RU2454556C2 - Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой - Google Patents

Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой Download PDF

Info

Publication number
RU2454556C2
RU2454556C2 RU2009112609/06A RU2009112609A RU2454556C2 RU 2454556 C2 RU2454556 C2 RU 2454556C2 RU 2009112609/06 A RU2009112609/06 A RU 2009112609/06A RU 2009112609 A RU2009112609 A RU 2009112609A RU 2454556 C2 RU2454556 C2 RU 2454556C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
channel
wall
nacelle
walls
Prior art date
Application number
RU2009112609/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2009112609A (ru
Inventor
Фабрис ГАНТИ (FR)
Фабрис ГАНТИ
Янн ДРЮОН (FR)
Янн ДРЮОН
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 RU2009112609A publication Critical patent/RU2009112609A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2454556C2 publication Critical patent/RU2454556C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/662—Balancing of rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • 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
    • F02K1/44—Nozzles having means, e.g. a shield, reducing sound radiation in a specified direction
    • 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
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/126—Baffles or ribs
    • 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
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/33—Arrangement of components symmetrical
    • 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
    • F05D2250/711—Shape curved convex
    • 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
    • F05D2250/712—Shape curved concave
    • 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)
  • Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Гондола летательного аппарата содержит канал для газового потока, ограниченный двумя концентрическими внутренней и внешней стенками, закрытыми, по меньшей мере, частично, покрытием для поглощения части звуковой энергии. На части длины канала, между внутренней и внешней стенками, расположена, по меньшей мере, одна распорка. Профиль двух стенок распорки содержит, по меньшей мере, одну вогнутую часть для увеличения количества отражений акустического луча на покрытии, предназначенном для поглощения части звуковой энергии. В другом варианте гондолы летательного аппарата канал для газового потока представляет собой вторичный канал двигательной установки. Еще одно изобретение группы относится к летательному аппарату, содержащему один из вариантов указанной выше гондолы. Изобретения позволяют повысить эффективность глушения шума в канале двигательной установки. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к устройству, позволяющему улучшить эффективность акустических обработок в канале двигательной установки летательного аппарата.
На фиг.1 поз.10 изображена силовая установка летательного аппарата, называемая также турбореактивным двигателем, связанная соединительными средствами с летательным аппаратом, в частности пилоном 12 под крылом 14. Двигательная установка содержит двигатель 16, включающий, с одной стороны, вентилятор с ротором 18, снабженным лопастями, и статором 20, снабженным лопатками, и, с другой стороны, первичный канал 22, в котором по ходу потока 24 воздуха размещены ступени компрессора 26, камера сгорания 28 и ступени турбины 30. Двигатель 16 расположен в гондоле 32, которая содержит перед вентилятором воздухозаборник 34, а на выходе статора вентилятора - вторичный канал 36.
По меньшей мере, одна распорка 38, называемая также ответвлением, связывает, обычно, двигатель и гондолу, размещаясь между внутренней стенкой 40 и внешней стенкой 42 вторичного канала, при этом упомянутая распорка образует перегородку во вторичном канале 36, расположенную по ходу потока 24 воздуха и в радиальном направлении.
В соответствии с вариантом осуществления двигательная установка содержит две радиальных распорки 38 и 38′, размещенных в вертикальной плоскости в угловых положениях, соответственно верхнем на 12 часов и нижнем на 6 часов, при этом упомянутые распорки образуют два ответвления, разделяющих вторичный канал 36 на два параллельных С-образных в поперечном разрезе двигателя канала. Обычно, верхнее ответвление 38 переходит в пилон 12 в случае размещения двигательной установки под крылом для усиления связи между двигателем и остальной частью летательного аппарата.
Каждое ответвление содержит первую поверхность, называемую левой поверхностью 44, и вторую поверхность, называемую правой поверхностью 46.
В соответствии с известным уровнем техники ответвления 38 имеют приближенные к плоским поверхности 44 и 46 и имеют размеры в зависимости от механических и аэродинамических напряжений таким образом, чтобы не оказывать отрицательного влияния на рабочие характеристики двигательной установки.
