RU2445490C2 - Способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя - Google Patents

Способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2445490C2
RU2445490C2 RU2010122964/06A RU2010122964A RU2445490C2 RU 2445490 C2 RU2445490 C2 RU 2445490C2 RU 2010122964/06 A RU2010122964/06 A RU 2010122964/06A RU 2010122964 A RU2010122964 A RU 2010122964A RU 2445490 C2 RU2445490 C2 RU 2445490C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cold flow
fan
outlet
nozzle
cold
Prior art date
Application number
RU2010122964/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2010122964A (ru
Inventor
Дамьен ПРА (FR)
Дамьен ПРА
Франк КРОСТА (FR)
Франк КРОСТА
Original Assignee
Эрбюс Операсьон (Сас)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эрбюс Операсьон (Сас) filed Critical Эрбюс Операсьон (Сас)
Publication of RU2010122964A publication Critical patent/RU2010122964A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2445490C2 publication Critical patent/RU2445490C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/301—Pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/70—Type of control algorithm
    • F05D2270/708—Type of control algorithm with comparison tables
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)

Abstract

Способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя, установленного на самолете, предназначенном для совершения определенного полета, содержащего крейсерскую фазу. Согласно способу определяют экстремальные значения коэффициента расширения холодного потока, соответствующие началу и концу крейсерской фазы полета, соответственно. Между упомянутыми экстремальными значениями выбирают опорное значение (VR) коэффициента расширения. Для данного опорного значения (VR) коэффициента расширения определяют теоретическое значение (Ath) площади выпускного отверстия (6) холодного потока по вспомогательному теоретическому значению. Вспомогательное теоретическое значение представляет собой отношение между теоретической площадью выпускного отверстия холодного потока и номинальной площадью поперечного сечения горловины сопла. Выпускное отверстие (6) располагают вдоль продольной оси (L-L) таким образом, чтобы его площадь соответствовала упомянутому теоретическому значению (Ath). Предпочтительно внутренний кожух (13) вентилятора имеет форму, по меньшей мере, приближающуюся к бочкообразной, при этом горловина (Т) сопла холодного потока расположена позади наибольшего поперечного сечения (23) внутреннего кожуха (13) вентилятора. Достигается приблизительная адаптация сопла к крейсерской фазе полета. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Настоящее изобретение касается усовершенствований авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей, причем данные усовершенствования дают возможность улучшить характеристики упомянутых турбореактивных двигателей и уменьшить уровень шума, создаваемого ими в крейсерском полете.
Более конкретно, изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям, например, описанным в WO2006/123035, принадлежащим к типу, содержащему следующие расположенные вдоль продольной оси элементы:
- гондолу, снабженную наружным кожухом и содержащую вентилятор, генерирующий холодный поток, и центральный генератор, генерирующий горячий поток;
- кольцевой канал холодного потока, выполненный вокруг центрального генератора горячего потока;
- наружный кожух вентилятора, ограничивающий кольцевой канал холодного потока со стороны наружного кожуха гондолы;
- кольцевое выпускное отверстие холодного потока, кромка которого, образующая заднюю кромку гондолы, образована наружным кожухом гондолы и наружным кожухом вентилятора, которые сходятся по направлению друг к другу, пока не встретятся;
- внутренний кожух вентилятора, ограничивающий кольцевой канал холодного потока со стороны центрального генератора холодного потока, проходящий сквозь выпускное отверстие холодного потока и образующий выступ, выходящий из выпускного отверстия по направлению к задней части турбореактивного двигателя; и
- горловину сопла холодного потока, образованную впереди выпускного отверстия холодного потока, между внутренним и наружным кожухами вентилятора, номинальная площадь кольцевого поперечного сечения которой фиксируется термодинамическим циклом турбореактивного двигателя, и ее величина меньше величины площади упомянутого выпускного отверстия холодного потока, так что в задней части канала холодного потока образуется суживающееся-расширяющееся сопло.
