RU2546347C2 - Шумоподавляющее устройство для гондолы турбореактивного двигателя, оснащенное подвижными шевронными элементами, и соответствующая гондола - Google Patents
Шумоподавляющее устройство для гондолы турбореактивного двигателя, оснащенное подвижными шевронными элементами, и соответствующая гондола Download PDFInfo
- Publication number
- RU2546347C2 RU2546347C2 RU2011107175/06A RU2011107175A RU2546347C2 RU 2546347 C2 RU2546347 C2 RU 2546347C2 RU 2011107175/06 A RU2011107175/06 A RU 2011107175/06A RU 2011107175 A RU2011107175 A RU 2011107175A RU 2546347 C2 RU2546347 C2 RU 2546347C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- chevron
- wall
- nacelle
- circumference
- Prior art date
Links
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
- F02K1/38—Introducing air inside the jet
- F02K1/383—Introducing air inside the jet with retractable elements
-
- 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
- F02K1/38—Introducing air inside the jet
- F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
-
- 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
- F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
- F02K1/48—Corrugated nozzles
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)
- Wind Motors (AREA)
Abstract
Устройство снижения аэроакустических шумов турбореактивного двигателя содержит группу шевронных элементов и полоз, установленный на окружности сопла гондолы турбореактивного двигателя с возможностью поворота вокруг оси указанного сопла. Каждый шевронный элемент соединен с полозом с помощью направляющего элемента, выполненного с возможностью перемещения по полозу при его повороте с обеспечением перемещения указанного шевронного элемента. Два шевронных элемента, последовательно расположенные на окружности сопла, наклоняются по-разному для обеспечения смешения потока, поступающего из турбореактивного двигателя, с окружающим наружным воздухом. Первый шевронный элемент расположен параллельно внутренней стенке сопла, а второй шевронный элемент расположен параллельно внешней стенке сопла. Другое изобретение группы относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей сопло с внутренней и внешней стенками и указанное выше устройство снижения аэроакустических шумов. Группа изобретений позволяет обеспечить снижение аэроакустических шумов турбореактивного двигателя на этапах взлета и посадки, а также уменьшить аэродинамические потери на других этапах его работы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 11 ил.
Description
Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, снабженной устройством подавления шума, создаваемого указанным двигателем.
Гондола имеет, как правило, трубчатую конструкцию. Она включает в себя воздухозаборник, находящийся выше по потоку от турбореактивного двигателя, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, в которой размещены средства реверсирования тяги и которая охватывает газогенератор, а также, в большинстве случаев, реактивное сопло, выход которого находится ниже по потоку от турбореактивного двигателя.
Гондолы рассчитаны на размещение в них одно- или двухконтурного турбореактивного двигателя.
Обычно существенная часть шума, производимого турбореактивным двигателем летательного аппарата, создается вследствие большой скорости выброса сгоревших газов, выходящих из сопла гондолы, а точнее - вследствие взаимодействия выбрасываемых соплом сгоревших газов с окружающим наружным воздухом.
Снижение уровня шума, особенно на этапе взлета летательного аппарата, является одной из важнейших задач при конструировании турбореактивных двигателей и гондол для таких двигателей.
Известно, что для достижения этой цели часть внутренней стенки воздухоприемного конструктивного элемента гондолы выполняют в виде ячеистой структуры, гасящей энергию звуковых волн.
Также известно, что для достижения этой цели в нижней по потоку части гондолы можно предусмотреть вырезы в форме шевронов, улучшающие смешивание потока сгоревших газов, выходящих из турбореактивного двигателя, с окружающим наружным воздухом и тем самым снижающие шум, создаваемый турбореактивным двигателем.
Однако такие шевронные элементы выполняют обычно неподвижными, что отрицательно сказывается на эксплуатационных характеристиках летательного аппарата.
Например, по сравнению со случаем ровного сопла увеличивается количество расходуемого топлива при сопоставимой силе тяги.
По этой причине в данной области техники были предложены устройства, снижающие уровень аэроакустических шумов турбореактивного двигателя на этапе взлета и при этом не ухудшающие сколько-нибудь заметно эксплуатационные характеристики летательного аппарата на других этапах полета.