Шум, создаваемый двигательной установкой 10, состоит, с одной стороны, из шума струи, производимого снаружи каналов вследствие смешивания различных потоков воздуха и выхлопных газов, и, с другой стороны, шума, производимого внутренними частями, так называемым внутренним шумом, производимым вентилятором, компрессорами, турбинами и сгоранием, который распространяется внутри каналов.
Каким бы ни был источник шума, акустическое поле образуется в канале в форме комбинации «элементарных звуков», называемых модами, причем каждая мода распространяется вдоль канала по особым направлениям. Почти все моды распространяются, вращаясь в канале, отражаясь на внутренних и внешних стенках рассматриваемого канала и стенках ответвлений. В качестве примера на фиг.2 и 3 изображен акустический луч 48, связанный с данной модой, который распространяется во вторичном канале 36 с двумя отражениями 50.1 и 50.2 на внутренней 40 и внешней 42 стенках, отражением 50.3 на левой поверхности верхнего ответвления, за которым следуют два отражения 50.4, 50.5 на внутренней 40 и внешней 42 стенках перед выходом из канала.
Для ограничения звуковых шумов вблизи аэропортов международные нормы становятся все более и более жесткими для звуковых излучений.
Уже были предложены разработки для уменьшения внутреннего шума, в частности, путем наложения покрытий в области стенок каналов и ответвлений для поглощения части звуковой энергии, в том числе с использованием принципа резонаторов Гельмгольца. Известна гондола летательного аппарата, описанная в документе GB 1284341, которая содержит кольцевой канал 16, по которому течет газовый поток. Внутренняя и внешняя стенки канала содержат элементы для поглощения звуковой энергии. Согласно этому документу упомянутая гондола содержит изогнутую направляющую лопатку, которая отражает звуковые волны в направлении элементов для снижения уровня шума двигателя. Каждая изогнутая направляющая лопатка содержит левую стенку с выпуклым профилем и правую стенку с вогнутым профилем.
Однако внутренний шум, вызываемый, в основном, шумом вентилятора, большая часть которого распространяется во вторичном канале и направляется к выходу из канала, остается преобладающим источником шума, несмотря на использование акустических покрытий, в частности, по причине ограниченного количества отражений акустических лучей на упомянутых покрытиях.
Таким образом, настоящее изобретение направлено на устранение недостатков известного уровня техники путем предложения устройства, позволяющего повысить эффективность акустических обработок в канале двигательной установки летательного аппарата.
Для достижения этой цели объектом изобретения является устройство для улучшения эффективности акустической(их) обработки(ок) в гондоле летательного аппарата, содержащей канал (22, 36), в котором течет газовый поток, причем упомянутый канал (22, 36) ограничен двумя, по существу, концентрическими в внутренней (40) и внешней (42) стенками, закрытыми, по меньшей мере, частично, покрытием для поглощения части звуковой энергии, отличающейся тем, что она содержит, по меньшей мере, одну распорку (38, 38′), размещенную, по меньшей мере, на части длины канала (22, 36) между упомянутыми внутренней и внешней стенками (40, 42), а также тем, что профиль двух стенок (44, 46), по меньшей мере, одной упомянутой распорки (38, 38) содержит по меньшей мере одну вогнутую часть для увеличения количества отражений акустического луча на покрытии, предназначенном для поглощения части звуковой энергии.
Также объектом изобретения является гондола летательного аппарата, содержащая, с одной стороны, канал (36), называемый вторичным, в котором течет газовый поток, при этом упомянутый канал (36) ограничен двумя, по существу, концентрическими внутренней (40) и внешней (42) стенками, закрытыми, по меньшей мере, частично, покрытием для поглощения части звуковой энергии, и, с другой стороны, по меньшей мере, одну распорку (38, 38), проходящую в радиальной плоскости, на, по меньшей мере, части длины упомянутого канала (36), отличающаяся тем, что профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) упомянутой, по меньшей мере, одной распорки (38, 38′) выполнен с возможностью увеличения количества отражений акустического луча на покрытии, предназначенном для поглощения части звуковой энергии.
Преимущественно профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) содержит, по меньшей мере, одну вогнутую часть.
Также профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) содержит, по меньшей мере, одну выпуклую часть.
Стенка (44, 46) распорки (38, 38′) содержит акустическое покрытие, предназначенное для поглощения части звуковой энергии.
Также объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий гондолу, описанную выше.