Когда самолет, на котором установлен такой турбореактивный двигатель, находится в полете, особенно в крейсерском, известно, что из-за разности давлений в выпускном отверстии холодного потока, между холодным потоком и внешним аэродинамическим воздушным потоком вокруг гондолы, в холодном потоке позади горловины сопла происходит чередование зон сверхзвуковых скоростей и зон дозвуковых скоростей, переход между которыми резкий, а не постепенный, без промежуточных значений скорости, что приводит к резким ударам. Это означает, что холодный поток представляет собой участок распространения ударных волн, идущих к задней части турбореактивного двигателя, которые не только создают значительный шум (известный как «громовой раскат»), но также ухудшают работу турбореактивного двигателя и, следовательно, самолета, на котором он установлен.
Техническая задача настоящего изобретения - устранить перечисленные недостатки, принимая во внимание, что в общем случае самолеты, в особенности для гражданской авиации, предназначены для многократного выполнения аналогичных полетов.
С этой целью, согласно изобретению, создан способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя, принадлежащего к упомянутому выше типу и установленного на самолете, предназначенном для совершения определенного полета, содержащего крейсерскую фазу, примечательный тем, что в процессе его осуществления:
- определяют экстремальные значения коэффициента расширения холодного потока, соответствующие началу и концу крейсерской фазы полета, соответственно;
- между упомянутыми экстремальными значениями выбирают опорное значение коэффициента расширения;
- для данного опорного значения коэффициента расширения определяют теоретическое значение величины площади выпускного отверстия холодного потока; и
- выпускное отверстие располагают вдоль продольной оси таким образом, чтобы его площадь соответствовала теоретическому значению.
При помощи настоящего изобретения сопло турбореактивного двигателя можно, по меньшей мере, частично адаптировать к условиям крейсерской фазы данного полета, что дает возможность приблизить друг к другу, если не сделать равными, величины давления холодного потока вблизи выпускного отверстия и давления аэродинамического воздушного потока вокруг гондолы. Это позволяет убрать зоны повышенной скорости и удары в холодном потоке, что приводит к улучшению характеристик турбореактивного двигателя и снижению создаваемого им шума.
Следует отметить, что в US 2004/0031258 А1 упомянут турбореактивный двигатель, в котором для устранения ударных волн на выходе из сопла соотношение площадей впускного и выпускного отверстий упомянутого сопла выбирают соответствующим образом. Также следует отметить, что в ЕР-А-1619376 описано сопло, геометрическую форму которого можно варьировать путем осевого поступательного перемещения.
При осуществлении способа согласно настоящему изобретению упомянутые значения коэффициента расширения холодного потока определяют с помощью расчетов, используя такие параметры, как тип самолета, масса самолета, необходимые характеристики, требуемая сила тяги, профиль высоты полета и т.д.
Следовательно, легко определить, что опорное значение коэффициента расширения, по меньшей мере, приблизительно равно среднему из упомянутых экстремальных значений коэффициента расширения упомянутого холодного потока, соответствующих началу и концу упомянутой крейсерской фазы полета, соответственно.
Упомянутое теоретическое значение площади выпускного отверстия холодного потока, соответствующее опорному значению коэффициента расширения, предпочтительно определяют по вспомогательному теоретическому значению, представляющему собой соотношение теоретической площади выпускного отверстия холодного потока и номинальной площади поперечного сечения горловины сопла. При этом вспомогательное теоретическое значение можно взять из таблиц, которыми пользуются специалисты по аэродинамике, в общем и целом известных как «таблицы для изэнтропического сжатия или расширения и ударов» (в англоязычной литературе также известны как "таблицы чисел Маха при расширении потока").