В качестве примера можно указать устройство, описанное в патенте FR 2868131, где раскрыто сопло гондолы с изменяемой геометрией, адаптированное для двухконтурного турбореактивного двигателя. Под "двухконтурным турбореактивным двигателем" здесь понимается двигатель, генерирующий посредством вращающихся лопастей вентилятора поток горячего воздуха (или первичный поток), выходящий из камеры сгорания турбореактивного двигателя, а также поток холодного воздуха (вторичный поток), циркулирующий снаружи турбореактивного двигателя по тракту, образованному между обтекателем двигателя и внутренней стенкой гондолы, причем оба эти воздушных потока, выбрасываемые из двигателя через заднюю часть гондолы, смешиваются с потоком окружающего наружного воздуха.
В этой связи задачей настоящего изобретения является разработка гондолы, снабженной устройством снижения аэроакустических шумов, которое так же как и в вышеупомянутом случае обладает изменяемой геометрией, но имеет альтернативную конструкцию.
Другая задача изобретения заключается в создании устройства снижения аэроакустических шумов, обладающего изменяемой геометрией, но имеющего альтернативную конструкцию, которое можно размещать на гондоле турбореактивного двигателя.
В рамках решения поставленных задач желательно разработать такое устройство снижения аэроакустических шумов, обладающее изменяемой геометрией, которое могло бы регулировать эффективность смешивания потока газов, выходящих из турбореактивного двигателя, с окружающим воздухом и при этом могло бы снижать уровень аэродинамических потерь, несмотря на наличие в нем шевронных элементов.
Поставленные задачи решены путем создания гондолы турбореактивного двигателя, снабженной на своем нижнем по потоку конце соплом, содержащим внутреннюю стенку, с внутренней стороны которой циркулирует первый поток, поступающий из турбореактивного двигателя, и внешнюю стенку, снаружи которой циркулирует второй поток, соответствующий окружающему наружному воздуху, а также устройством снижения аэроакустических шумов турбореактивного двигателя, содержащим группу шевронных элементов, размещенных на окружности сопла. Гондола характеризуется тем, что указанное устройство снижения аэроакустических шумов снабжено полозом, установленным на окружности сопла с возможностью поворота вокруг оси указанного сопла, причем каждый шевронный элемент соединен с полозом с помощью направляющего элемента, который может перемещаться по полозу при его повороте, обеспечивая тем самым перемещение указанного шевронного элемента.
Поставленные задачи решены также путем создания устройства снижения аэроакустических шумов турбореактивного двигателя, оснащенного группой шевронных элементов, размещаемых на окружности сопла гондолы турбореактивного двигателя. Устройство характеризуется тем, что оно снабжено полозом, размещенным на окружности сопла и выполненным с возможностью поворота вокруг оси указанного сопла, причем каждый шевронный элемент соединен с этим полозом через направляющий элемент, выполненный с возможностью перемещения по полозу при его повороте с обеспечением перемещения указанного шевронного элемента.
Благодаря предложенному изобретению удается получить гондолу, снабженную устройством снижения аэроакустических шумов, которое особо эффективно на этапе взлета и посадки летательного аппарата и в котором шевронные элементы могут изменять ориентацию или убираться, что улучшает регулировку аэродинамических потерь в турбореактивном двигателе на этапах, отличных от взлета и посадки летательного аппарата, относящихся к действию рассматриваемого устройства.
Преимущество изобретения состоит в том, что оно обеспечивает разумный компромисс между акустической эффективностью устройства снижения аэроакустических шумов и величиной аэродинамических потерь, обусловленных действием этого устройства во время полета.