Такая компоновка позволяет улучшить эффективность акустической обработки и получить лучшее уменьшение звука вдоль канала.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- фиг.1 изображает продольный разрез в вертикальной плоскости силовой установки,
- фиг.2 изображает вид в перспективе задней части силовой установки, иллюстрирующий траекторию акустического луча с ответвлениями в соответствии с известным уровнем техники,
- фиг.3 изображает вид сзади силовой установки, иллюстрирующий траекторию акустического луча с ответвлениями в соответствии с известным уровнем техники,
- фиг.4 изображает вид в перспективе задней части силовой установки, иллюстрирующий траекторию акустического луча с ответвлениями по изобретению,
- фиг.5 изображает вид сзади силовой установки, иллюстрирующий траекторию акустического луча с ответвлениями по изобретению,
- фиг.6А изображает вид сзади, иллюстрирующий ответвление по варианту изобретения, и
- фиг.6В изображает вид сзади, иллюстрирующий ответвление в соответствии с другим вариантом изобретения.
На фиг.1 поз.10 представлена силовая установка летательного аппарата, называемая также турбореактивным двигателем, связанная соединительными средствами с летательным аппаратом, в частности пилоном 12 под крылом 14 летательного аппарата.
Однако изобретение не ограничено таким расположением, силовая установка может быть соединена с другой частью летательного аппарата с использованием других различных соединительных средств.
В соответствии с вариантом осуществления силовая установка 10 содержит, с одной стороны, двигатель 16 с, с одной стороны, вентилятором, включающим в себя ротор 18, снабженный лопастями, и статор 20, снабженный лопатками, и, с другой стороны, первичный канал 22, в котором размещены по ходу потока 24 воздуха, обычно называемого газовым потоком, компрессорные ступени 26, камера 28 сгорания и турбинные ступени 30. Двигатель 16 размещен в гондоле 32, которая имеет перед вентилятором воздухозаборник 34 и вторичный канал 36 на выходе статора вентилятора.
Для связи двигателя с гондолой предусмотрена, по меньшей мере, одна распорка 38, называемая также ответвлением, проходящая между внутренней стенкой 40 и внешней стенкой 42 второго канала, причем упомянутая распорка образует перегородку во вторичном канале, размещенную по направлению потока 24 воздуха и в радиальном направлении.
В соответствии с вариантом осуществления двигательная установка содержит две радиальных распорки 38 и 38′, расположенные в вертикальной плоскости в угловых положениях, соответственно верхнем на 12 часов и нижнем на 6 часов, причем упомянутые распорки образуют два ответвления, разделяющих вторичный канал на два параллельных канала С-образной формы в поперечном сечении двигателя. Как правило, верхнее ответвление 38 переходит в пилон 12, в случае размещения двигательной установки под крылом, для усиления связи между двигателем и остальной частью летательного аппарата.
Каждое ответвление содержит первую поверхность, называемую левой поверхностью 44, и вторую поверхность, называемую правой поверхностью 46.
Размещение ответвлений 38 может быть различным. Таким образом, силовая установка может содержать три ответвления, размещенные под 120°, либо любое другое размещение ответвлений.
Взаимодействие потока воздуха с вентилятором производит шум, называемый шумом вентилятора, который распространяется далее во вторичный выпускной канал, а также в воздухозаборник, и который распространяется далее во всех направлениях на выходе из упомянутого канала. Настоящее изобретение направлено на улучшение обработки вентиляторного шума. Кроме того, оно может быть использовано и для других шумов, таких, например, как шум, вызванный горением, или шум, вызванный взаимодействием потока со ступенями турбин или компрессоров.
Независимо от источника шума акустическое поле структурируется в канале в форме комбинации «элементарных звуков», называемых модами, при этом каждая мода распространяется вдоль канала по особым направлениям. Почти все моды распространяются, вращаясь в канале, описывая, примерно, примерно спиральные траектории и отражаясь на внутренней и внешней стенках рассматриваемого канала и на стенках ответвлений.
Изобретение направлено, в особенности, на уменьшение восприятия на земле шума двигателя, в частности шума вентилятора силовой установки, содержащей, по меньшей мере, одну выхлопную трубу. Оно может касаться и шумов сгорания, и турбины, если, по меньшей мере, одна распорка встроена в соответствующий канал.
Обычно, внутренняя стенка 40 и/или внешняя стенка 42 закрыты, по меньшей мере, частично, покрытием для поглощения части звуковой энергии, в том числе, с использованием принципа резонаторов Гельмгольца. Это покрытие детально не описывается, так как известно специалисту в этой области техники.