Действительно, известно, что существуют первое взаимно однозначное соответствие между коэффициентом расширения (представляющим собой отношение Pt/P между полным давлением Pt и статическим давлением Р, в данном случае представляющим собой давление окружающей среды) и числом Маха М при расширении потока, с одной стороны, и второе взаимно однозначное отношение между данным числом Маха М при расширении потока и соотношением площадей поперечного сечения трубы с потоком изэнтропического течения (т.е. теоретической площади Ath выпускного отверстия) и поперечного сечения в том месте, где число Маха равно 1 (т.е. площади Ас горловины сопла).
Таким образом, для определения опорного значения коэффициента расширения следует сначала взять из вышеупомянутых таблиц число Маха М при расширении потока, а затем соотношение Ath/Ac. Так как площадь Ас горловины сопла является номинальной и известна, то отсюда легко вывести величину площади Ath, которую должно иметь выпускное отверстие холодного потока, чтобы получить возможность адаптации сопла холодного потока к условиям крейсерского полета.
Если форма внутреннего кожуха вентилятора, по меньшей мере, приближается к бочкообразной, то предпочтительно расположить горловину сопла холодного потока позади наибольшего поперечного сечения внутреннего кожуха вентилятора. Таким образом, горловина сопла холодного потока может быть ориентирована таким образом, чтобы холодный поток выравнивался по среднему конусу сопла.
Кроме того, для облегчения внедрения настоящего изобретения предпочтительно, чтобы, по меньшей мере, вблизи выпускного отверстия холодного потока угол схождения между наружным кожухом гондолы и наружным кожухом вентилятора составлял несколько градусов, например порядка 5º.
Прилагаемые чертежи помогут лучше понять возможности воплощения изобретения. На данных чертежах одинаковыми номерами ссылочных позиций обозначены аналогичные элементы.
Фиг. 1 - схематичный вид турбореактивного двигателя согласно настоящему изобретению в осевом разрезе.
Фиг. 2 - схематичный местный вид сопла холодного потока турбореактивного двигателя, представленного на Фиг. 1, в увеличенном масштабе.
Фиг. 3 - выдержка из таблиц чисел Маха при расширении потока, применяемых специалистами по аэродинамике.
Двухконтурный турбореактивный двигатель 1 с продольной осью L-L, представленный на Фиг. 1, содержит гондолу 2, ограниченную снаружи наружным кожухом 3 гондолы.
Гондола 2 содержит расположенный спереди воздухозаборник 4, имеющий переднюю кромку 5, и расположенное сзади воздуховыпускное отверстие 6, ограниченное задней кромкой 7.
Внутри упомянутой гондолы 2 находятся:
- вентилятор 8, направленный к воздухозаборнику 4 и создающий холодный поток 9 упомянутого турбореактивного двигателя 1;
- центральный генератор 10, содержащий, как известно, компрессоры низкого и высокого давления, камеру сгорания, а также турбины низкого и высокого давления, который создает горячий поток 11 турбореактивного двигателя 1; и
- кольцевой канал 12 холодного потока, выполненный вокруг центрального генератора 10 между внутренним кожухом 13 вентилятора, расположенным со стороны центрального генератора 10, и наружным кожухом 14 вентилятора, расположенным со стороны наружного кожуха 3 гондолы.
Наружный кожух 14 вентилятора сходится к задней части турбореактивного двигателя 1, в направлении упомянутого наружного капота 3 гондолы, образуя вместе с ним кромку 7 упомянутого отверстия 6, которое, следовательно, образует выпускное отверстие для холодного потока. Угол Φ между упомянутыми сходящимися кожухами 3 и 14 вблизи задней кромки 7 имеет величину несколько градусов, например 5 градусов (см. Фиг. 2).
Внутренний и наружный кожухи 13 и 14 вентилятора образуют между собой сопло 15 для упомянутого холодного потока 9, причем горловина Т данного сопла расположена впереди упомянутого выпускного отверстия 6 и обозначена на Фиг. 1 пунктирной линией. Номинальная площадь Ас кольцевой горловины Т сопла фиксируется термодинамическим циклом турбореактивного двигателя 1.
Площадь А кольцевого выпускного отверстия 6 для холодного потока больше номинальной площади Ас кольцевой горловины Т сопла; это означает, что отношение А/Ас больше 1.
Таким образом, сопло 15 принадлежит к суживающемуся-расширяющемуся типу, и соотношение сужения и расширения (А-Ас) составляет порядка нескольких процентов, например от 0,5% до 1%.
Кроме того, в задней части турбореактивного двигателя 1 упомянутый внутренний кожух 13 вентилятора образует выступ 16 по отношению к наружному кожуху 14 вентилятора, причем выступ 16 расположен снаружи относительно выпускного отверстия 6 холодного потока.