В зависимости от варианта исполнения изобретения, предлагаемое устройство может характеризоваться одним или несколькими из нижеперечисленных признаков, которые могут рассматриваться как по отдельности, так и в различных технически осуществимых комбинациях:
- устройство снижения аэроакустических шумов содержит группу рычагов, каждый из которых установлен одним из своих концов на полозе с помощью направляющего элемента, при этом каждый рычаг прикреплен своим противоположным концом к шевронному элементу таким образом, что шевронный элемент может совершать поворотное движение;
- полоз представляет собой круговое кольцо, которое размещено между внутренней стенкой и внешней стенкой сопла и радиус которого изменяется таким образом, что каждый шевронный элемент может совершать поворотное движение вокруг оси, касательной к окружности сопла;
- каждый шевронный элемент имеет трапецеидальную форму;
- полоз имеет волнистую или треугольную форму в зависимости от окружности сопла, вследствие чего каждый шевронный элемент может совершать поступательное движение между первым положением, в котором он убран в пространство между внутренней и внешней стенками сопла, и вторым положением, соответствующим выдвинутому положению шевронного элемента;
- гондола снабжена группой направляющих рельсов, расположенных между внутренней стенкой и внешней стенкой сопла и обеспечивающих направленное перемещение каждого шевронного элемента между указанными первым положением и вторым положением;
- гондола снабжена направляющим рельсом с каждой стороны каждого шевронного элемента, что обеспечивает возможность независимого направленного перемещения каждого шевронного элемента;
- каждый направляющий рельс имеет охватывающую форму, а соответствующий ему шевронный элемент имеет ответные охватываемые формы с боков;
- два шевронных элемента, последовательно расположенные на окружности сопла, наклоняются по-разному для обеспечения более эффективного смешивания первого потока со вторым потоком, представляющим собой окружающий наружный воздух;
- первый шевронный элемент расположен параллельно внутренней стенке сопла, а второй шевронный элемент расположен параллельно внешней стенке сопла;
- гондола снабжена зубчатой рейкой, приводимой в действие электродвигателем либо электрическим или гидравлическим силовым цилиндром для обеспечения поворота полоза по окружности сопла.
Другие особенности, задачи и преимущества изобретения станут более понятными из рассмотрения ниже описанных вариантов его осуществления, не ограничивающих объем правовой охраны изобретения и раскрытых со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:
фиг.1а изображает гондолу, оснащенную устройством снижения аэроакустических шумов, соответствующим первому варианту изобретения;
фиг.1b изображает фрагмент показанной на фиг.1а конструкции, относящийся к полозу и направляющему элементу устройства снижения аэроакустических шумов гондолы;
фиг.2 изображает три возможных положения - закрытое, среднее и открытое - шевронных элементов показанного на фиг.1а устройства снижения аэроакустических шумов гондолы;
фиг.3 схематически изображает гондолу, оснащенную устройством снижения аэроакустических шумов, соответствующим второму варианту изобретения, где иллюстрируется действие этого устройства при обеспечении возможных положений шевронных элементов, т.е. убранного положения (слева) и выдвинутого положения (справа);
фиг.4 более детально изображает полоз волнистой или квазисинусоидальной формы, входящий в состав устройства снижения аэроакустических шумов, соответствующего второму варианту изобретения;
фиг.5 изображает вариант выполнения полоза треугольной формы, входящего в состав устройства снижения аэроакустических шумов, соответствующего второму варианту изобретения;
фиг.6 дает общий вид устройства снижения аэроакустических шумов, соответствующего второму варианту изобретения и оснащенного полозом, альтернативным полозу, представленному на фиг.4;
фиг.7 изображает фрагмент показанной на фиг.6 конструкции, относящийся к рельсам устройства снижения аэроакустических шумов, соответствующего второму варианту изобретения;
фиг.8 в разрезе изображает внутреннюю и внешнюю стенки сопла гондолы, а также шевронный элемент, установленный параллельно внутренней стенке сопла;
фиг.9 в разрезе изображает внутреннюю и внешнюю стенки сопла гондолы, а также другой шевронный элемент, соседний показанному на фиг.8 и параллельный внешней стенке сопла, образующей линию обтекания для окружающего наружного воздуха;
фиг.10 в разрезе изображает внутреннюю и внешнюю стенки сопла гондолы, а также показанный на фиг.8 шевронный элемент, находящийся в выдвинутом положении, при котором сечение сопла увеличивается.
Фиг.1а, 1b и 2 иллюстрируют первый вариант изобретения.
В изобретении предложена гондола 1 турбореактивного двигателя. На ее нижнем по потоку конце имеется сопло 10, содержащее внутреннюю стенку, с внутренней стороны которой циркулирует первый поток, выходящий из турбореактивного двигателя, и внешнюю стенку 102, снаружи которой циркулирует второй поток, представляющий собой окружающий наружный воздух.