В соответствии с изобретением, по меньшей мере, одна стенка, по меньшей мере, одного ответвления 38 имеет профиль, позволяющий увеличить количество отражений на, по меньшей мере, одной из внутренних 40 или внешних 42 стенок вторичного канала 36 и/или, по меньшей мере, одной из стенок самого ответвления, если последнее обработано, в частности, если оно содержит покрытие, предназначенное для поглощения части звуковой энергии для улучшения эффективности акустической(их) обработки(ок).
Обычно, в одном и том же ответвлении левая и правая стенки, по существу, симметричны. Тем не менее, левая и правая стенки могут иметь различный профиль и/или изменяющийся по длине ответвления профиль в направлении потока 24.
В соответствии с вариантами, по меньшей мере, одна из стенок, по меньшей мере, одного ответвления, в частности та, на которой отражается, по меньшей мере, одна звуковая волна, содержит покрытие, предназначенное для поглощения части звуковой энергии подобно внутренней или внешней стенкам вторичного канала. Тем не менее, стенки ответвлений могут не содержать никакого покрытия для поглощения части звуковой энергии.
Далее, для упрощения описания левая и правая стенки ответвлений являются, по существу, симметричными.
В соответствии с первым вариантом, изображенным на фиг.4, 5 и 6А, профиль стенок разработан таким образом, чтобы увеличить количество отражений на стенке или стенках 40 и/или 42 вторичного канала 36, особенно в области зон, содержащих акустическое покрытие, по меньшей мере, после одного отражения на упомянутом ответвлении. В связи с тем, что эффективность акустической обработки повышается с количеством отражений, устройство по изобретению позволяет улучшить эффективность акустической обработки и получить лучшее уменьшение звука вдоль канала.
Предпочтительно в соответствии с такой конфигурацией профиль стенок является вогнутым или содержит, по меньшей мере, одну изогнутую вогнутую часть.
В качестве примера на фиг.4, 5 изображен акустический луч 52, соответствующий данной моде, который распространяется во вторичном канале 36 с двумя отражениями 54.1 и 54.2 на внутренней 40 и внешней 42 стенках, с одним отражением 54.3 на левой поверхности 44 верхнего ответвления, сопровождающегося многочисленными отражениями 54.4, 54.5, 54.6 и 54.7 на внутренней 40 и внешней 42 стенках перед выходом из канала.
На фиг.6А изображена другая конфигурация, в которой акустический луч 56 дважды отражается на ответвлении 38. Таким образом, акустический луч 56 распространяется во вторичном канале 36 с первым отражением 58.1 на ответвлении, за которым следует отражение 58.2 на одной из стенок вторичного канала 36 и второе отражение 58.3 на ответвление, затем многочисленные отражения 58.4, 58.5 на внутренней 40 и внешней 42 стенках перед выходом из канала.
В соответствии с другим вариантом, изображенным на фиг.6В, профиль стенок разработан таким образом, чтобы улавливать акустическую энергию путем многочисленных отражений между ответвлением и одной из внутренней или внешней стенок вторичного канала. Такая конфигурация является тем более эффективной, что стенка вторичного канала и/или ответвления содержит под прямым углом к отражающим зонам покрытие, предназначенное для поглощения части звуковой энергии.
Предпочтительно в соответствии с такой конфигурацией профиль стенок является выпуклым или содержит, по меньшей мере, одну изогнутую выпуклую часть.
В качестве примера на фиг.6В изображен акустический луч 60, соответствующий заданной моде, которая распространяется во вторичном канале 36 с попеременными отражениями на ответвление и на одной из стенок вторичного канала.
Профиль ответвления может содержать, по меньшей мере, одну вогнутую часть и/или, по меньшей мере, одну выпуклую часть.
Во всех случаях изобретение, по существу, не создает увеличения массы, в противовес устройствам из известного уровня техники, которые вызывают увеличение массы летательного аппарата, в той мере, что используется уже существующий элемент.
В качестве альтернативы можно было бы добавить перегородки, проходящие в радиальных или не радиальных плоскостях, по меньшей мере, на части длины вторичного канала, позволяющие увеличить отражения на, по меньшей мере, одной из стенок упомянутого канала с целью получения лучшего уменьшения шума без того, чтобы упомянутые перегородки осуществляли конструктивную функцию, подобную ответвлениям 38.
Как вариант изобретение может быть использовано в первичном канале.
Наконец, тогда, когда наиболее приемлемая геометрия ответвления зависит от направления распространения акустического поля в канале и, следовательно, от мод, составляющих это поле, геометрия ответвления может быть рассчитана для обработки определенных мод, в особенности, наиболее доминирующих, в частности тех, которые образованы так называемым спектральным шумом при переходной частоте вращающихся частей, а также их гармоник.