Хорошим применением для кольцевой камеры 17, образованной между внутренним кожухом вентилятора 13 и центральным генератором 10, может быть регулирование температуры центрального генератора. Для этого свежий воздух из вентилятора 8, обозначенный стрелкой 18, подают в переднюю часть камеры 17 и выпускают из ее задней части через, по меньшей мере, одно вентиляционное отверстие 19, выполненное во внутреннем кожухе 13 вентилятора.
Когда самолет (не показанный на чертежах), на котором установлен турбореактивный двигатель, перемещается, наружный аэродинамический воздушный поток 20 обтекает гондолу 2, тогда как холодный поток 9 и горячий поток 11 выбрасываются из отверстия 6 и из центрального генератора 10, соответственно; таким образом, холодный поток 9 окружает горячий поток 11 и сам, в свою очередь, окружен аэродинамическим воздушным потоком 20. Поэтому между холодным потоком 9 и горячим потоком 11 образуется поверхность скольжения 21, а между внешним аэродинамическим воздушным потоком 20 и упомянутым холодным потоком 9 образуется поверхность скольжения 22. Кроме того, вентиляционный воздух 18, выходящий через отверстие 19, смешивается сначала с холодным потоком 9, а затем с горячим потоком 11, и становится частью поверхности скольжения 21, образованной между ними.
При использовании сопла 15, показанного на Фиг. 1 и 2, согласно настоящему изобретению, в холодном потоке 9 нет чередования зон сверзвуковой скорости и зон дозвуковых скоростей, разделяемых ударными волнами, которые создают шум и ухудшают характеристики турбореактивного двигателя 1, как объясняется далее.
Во-первых, так как форма внутреннего кожуха 13 вентилятора, по меньшей мере, приближается к бочкообразной, предпочтительно расположить горловину Т сопла вблизи участка упомянутого кожуха 13 с наибольшим сечением, чтобы использовать возможности небольшой кривизны, позволяющей ориентировать упомянутую горловину Т сопла таким образом, чтобы холодный поток 9 был выровнен по среднему конусу 24 сопла 15.
Кроме того, с помощью расчетов определяют величины коэффициента расширения сопла 15 в начале и в конце крейсерской фазы полета, который должен выполнить самолет, на котором установлен турбореактивный двигатель 1. Затем определяют среднее значение упомянутых величин, чтобы получить опорное значение VR коэффициента расширения, представляющего собой соотношение Pt/P между величиной Pt полного давления холодного потока 9 и величиной статического давления (давления окружающей среды) у выхода из кольцевого отверстия.
Как показано на Фиг. 3 (частично), в таблицах 25 чисел Маха при расширении потока, которыми пользуются специалисты по аэродинамике, собраны и упорядочены значения множества аэродинамических параметров, согласованных друг с другом. На Фиг. 3 при этом показана выдержка из таблицы 25, содержащая число Маха М, критическое число Маха Мс, параметр π, представляющий собой отношение статического давления к полному давлению, и параметр Σ, представляющий собой отношение площади поперечного сечения трубы с потоком изэнтропического течения к площади сечения, где число Маха равно 1.
Таким образом, для значения VR коэффициента расширения, определенного выше (и соответствующего параметру 1/π), является возможным вначале определить, обратившись к таблице 25, расширенное число Маха М при расширении потока, а затем значение отношения Ath/Ас (соответствующее параметру Σ) теоретической площади Ath выпускного отверстия 6 к площади Ас горловины Т сопла.
Например, если опорное значение VR равно 2,625, то есть если π равно 0,3809, то таблица 25 показывает, что число Маха при расширении потока равно 1,260, и что для последнего значения М параметр Σ равен 1,050. Таким образом, в данном конкретном примере теоретическая площадь Ath выпускного отверстия 6 холодного потока должна быть равна 1,050×Ас, то есть коэффициент сужения-расширения сопла 15 холодного потока будет равен 5%.
Это позволяет определить теоретическое значение Ath, которому должна равняться величина площади А выпускного отверстия 6 холодного потока, чтобы, по меньшей мере, приблизительно адаптировать упомянутое сопло 15 к крейсерской фазе полета, который должен выполнить самолет, на котором установлен турбореактивный двигатель 1.
В результате упомянутое выпускное отверстие 6 расположено, по оси L-L, на участке 26, где, с учетом формы внутреннего кожуха 13 вентилятора, его площадь А имеет теоретическое значение Ath.
Конечно же, отверстие 19 необходимо расположить таким образом, чтобы оно находилось позади выпускного отверстия 6.