Кроме того, гондола 1 снабжена устройством 20 снижения аэроакустических шумов турбореактивного двигателя, которое содержит группу шевронных элементов 201, размещенных по окружности сопла 10.
Согласно изобретению, устройство снижения аэроакустических шумов турбореактивного двигателя содержит полоз 202, размещенный на окружности сопла 10 и выполненный с возможностью поворота вокруг оси этого сопла, причем каждый шевронный элемент соединен с этим полозом 202 с помощью направляющего элемента 204, установленного с возможностью перемещения по полозу 202 во время его поворота с обеспечением перемещения шевронного элемента 201.
В предпочтительном случае указанный направляющий элемент 204 представляет собой ролик.
В соответствии с первым вариантом изобретения, полоз 202 представляет собой круговое кольцо, которое размещено между внутренней стенкой 101 и внешней стенкой 102 сопла 10 и радиус которого изменяется таким образом, что каждый шевронный элемент 201 может совершать вращательное движение вокруг оси, касательной к окружности сопла 10.
Для этого устройство снижения аэроакустических шумов также снабжено группой рычагов 203, каждый из которых присоединен одним из своих концов через ролик 204 к полозу 202, а противоположным концом прикреплен к шевронному элементу 201, вследствие чего шевронный элемент 201 может совершать поворотное движение.
Так, например, если радиус кольца 202 уменьшается по отношению к среднему положению (часть 3 на фиг.2, иллюстрирующая «открытое» положение), то шевронный элемент 201 будет демонстрировать тенденцию к подъему в направлении внешней стенки 102 сопла 10, поворачиваясь вокруг оси его вращения.
Напротив, если радиус кольца 202 увеличивается по отношению к среднему положению (центральная часть на фиг.2 или стрелка F на фиг.1), то шевронный элемент демонстрирует тенденцию к опусканию в направлении внутренней стенки 101 сопла 10, поворачиваясь вокруг оси его вращения (часть 1 на фиг.2, иллюстрирующая «закрытое» положение).
В результате, каждый шевронный элемент 201 может быть ориентирован надлежащим образом, а значит, отрегулирован с учетом конкретного этапа полета летательного аппарата.
Таким образом, можно изменять сечение сопла 10 гондолы в зависимости от различных этапов полета летательного аппарата.
При этом удается регулировать эффективность смешивания потока, исходящего из турбореактивного двигателя, с окружающим воздухом.
Форма шевронных элементов 201 для целей изобретения решающего значения не имеет.
Тем не менее, выбранная в соответствии с первым вариантом изобретения трапецеидальная форма обладает преимуществом, поскольку обеспечивает полную герметичность между двумя соседними шевронными элементами, предотвращая в закрытом положении пропускание между ними воздуха, которое крайне нежелательно при необходимости снижения уровня шума.
На фиг.3-7 проиллюстрирован второй вариант изобретения.
В соответствии с этим вариантом, полоз 202 имеет, например, волнистую (см. фиг.4) или треугольную (фиг.5) форму, в зависимости от окружности сопла 10.
Такая форма обеспечивает возможность изменения расстояния между полозом 202 и задней кромкой сопла 10, вследствие чего каждый шевронный элемент 201 может совершать поступательное перемещение между первым положением, в котором он убран в пространство между внутренней 101 и внешней 102 стенками сопла 10 (как видно на фиг.3 слева и на фиг.7), и вторым выдвинутым положением (показано на фиг.3 справа и на фиг.4, 5, 6).
Таким образом, появляется возможность убирать шевронные элементы полностью, что позволяет получить гондолу, которая ведет себя в аэродинамическом отношении как конструкция, вообще не оснащенная каким-либо устройством снижения аэроакустических шумов.
Сказанное особенно выгодно в тех случаях, когда летательный аппарат находится в полете, чтобы снизить во время полета аэродинамические потери и уменьшить тем самым потребление горючего.
В связи с этим предусмотрена группа направляющих рельсов 205, размещенных между внутренней 101 и внешней 102 стенками сопла 10, которые обеспечивают направленное перемещение каждого шевронного элемента 201 между первым убранным положением и вторым выдвинутым положением.
