-01-19 | Safran Nacelles | Tuyere pour turbopropulseur d’aeronef a soufflante non carenee |
| US20150267644A1 (en) * | 2014-03-19 | 2015-09-24 | The Boeing Company | Integrated Primary Nozzle |
| US10385868B2 (en) * | 2016-07-05 | 2019-08-20 | General Electric Company | Strut assembly for an aircraft engine |
| PL421120A1 (pl) | 2017-04-04 | 2018-10-08 | General Electric Company Polska Spolka Z Ograniczona Odpowiedzialnoscia | Silnik turbinowy i części składowe do stosowania w nim |
| CA3000376A1 (en) * | 2017-05-23 | 2018-11-23 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly having ceramic matrix composite track segments with metallic attachment features |
| US10605409B2 (en) * | 2017-06-30 | 2020-03-31 | The Boeing Company | Additively manufactured pressurization diffusers |
| FR3082238A1 (fr) * | 2018-06-11 | 2019-12-13 | Airbus Operations | Tuyere primaire d'un conduit d'ejection primaire d'une turbomachine |
| US11085398B2 (en) * | 2019-03-12 | 2021-08-10 | Rohr, Inc. | Core air flow to equalize temperature differential |
| FR3100845B1 (fr) | 2019-09-13 | 2022-07-08 | Safran Nacelles | Organe de tuyère extérieur pour turbomachine |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2826895A (en) * | 1953-09-03 | 1958-03-18 | Fairchild Engine & Airplane | Bearing cooling system |
| US3215172A (en) * | 1962-12-24 | 1965-11-02 | Nilsson Robbins & Anderson | Jet engine noise suppressor with shroud for aspiration of air into exhaust stream |
| US3721389A (en) * | 1971-06-10 | 1973-03-20 | Boeing Co | Exit nozzle assemblies for gas turbine power plants |
| US4137992A (en) * | 1976-12-30 | 1979-02-06 | The Boeing Company | Turbojet engine nozzle for attenuating core and turbine noise |
| US5167118A (en) * | 1989-11-06 | 1992-12-01 | Nordam | Jet engine fixed plug noise suppressor |
| US5269139A (en) * | 1991-06-28 | 1993-12-14 | The Boeing Company | Jet engine with noise suppressing mixing and exhaust sections |
| US5184455A (en) * | 1991-07-09 | 1993-02-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Ceramic blanket augmentor liner |
| DE69526615T2 (de) * | 1994-09-14 | 2002-11-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Wandaufbau für die Austrittsdüse eines Überschall-Strahltriebwerks |
| FR2752392B1 (fr) * | 1996-08-14 | 1999-04-23 | Hispano Suiza Sa | Panneau sandwich en nid d'abeille ventile et procede de ventilation d'un tel panneau |
| FR2834533B1 (fr) * | 2002-01-10 | 2004-10-29 | Hurel Hispano Le Havre | Dispositif de refroidissement de la tuyere commune sur une nacelle |
-
2004
- 2004-07-15 FR FR0407881A patent/FR2873167B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-05-17 RU RU2007104966/06A patent/RU2397350C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2005-05-17 WO PCT/FR2005/001221 patent/WO2006016017A1/fr active Application Filing
- 2005-05-17 CA CA002564508A patent/CA2564508A1/fr not_active Abandoned
- 2005-05-17 EP EP05773042A patent/EP1766219A1/fr not_active Withdrawn
- 2005-05-17 US US11/630,032 patent/US7866141B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2873167B1 (fr) | 2007-11-02 |
| RU2007104966A (ru) | 2008-08-20 |
| WO2006016017A1 (fr) | 2006-02-16 |
| CA2564508A1 (fr) | 2006-02-16 |
| US20080044280A1 (en) | 2008-02-21 |
| US7866141B2 (en) | 2011-01-11 |
| EP1766219A1 (fr) | 2007-03-28 |
| FR2873167A1 (fr) | 2006-01-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2397350C2 (ru) | Устройство для охлаждения сопла первого контура турбореактивного двухконтурного двигателя | |
| RU2379536C1 (ru) | Турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи | |
| US5297517A (en) | Noise suppression enclosure for an engine | |
| US7286348B2 (en) | Housing assembly for a computer | |
| US6592078B2 (en) | Process for de-icing an air intake cowling of a reaction motor and device for practicing the same | |
| US4132240A (en) | Variable double lip quiet inlet | |
| JP4581797B2 (ja) | レンジフード | |
| BRPI0616528A2 (pt) | método para atenuar o ruìdo de jato de um motor turbo-hélice e motor turbo-hélice | |
| US5906097A (en) | Engine flow control device | |
| US4483412A (en) | Noise absorption apparatus | |
| US4503931A (en) | Noise suppressing, air cooled enclosure for an engine | |
| CN111189127B (zh) | 空调室外机用消声隔音装置 | |
| CN113811487A (zh) | 短舱进气道和包括这种进气道的短舱 | |
| US6817572B2 (en) | Air intake system of a propeller-turbine engine | |
| US6273213B1 (en) | Noise suppression louver having horizontal and vertical slats | |
| SE513093C2 (sv) | Fläktmodul för renrumstillämpningar | |
| US11643967B2 (en) | Nacelle air intake provided with a mixed ice protection system | |
| WO1991018199A1 (en) | Variable cycle gas turbine engine for supersonic aircraft | |
| JPS61247857A (ja) | 重航空機のタ−ビンエンジンの排煙希釈偏向装置 | |
| US4188924A (en) | Internal combustion engine ventilation | |
| JPS60107898A (ja) | 電子機器の冷却構造 | |
| CN111465557A (zh) | 用于涡轮喷气发动机机舱的进气唇缘 | |
| RU2801764C2 (ru) | Воздухозаборник гондолы и гондола, содержащая такой воздухозаборник | |
| CN219529142U (zh) | 一种发电机组 | |
| CN215176013U (zh) | 一种泳池热泵机及其出风结构 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140518 |