Claims (7)

1. Способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя, установленного на самолете, предназначенном для совершения определенного полета, содержащего крейсерскую фазу, причем турбореактивный двигатель имеет следующие элементы, расположенные вдоль его продольной оси (L-L):
гондолу (2), снабженную наружным кожухом (3) гондолы и содержащую вентилятор (8), генерирующий холодный поток (9), и центральный генератор (10), генерирующий горячий поток (11);
кольцевой канал (12) холодного потока, выполненный вокруг центрального генератора (10) горячего потока;
наружный кожух (14) вентилятора, ограничивающий кольцевой канал (12) холодного потока со стороны наружного кожуха (3) гондолы;
кольцевое выпускное отверстие (6) холодного потока, кромка (7) которого, образующая заднюю кромку гондолы (2), образована наружным кожухом (3) гондолы и наружным кожухом (14) вентилятора, которые сходятся по направлению друг к другу, пока не встретятся;
внутренний кожух (13) вентилятора, который ограничивает кольцевой канал (12) холодного потока со стороны центрального генератора (10) холодного потока, проходящий сквозь выпускное отверстие (6) холодного потока и образующий выступ (16), выходящий из выпускного отверстия (6) по направлению к задней части турбореактивного двигателя; и
горловину (Т) сопла холодного потока, образованную впереди выпускного отверстия (6) холодного потока между внутренним кожухом (13) вентилятора и наружным кожухом (14) вентилятора, номинальная площадь (Ас) кольцевого поперечного сечения которой фиксируется термодинамическим циклом турбореактивного двигателя, и ее величина меньше величины площади (А) выпускного отверстия (6) холодного потока, так что суживающееся-расширяющееся сопло (15) образуется в задней части канала (12) холодного потока;
согласно которому:
определяют экстремальные значения коэффициента расширения холодного потока, соответствующие началу и концу крейсерской фазы полета соответственно;
между упомянутыми экстремальными значениями выбирают опорное значение (VR) коэффициента расширения;
для данного опорного значения (VR) коэффициента расширения определяют теоретическое значение (Ath) площади выпускного отверстия (6) холодного потока по вспомогательному теоретическому значению, представляющему собой отношение между теоретической площадью выпускного отверстия холодного потока и номинальной площадью поперечного сечения горловины сопла; и
выпускное отверстие (6) располагают вдоль продольной оси (L-L) таким образом, чтобы его площадь соответствовала упомянутому теоретическому значению (Ath).
2. Способ по п.1, согласно которому экстремальные значения коэффициента расширения холодного потока определяют при помощи расчетов.
3. Способ по п.1, согласно которому опорное значение (VR) коэффициента расширения, по меньшей мере, приблизительно равно среднему из экстремальных значений коэффициента расширения холодного потока (9), соответствующих началу и концу крейсерской фазы полета соответственно.
4. Способ по п.1, согласно которому упомянутое теоретическое значение берут из "таблиц чисел Маха при расширении потока".
5. Способ по п.1, применяемый в турбореактивном двигателе, отличающийся тем, что внутренний кожух (13) вентилятора имеет форму, по меньшей мере, приближающуюся к бочкообразной, при этом горловина (Т) сопла холодного потока расположена позади наибольшего поперечного сечения (23) внутреннего кожуха (13) вентилятора.
6. Способ по п.5, отличающийся тем, что горловина (Т) сопла холодного потока ориентирована таким образом, что холодный поток (9) выравнивается по среднему конусу (24) сопла (15).
7. Способ по п.5, отличающийся тем, что по меньшей мере вблизи кольцевого выпускного отверстия (6) холодного потока угол схождения наружного кожуха (3) гондолы и наружного кожуха (14) вентилятора составляет несколько градусов.
RU2010122964/06A 2007-11-06 2008-10-30 Способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя RU2445490C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0707783 2007-11-06
FR0707783A FR2923270B1 (fr) 2007-11-06 2007-11-06 Turbomoteur a tuyere de flux froid adaptee