Предпочтительно помещать с каждой стороны каждого шевронного элемента 201 по соответствующему направляющему рельсу 205, с тем чтобы обеспечить независимое направленное перемещение этих элементов 201.
Согласно альтернативному варианту изобретения, каждый направляющий рельс 205 имеет охватывающую форму, а соответствующий ему шевронный элемент 201 - ответные охватываемые формы с боков.
Так, на фиг.7 видно, что каждый рельс имеет, по существу, П-образное сечение.
Можно также рассмотреть альтернативную конструкцию, применимую к обоим рассмотренным выше вариантам изобретения (показана на фиг.8 и 9).
Дело в том, что устройство снижения аэроакустических шумов можно установить таким образом, чтобы два соседних на окружности сопла 10 шевронных элемента наклонялись по-разному, с тем чтобы повысить эффективность смешивания первого потока, поступающего из турбореактивного двигателя, с окружающим наружным воздухом путем обеспечения взаимодействия между шевронными элементами 201 и сначала первым потоком, а затем - с наружным воздухом.
Если говорить конкретнее, то можно предусмотреть такую конструкцию, в которой первый шевронный элемент 201 будет расположен параллельно внутренней стенке 101 сопла 10 (фиг.9), а следующий шевронный элемент 201 - параллельно внешней стенке 102 сопла (фиг.8).
Следует иметь в виду, что развертывание шевронного элемента параллельно внешней стенке 102 сопла несомненно позволяет увеличить выходное сечение гондолы, однако при убранном положении расход первого потока будет по-прежнему ограничиваться выходным сечением сопла (фиг.10).
В этом случае увеличение расхода воздуха через сопло может составлять около 2% при обычной работе, характерной для этапа взлета.
Независимо от выбранного варианта изобретения, поворотное движение полоза 202 по окружности сопла можно обеспечивать при помощи зубчатой рейки, приводимой в действие электродвигателем либо, согласно другому варианту, электрическим или гидравлическим силовым цилиндром.
Claims (10)
1. Гондола (1) турбореактивного двигателя, снабженная на своем нижнем по потоку конце соплом (10), содержащим внутреннюю стенку (101), с внутренней стороны которой циркулирует первый поток, поступающий из турбореактивного двигателя, и внешнюю стенку (102), снаружи которой циркулирует второй поток, соответствующий окружающему наружному воздуху, а также устройством (20) снижения аэроакустических шумов турбореактивного двигателя, содержащим группу шевронных элементов (201), размещенных на окружности сопла (10), отличающаяся тем, что указанное устройство снижения аэроакустических шумов снабжено полозом (202), установленным на окружности сопла с возможностью поворота вокруг оси указанного сопла, причем каждый шевронный элемент (201) соединен с полозом (202) с помощью направляющего элемента (204), который выполнен с возможностью перемещения по полозу (202) при его повороте с обеспечением перемещения указанного шевронного элемента (201), причем два шевронных элемента (201), последовательно расположенные на окружности сопла (10), наклоняются по-разному для обеспечения более эффективного смешивания первого потока со вторым потоком, представляющим собой окружающий наружный воздух, при этом первый шевронный элемент (201) расположен параллельно внутренней стенке (101) сопла (10), а второй шевронный элемент (201) расположен параллельно внешней стенке (102) сопла (10).
2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что устройство снижения аэроакустических шумов содержит группу рычагов (203), каждый из которых установлен одним из своих концов на полозе (202) с помощью направляющего элемента (204), при этом каждый рычаг (204) прикреплен своим противоположным концом к шевронному элементу (201) таким образом, что шевронный элемент может совершать поворотное движение.
3. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что полоз (202) представляет собой круговое кольцо, которое размещено между внутренней стенкой (101) и внешней стенкой (102) сопла (10) и радиус которого изменяется таким образом, что каждый шевронный элемент (201) может совершать поворотное движение вокруг оси, касательной к окружности сопла (10).
4. Гондола по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что каждый шевронный элемент (201) имеет трапецеидальную форму.
5. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что полоз (202) имеет волнистую или треугольнообразную форму в зависимости от окружности сопла (10), вследствие чего каждый шевронный элемент (201) может совершать поступательное движение между первым положением, в котором он убран в пространство между внутренней и внешней стенками сопла, и вторым положением, соответствующим выдвинутому положению шевронного элемента.
6. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что она снабжена группой направляющих рельсов (205), расположенных между внутренней стенкой (101) и внешней стенкой (102) сопла (10) и обеспечивающих направленное перемещение каждого шевронного элемента (201) между указанными первым положением и вторым положением.
7. Гондола по п.6, отличающаяся тем, что она снабжена направляющим рельсом (205) с каждой стороны каждого шевронного элемента (201), что обеспечивает возможность независимого направленного перемещения каждого шевронного элемента (201).
8. Гондола по п.6 или 7, отличающаяся тем, что каждый направляющий рельс (205) имеет охватывающую форму, а соответствующий ему шевронный элемент (201) имеет ответные охватываемые формы с боков.
9. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена зубчатой рейкой, приводимой в действие электродвигателем либо электрическим или гидравлическим силовым цилиндром для обеспечения поворота полоза (202) по окружности сопла (10).
10. Устройство снижения аэроакустических шумов турбореактивного двигателя, оснащенное группой шевронных элементов (201), размещаемых на окружности сопла (10) гондолы турбореактивного двигателя, отличающееся тем, что оно снабжено полозом (202), размещенным на окружности сопла (10) и выполненным с возможностью поворота вокруг оси указанного сопла, причем каждый шевронный элемент (201) соединен с этим полозом (202) через направляющий элемент (204), выполненный с возможностью перемещения по полозу (202) при его повороте с обеспечением перемещения указанного шевронного элемента (201), причем два шевронных элемента (201), последовательно расположенные на окружности сопла (10), наклоняются по-разному для обеспечения более эффективного смешивания первого потока со вторым потоком, представляющим собой окружающий наружный воздух, при этом первый шевронный элемент (201) расположен параллельно внутренней стенке (101) сопла (10), а второй шевронный элемент (201) расположен параллельно внешней стенке (102) сопла (10).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0804492A FR2934875B1 (fr) | 2008-08-06 | 2008-08-06 | Nacelle de turboreacteur a chevrons mobiles. |
| FR08/04492 | 2008-08-06 | ||
| PCT/FR2009/000980 WO2010015751A1 (fr) | 2008-08-06 | 2009-08-05 | Dispositif de reduction de bruit pour nacelle de turboreacteur a chevrons mobiles, et nacelle associee |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011107175A RU2011107175A (ru) | 2012-09-20 |
| RU2546347C2 true RU2546347C2 (ru) | 2015-04-10 |
Family
ID=40430077
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011107175/06A RU2546347C2 (ru) | 2008-08-06 | 2009-08-05 | Шумоподавляющее устройство для гондолы турбореактивного двигателя, оснащенное подвижными шевронными элементами, и соответствующая гондола |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8430203B2 (ru) |
| EP (1) | EP2321515A1 (ru) |
| CN (1) | CN102105669B (ru) |
| BR (1) | BRPI0916585A2 (ru) |
| CA (1) | CA2732127A1 (ru) |
| FR (1) | FR2934875B1 (ru) |
| RU (1) | RU2546347C2 (ru) |
| WO (1) | WO2010015751A1 (ru) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102010025014B4 (de) * | 2010-06-24 | 2020-10-01 | Airbus Defence and Space GmbH | Vorrichtung zur Reduzierung von Strahllärm |
| US8613398B2 (en) * | 2011-06-17 | 2013-12-24 | General Electric Company | Apparatus and methods for linear actuation of flow altering components of jet engine nozzle |
| FR2996258B1 (fr) * | 2012-10-01 | 2014-10-17 | Snecma | Melangeur a rotation alternative pour tuyere a flux confluents de turbomachine et son procede de pilotage |