Claims (9)

1. Гондола летательного аппарата, содержащая канал (22, 36), в котором течет газовый поток, причем упомянутый канал (22, 36) ограничен двумя, по существу, концентрическими внутренней (40) и внешней (42) стенками, закрытыми, по меньшей мере, частично, покрытием для поглощения части звуковой энергии, отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере, одну распорку (38, 38), размещенную, по меньшей мере, на части длины канала (22, 36) между упомянутыми внутренней и внешней стенками (40, 42), а также тем, что профиль двух стенок (44, 46), по меньшей мере, одной упомянутой распорки (38, 38) содержит по меньшей мере одну вогнутую часть для увеличения количества отражений акустического луча на покрытии, предназначенном для поглощения части звуковой энергии.
2. Гондола летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) содержит, по меньшей мере, одну выпуклую часть.
3. Гондола летательного аппарата по одному из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что стенка (44, 46) распорки (38, 38) содержит акустическое покрытие, предназначенное для поглощения части звуковой энергии.
4. Гондола летательного аппарата, содержащая, с одной стороны, канал (36), называемый вторичным, в котором течет газовый поток, при этом упомянутый канал (36) ограничен двумя, по существу, концентрическими внутренней (40) и внешней (42) стенками, закрытыми, по меньшей мере, частично, покрытием для поглощения части звуковой энергии и, с другой стороны, по меньшей мере, одну распорку (38, 38′), проходящую в радиальной плоскости, на, по меньшей мере, части длины упомянутого канала (36), отличающаяся тем, что профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) упомянутой, по меньшей мере, одной распорки (38, 38′) выполнен с возможностью увеличения количества отражений акустического луча на покрытии, предназначенном для поглощения части звуковой энергии.
5. Гондола летательного аппарата по п.4, отличающаяся тем, что профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) содержит, по меньшей мере, одну вогнутую часть.
6. Гондола летательного аппарата по п.4, отличающаяся тем, что профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) содержит, по меньшей мере, одну выпуклую часть.
7. Гондола летательного аппарата по п.5, отличающаяся тем, что профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) содержит, по меньшей мере, одну выпуклую часть.
8. Гондола летательного аппарата по одному из пп.4-7, отличающаяся тем, что стенка (44, 46) распорки (38, 38′) содержит акустическое покрытие, предназначенное для поглощения части звуковой энергии.
9. Летательный аппарат, содержащий гондолу по одному из предыдущих пунктов.
RU2009112609/06A 2006-09-07 2007-09-06 Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой RU2454556C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0653606 2006-09-07
FR0653606A FR2905734B1 (fr) 2006-09-07 2006-09-07 Dispositif permettant d'ameliorer l'efficacite des traitements acoustiques dans un conduit d'une motorisation d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009112609A RU2009112609A (ru) 2010-10-20
RU2454556C2 true RU2454556C2 (ru) 2012-06-27

Family

ID=37944390

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009112609/06A RU2454556C2 (ru) 2006-09-07 2007-09-06 Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8167232B2 (ru)
EP (1) EP2069625B1 (ru)
JP (1) JP5058262B2 (ru)
CN (1) CN101558224B (ru)
BR (1) BRPI0714746A2 (ru)
CA (1) CA2661874A1 (ru)
FR (1) FR2905734B1 (ru)
RU (1) RU2454556C2 (ru)
WO (1) WO2008029062A2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2552886C2 (ru) * 2012-10-24 2015-06-10 Альстом Текнолоджи Лтд Переходная часть камеры сгорания