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010122964A RU2010122964A (ru) 2011-12-20
RU2445490C2 true RU2445490C2 (ru) 2012-03-20

Family

ID=39743726

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010122964/06A RU2445490C2 (ru) 2007-11-06 2008-10-30 Способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя

Country Status (9)

Country Link
US (1) US20100242433A1 (ru)
EP (1) EP2212538B1 (ru)
JP (1) JP5070345B2 (ru)
CN (1) CN101970844B (ru)
BR (1) BRPI0817360A2 (ru)
CA (1) CA2702684A1 (ru)
FR (1) FR2923270B1 (ru)
RU (1) RU2445490C2 (ru)
WO (1) WO2009092893A2 (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2975135B1 (fr) 2011-05-12 2016-07-22 Snecma Cone arriere de turboreacteur tournant a micro-jets
CN102506062A (zh) * 2011-09-30 2012-06-20 中国航空动力机械研究所 轴承及具有该轴承的涡轴发动机
EP3036422B1 (en) * 2013-08-23 2023-04-12 Raytheon Technologies Corporation High performance convergent divergent nozzle
EP2982854B1 (en) * 2014-08-08 2023-03-01 Raytheon Technologies Corporation Convergent divergent exit nozzle for a gas turbine engine
FR3036136B1 (fr) * 2015-05-15 2019-07-12 Safran Moyeu de carter intermediaire pour turboreacteur d'aeronef comportant un conduit de decharge composite
EP3363732B1 (en) * 2015-09-02 2020-10-14 Jetoptera, Inc. Ejector and airfoil configurations
PL414889A1 (pl) 2015-11-23 2017-06-05 General Electric Company Okapotowanie sprężające dla wylotu silnika odrzutowego
PL420340A1 (pl) * 2017-01-30 2018-08-13 General Electric Company Redukowanie fali uderzeniowej dyszy ujściowej
GB2567659B (en) * 2017-10-19 2020-09-02 Rolls Royce Plc Turbofan engine
FR3082551B1 (fr) * 2018-06-13 2021-01-08 Airbus Operations Sas Systeme de propulsion d'un aeronef comportant une structure interieure fixe presentant une fente d'evacuation
GB201817058D0 (en) * 2018-10-19 2018-12-05 Rolls Royce Cold nozzle optimisation

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5211007A (en) * 1991-04-10 1993-05-18 General Electric Company Method of pressure-ratio control of gas turbine engine
RU2109159C1 (ru) * 1995-10-12 1998-04-20 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Ракетный двигатель твердого топлива
US5806302A (en) * 1996-09-24 1998-09-15 Rohr, Inc. Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser
EP1619376A2 (en) * 2004-07-23 2006-01-25 General Electric Company Split shroud exhaust nozzle
WO2006123035A1 (fr) * 2005-05-18 2006-11-23 Airbus France Procede pour reduire les emissions sonores a l'arriere d'un turbomoteur et turbomoteur ainsi perfectionne
RU2005140463A (ru) * 2005-12-23 2007-06-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU) Турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3896615A (en) * 1973-02-08 1975-07-29 United Aircraft Corp Gas turbine engine for subsonic flight
US4242864A (en) * 1978-05-25 1981-01-06 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Integrated control system for a gas turbine engine
US5251435A (en) * 1991-10-30 1993-10-12 General Electric Company Reverser inner cowl with integral bifurcation walls and core cowl
FR2734320B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef
FR2745035B1 (fr) * 1996-02-15 1998-04-03 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee de turboreacteur a portes associees a un panneau amont
US6666016B2 (en) * 1999-01-31 2003-12-23 The Regents Of The University Of California Mixing enhancement using axial flow
DE10019437A1 (de) * 2000-04-19 2001-12-20 Rolls Royce Deutschland Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen der Gehäuse von Turbinen von Strahltriebwerken
US6681558B2 (en) * 2001-03-26 2004-01-27 General Electric Company Method of increasing engine temperature limit margins
US7293401B2 (en) * 2002-03-20 2007-11-13 The Regents Of The University Of California Jet engine noise suppressor
US7395657B2 (en) * 2003-10-20 2008-07-08 General Electric Company Flade gas turbine engine with fixed geometry inlet
US7216475B2 (en) * 2003-11-21 2007-05-15 General Electric Company Aft FLADE engine
US7305817B2 (en) * 2004-02-09 2007-12-11 General Electric Company Sinuous chevron exhaust nozzle
FR2890696B1 (fr) * 2005-09-12 2010-09-17 Airbus France Turbomoteur a bruit de jet attenue
US20070214795A1 (en) * 2006-03-15 2007-09-20 Paul Cooker Continuous real time EGT margin control