| FR3008739B1 (fr) * | 2013-07-18 | 2017-03-24 | Snecma | Tuyere d'une turbomachine equipee de chevrons a face interne non axi-symetrique. |
| JP6183837B2 (ja) * | 2013-08-19 | 2017-08-23 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 排気ノズル |
| US10240560B2 (en) | 2014-11-19 | 2019-03-26 | Rohr, Inc. | Boot for repair of chevron on nacelle |
| US10465538B2 (en) * | 2014-11-21 | 2019-11-05 | General Electric Company | Gas turbine engine with reversible fan |
| US20170089298A1 (en) * | 2015-09-28 | 2017-03-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deployment mechanism for inflatable surface-increasing features for gas turbine engine |
| US20170122255A1 (en) * | 2015-10-28 | 2017-05-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Chevron system for gas turbine engine |
| US20220018283A1 (en) * | 2018-09-20 | 2022-01-20 | Safran Aircraft Engines | Acoustic management, on a turbomachine or a nacelle |
| FR3097016B1 (fr) * | 2019-06-06 | 2021-07-23 | Safran Aircraft Engines | Structure de confluence d’une veine primaire et d’une veine secondaire dans une turbomachine a double flux |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4279382A (en) * | 1980-01-28 | 1981-07-21 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Radial and axial flow variable exhaust nozzle for a gas turbine engine |
| FR2740832A1 (fr) * | 1995-11-02 | 1997-05-09 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Arriere-corps de turboreacteur a double flux |
| GB2372779A (en) * | 2001-03-03 | 2002-09-04 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nozzle with noise reducing tabs |
| RU2310766C1 (ru) * | 2006-02-06 | 2007-11-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Шевронное реактивное сопло газотурбинного двигателя |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1422203A (fr) * | 1964-11-03 | 1965-12-24 | Snecma | Perfectionnement à la régulation de section des tuyères à effet de silencieux |
| FR1547756A (fr) * | 1967-10-19 | 1968-11-29 | Snecma | Silencieux pour réacteurs aéronautiques |
| US3612209A (en) * | 1969-11-28 | 1971-10-12 | Gen Electric | Propulsion nozzle with combined thrust reverser and sound suppressor mechanism |
| FR2242568B2 (ru) * | 1973-08-31 | 1976-10-01 | Snecma | |
| US4754924A (en) * | 1987-04-03 | 1988-07-05 | Shannon Aubrey J | Variable geometry nozzle |
| US6220546B1 (en) * | 1999-12-29 | 2001-04-24 | The Boeing Company | Aircraft engine and associated aircraft engine cowl |
| US7093423B2 (en) * | 2004-01-20 | 2006-08-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| FR2868131B1 (fr) * | 2004-03-25 | 2006-06-09 | Airbus France Sas | Tuyere primaire a chevrons pour turboreacteur a double flux d'aeronef et aeronef comportant une telle tuyere |
| GB0505246D0 (en) * | 2005-03-15 | 2005-04-20 | Rolls Royce Plc | Engine noise |
| GB0606823D0 (en) * | 2006-04-05 | 2006-05-17 | Rolls Royce Plc | Adjustment assembly |
| GB0608093D0 (en) * | 2006-04-25 | 2006-05-31 | Short Brothers Plc | Variable area exhaust nozzle |
| DE102006019299B3 (de) * | 2006-04-26 | 2007-11-08 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Ummanteltes Turbofan-Flugzeugtriebwerk |
| FR2904372B1 (fr) * | 2006-07-26 | 2008-10-31 | Snecma Sa | Tuyere d'ejection des gaz pour turbomachine a double flux ayant une section d'ejection ou de col variable par deplacement du capot secondaire |
| WO2008045090A1 (en) * | 2006-10-12 | 2008-04-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with rotationally overlapped fan variable area nozzle |
| US7966826B2 (en) * | 2007-02-14 | 2011-06-28 | The Boeing Company | Systems and methods for reducing noise from jet engine exhaust |
| US7883049B2 (en) * | 2007-04-27 | 2011-02-08 | The Boeing Company | Jet nozzle having noise attenuating shield and method therefor |
-
2008
- 2008-08-06 FR FR0804492A patent/FR2934875B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-08-05 CA CA2732127A patent/CA2732127A1/fr not_active Abandoned