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201007215D0 (en) * 2010-04-30 2010-06-16 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB201101609D0 (en) * 2011-01-31 2011-03-16 Rolls Royce Plc Attenuation of open rotor noise
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
FR3078107B1 (fr) * 2018-02-19 2020-07-31 Safran Aircraft Engines Nacelle de turbomachine a parois acoustiquement poreuses
DE102020128400B3 (de) 2020-10-28 2022-01-27 Airbus Defence and Space GmbH Strömungskörper für ein Fahrzeug und Verfahren zum Herstellen eines Strömungskörpers

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1284341A (en) * 1917-05-25 1918-11-12 Gustav Honegger Packing for pistons.
US3692141A (en) * 1968-07-26 1972-09-19 Dassault Avions Method of and means for noise attenuation
US5224341A (en) * 1992-01-06 1993-07-06 United Technologies Corporation Separable fan strut for a gas turbofan powerplant
RU2265130C1 (ru) * 2004-04-20 2005-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Смеситель двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд)

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2759554A (en) * 1952-08-04 1956-08-21 Bolt Beranek & Newman Acoustic absorber
US2918984A (en) * 1953-10-08 1959-12-29 Koppers Co Inc Sound control shroud for aircraft engines
US2916101A (en) * 1957-02-25 1959-12-08 Israel A Naman Sound-absorbing structures
US3002341A (en) * 1957-12-31 1961-10-03 Boeing Co Jet engine noise suppression nozzles
US2990906A (en) * 1958-10-08 1961-07-04 Koppers Co Inc Acoustic absorber
GB1212875A (en) * 1967-12-21 1970-11-18 Rolls Royce Aircraft
US3477231A (en) * 1967-12-26 1969-11-11 Gen Electric Noise reduction
GB1291235A (en) * 1968-10-02 1972-10-04 Rolls Royce Fluid flow machine
US3533486A (en) * 1968-11-08 1970-10-13 Gen Electric Jet engine silencer with retractable sound absorbing body
US3574477A (en) * 1969-02-19 1971-04-13 Boeing Co Noise attenuating system for rotary engines
GB1284341A (en) * 1970-01-28 1972-08-09 Rolls Royce Fluid flow machine
US3745629A (en) * 1972-04-12 1973-07-17 Secr Defence Method of determining optimal shapes for stator blades
US3890060A (en) * 1974-02-15 1975-06-17 Gen Electric Acoustic duct with asymmetric acoustical treatment
US4023644A (en) * 1975-07-02 1977-05-17 The Boeing Company Fluid layer acoustic shield for turbofan jet propulsion engine
US4131387A (en) * 1976-02-27 1978-12-26 General Electric Company Curved blade turbomachinery noise reduction
US4137992A (en) * 1976-12-30 1979-02-06 The Boeing Company Turbojet engine nozzle for attenuating core and turbine noise
US4335801A (en) * 1980-12-15 1982-06-22 The Boeing Company Noise suppressing nozzle
US4817756A (en) * 1985-08-26 1989-04-04 Aeronautic Development Corp. Ltd. Quiet nacelle system and hush kit
US4723626A (en) * 1985-08-26 1988-02-09 Aeronautic Development Corporation, Ltd. Quiet nacelle system and hush kit
GB2217951A (en) * 1988-04-27 1989-11-01 Univ Southampton Active control of sound in enclosures
GB9120658D0 (en) * 1991-09-27 1991-11-06 Short Brothers Plc Ducted fan turbine engine
JP3513170B2 (ja) * 1993-02-26 2004-03-31 三菱重工業株式会社 排気ディフューザー
US5467941A (en) * 1993-12-30 1995-11-21 The Boeing Company Pylon and engine installation for ultra-high by-pass turbo-fan engines
FR2740599B1 (fr) * 1995-10-30 1997-12-19 Technofirst Dispositif d'attenuation acoustique active destine a etre dispose a l'interieur d'un conduit, en particulier pour l'insonorisation de reseau de ventilation et/ou de climatisation
US5709529A (en) * 1995-11-14 1998-01-20 Westinghouse Electric Corporation Optimization of turbomachinery harmonics
US5848526A (en) * 1996-10-21 1998-12-15 United Technologies Corporation Noise reducing stator assembly for a gas turbine engine
US5952621A (en) * 1997-04-16 1999-09-14 Gte Internetworking Incorporated Sound attenuation system and related method
EP1509447A4 (en) * 2002-05-21 2010-07-21 Nordam Group Inc REACTOR NOZZLE WITH DOUBLE FLUX BIFURQUEE
US7337875B2 (en) * 2004-06-28 2008-03-04 United Technologies Corporation High admittance acoustic liner
US7083144B2 (en) * 2004-08-18 2006-08-01 The Boeing Company Apparatus and methods for support of propulsion systems interconnect members
FR2885955B1 (fr) * 2005-05-18 2007-06-22 Airbus France Sas Procede pour reduire les emissions sonores a l'arriere d'un turbomoteur et turbomoteur ainsi perfectionne.
US7552796B2 (en) * 2006-04-27 2009-06-30 United Technologies Corporation Turbine engine tailcone resonator
US7850116B2 (en) * 2006-05-26 2010-12-14 The Boeing Company Ducted open rotor apparatus and method