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5211007A (en) * 1991-04-10 1993-05-18 General Electric Company Method of pressure-ratio control of gas turbine engine
RU2109159C1 (ru) * 1995-10-12 1998-04-20 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Ракетный двигатель твердого топлива
US5806302A (en) * 1996-09-24 1998-09-15 Rohr, Inc. Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser
EP1619376A2 (en) * 2004-07-23 2006-01-25 General Electric Company Split shroud exhaust nozzle
WO2006123035A1 (fr) * 2005-05-18 2006-11-23 Airbus France Procede pour reduire les emissions sonores a l'arriere d'un turbomoteur et turbomoteur ainsi perfectionne
RU2005140463A (ru) * 2005-12-23 2007-06-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU) Турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности

Also Published As

Publication number Publication date
BRPI0817360A2 (pt) 2015-03-31
JP5070345B2 (ja) 2012-11-14
JP2011503409A (ja) 2011-01-27
CN101970844A (zh) 2011-02-09
FR2923270B1 (fr) 2014-01-31
WO2009092893A2 (fr) 2009-07-30
EP2212538B1 (fr) 2017-05-31
CA2702684A1 (fr) 2009-07-30
FR2923270A1 (fr) 2009-05-08
US20100242433A1 (en) 2010-09-30
RU2010122964A (ru) 2011-12-20
CN101970844B (zh) 2014-02-26
EP2212538A2 (fr) 2010-08-04
WO2009092893A3 (fr) 2009-10-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2445490C2 (ru) Способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя
EP2966267B1 (en) Nozzle arrangements for a gas turbine engine and corresponding operating methods.
JP5177959B2 (ja) 低ソリディティターボファン
JP4619089B2 (ja) 固定ジオメトリ入口を備えたｆｌａｄｅガスタービンエンジン
US10920713B2 (en) Compression cowl for jet engine exhaust
US20150361819A1 (en) Virtual multi-stream gas turbine engine
US10400710B2 (en) Secondary nozzle for jet engine
EP3036422B1 (en) High performance convergent divergent nozzle
US11884414B2 (en) Supersonic aircraft turbofan engine
US11994089B2 (en) After-fan system for a gas turbine engine
CA2964125A1 (en) Turbofan assembly and method of assembling
US10519976B2 (en) Fluid diodes with ridges to control boundary layer in axial compressor stator vane
US20190078536A1 (en) Flow path splitter for turbofan gas turbine engines
EP3076079B1 (en) Combustion equipment
JP2017078413A (ja) 横風性能を改良した航空機エンジンのスピナ
US20090090095A1 (en) Aircraft turbofan engine
JP2017115857A (ja) ターボファンエンジンで使用するファンケース及びターボファンエンジンを組み立てる方法
Whurr Propulsion system concepts and technology requirements for quiet supersonic transports
US20230021836A1 (en) Unducted thrust producing system
Rabiee et al. Simulation and Thermodynamic Analysis of Twin Spool Turbofan Engine at the On Design and Off Design Conditions
US12018838B2 (en) Cowl assembly for a gas turbine engine
US20230408091A1 (en) Cowl assembly for a gas turbine engine
US11920539B1 (en) Gas turbine exhaust nozzle noise abatement
JP2002054503A (ja) 亜音速機用高バイパス比・可変サイクルエンジン
Schöning et al. The Heron Fan: Concept Description and Preliminary Aerothermodynamic Analysis

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20181031