- 2009-08-05 US US13/057,935 patent/US8430203B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2009-08-05 RU RU2011107175/06A patent/RU2546347C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2009-08-05 BR BRPI0916585A patent/BRPI0916585A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2009-08-05 EP EP09736432A patent/EP2321515A1/fr not_active Withdrawn
- 2009-08-05 CN CN200980129622.1A patent/CN102105669B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2009-08-05 WO PCT/FR2009/000980 patent/WO2010015751A1/fr active Application Filing
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4279382A (en) * | 1980-01-28 | 1981-07-21 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Radial and axial flow variable exhaust nozzle for a gas turbine engine |
| FR2740832A1 (fr) * | 1995-11-02 | 1997-05-09 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Arriere-corps de turboreacteur a double flux |
| GB2372779A (en) * | 2001-03-03 | 2002-09-04 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nozzle with noise reducing tabs |
| RU2310766C1 (ru) * | 2006-02-06 | 2007-11-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Шевронное реактивное сопло газотурбинного двигателя |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN102105669A (zh) | 2011-06-22 |
| EP2321515A1 (fr) | 2011-05-18 |
| US8430203B2 (en) | 2013-04-30 |
| CA2732127A1 (fr) | 2010-02-11 |
| WO2010015751A1 (fr) | 2010-02-11 |
| RU2011107175A (ru) | 2012-09-20 |
| CN102105669B (zh) | 2013-12-25 |
| FR2934875A1 (fr) | 2010-02-12 |
| FR2934875B1 (fr) | 2010-08-13 |
| BRPI0916585A2 (pt) | 2015-11-10 |
| US20110139540A1 (en) | 2011-06-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2546347C2 (ru) | Шумоподавляющее устройство для гондолы турбореактивного двигателя, оснащенное подвижными шевронными элементами, и соответствующая гондола | |
| US10829232B2 (en) | Aircraft comprising a propulsion assembly including a fan on the rear of the fuselage | |
| CN112664349A (zh) | 推进系统架构 | |
| US8402765B2 (en) | Translating variable area fan nozzle providing an upstream bypass flow exit | |
| US8127532B2 (en) | Pivoting fan nozzle nacelle | |
| US9551298B2 (en) | Variable area fan nozzle with one or more integrated blocker doors | |
| US8973364B2 (en) | Gas turbine engine with noise attenuating variable area fan nozzle | |
| CA2609282C (en) | Turbofan engine cowl assembly and method of operating the same | |
| US8256225B2 (en) | Gas turbine engine with a variable exit area fan nozzle, nacelle assembly of such a engine, and corresponding operating method | |
| RU2516744C2 (ru) | Реверсор тяги для гондолы турбореактивного двигателя, гондола турбореактивного двигателя и летательный аппарат, содержащий такую гондолу | |
| US8959889B2 (en) | Method of varying a fan duct nozzle throat area of a gas turbine engine | |
| JP2013043635A (ja) | 航空機推進システムおよびそのシステムを制御する方法 | |
| BRPI0407675B1 (pt) | Bocal de escapamento convergente | |
| US9759087B2 (en) | Translating variable area fan nozzle providing an upstream bypass flow exit | |
| US10100780B2 (en) | Nacelle for an aircraft turbojet engine comprising a secondary nozzle section with rotary doors | |
| US20120192543A1 (en) | Exhaust nozzle for a bypass airplane turbojet having a deployable secondary cover and a retractable central body | |
| US9897040B2 (en) | Rear mounted reverse core engine thrust reverser | |
| US9777670B2 (en) | Aircraft propulsion unit including at least one turbojet engine and a nacelle | |
| US9574520B2 (en) | Reverse core engine thrust reverser for under wing | |
| US20140130503A1 (en) | Turbofan engine with convergent - divergent exhaust nozzle | |
| US20090107108A1 (en) | Nacell for bypass engine with high bypass ratio | |
| CN112061404A (zh) | 减轻机舱入口中的不利流条件 | |
| EP2278147B1 (en) | Translating variable area fan nozzle providing an upstream bypass flow exit | |
| CN107923342B (zh) | 包括推力反向装置的飞行器推进组件 | |
| RU2566091C2 (ru) | Сопло холодного потока турбореактивного двухконтурного двигателя с раздельными потоками, содержащее решетчатый реверсор тяги |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150806 |