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1284341A (en) * 1917-05-25 1918-11-12 Gustav Honegger Packing for pistons.
US3692141A (en) * 1968-07-26 1972-09-19 Dassault Avions Method of and means for noise attenuation
US5224341A (en) * 1992-01-06 1993-07-06 United Technologies Corporation Separable fan strut for a gas turbofan powerplant
RU2265130C1 (ru) * 2004-04-20 2005-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Смеситель двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2552886C2 (ru) * 2012-10-24 2015-06-10 Альстом Текнолоджи Лтд Переходная часть камеры сгорания
US9429032B2 (en) 2012-10-24 2016-08-30 General Electric Technology Gmbh Combustor transition

Also Published As

Publication number Publication date
JP5058262B2 (ja) 2012-10-24
CA2661874A1 (fr) 2008-03-13
CN101558224A (zh) 2009-10-14
US8167232B2 (en) 2012-05-01
BRPI0714746A2 (pt) 2013-05-14
EP2069625B1 (fr) 2019-01-09
US20100038476A1 (en) 2010-02-18
WO2008029062A2 (fr) 2008-03-13
CN101558224B (zh) 2013-10-30
RU2009112609A (ru) 2010-10-20
FR2905734B1 (fr) 2012-07-13
WO2008029062A8 (fr) 2008-04-17
JP2010502885A (ja) 2010-01-28
FR2905734A1 (fr) 2008-03-14
EP2069625A2 (fr) 2009-06-17
WO2008029062A3 (fr) 2008-05-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2454556C2 (ru) Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой
JP4718815B2 (ja) ジェットエンジン騒音の低減方法及びシステム
RU2445488C2 (ru) Силовая установка летательного аппарата, содержащая выпускное сопло с фигурной задней кромкой и/или гондолу с фигурной задней кромкой, и летательный аппарат, содержащий такую установку
EP1277966B1 (en) Serrated fan blade
RU2472042C2 (ru) Структурная или неструктурная соединительная стойка картера компрессора турбореактивного двигателя, промежуточный картер турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель
US9062610B2 (en) Exhaust cone
US20060104819A1 (en) Low-noise fan exit guide vanes
US11970979B2 (en) Turbine engine with shockwave attenuation
US11885280B2 (en) Thrust reverser cascade including acoustic treatment
JP7417632B2 (ja) 音響処理を含む逆推力装置カスケード
RU2280186C2 (ru) Устройство для звукопоглощения в двухконтурном турбореактивном двигателе
RU100141U1 (ru) Устройство для снижения шума турбореактивного двигателя
RU2261999C2 (ru) Турбовентиляторный авиационный двигатель
RU2291324C1 (ru) Глушитель шума (варианты)
RU2396441C2 (ru) Глушитель шума
RU2336425C1 (ru) Глушитель шума
RU2367798C2 (ru) Турбореактивный двигатель
RU2282042C1 (ru) Глушитель шума
Abdelhamid et al. Fan broadband noise generation and propagation
RU2285818C1 (ru) Глушитель многосекционный для всасывающих воздуховодов компрессоров
Feiler Propulsion systems noise technology

Legal Events

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

Effective date: 20200907