RU2563297C2 - Гондола турбореактивного двигателя - Google Patents

Гондола турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2563297C2
RU2563297C2 RU2013100181/11A RU2013100181A RU2563297C2 RU 2563297 C2 RU2563297 C2 RU 2563297C2 RU 2013100181/11 A RU2013100181/11 A RU 2013100181/11A RU 2013100181 A RU2013100181 A RU 2013100181A RU 2563297 C2 RU2563297 C2 RU 2563297C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nacelle
channel
zone
turbojet engine
structural element
Prior art date
Application number
RU2013100181/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013100181A (ru
Inventor
Ксавье БУТЕЙЕ
Лоран Альбер БЛЕН
Original Assignee
Эрсель
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 Эрсель filed Critical Эрсель
Publication of RU2013100181A publication Critical patent/RU2013100181A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2563297C2 publication Critical patent/RU2563297C2/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
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • F02K1/34—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for attenuating noise
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/13—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having variable working fluid interconnections between turbines or compressors or stages of different 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
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
    • 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
    • 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
    • F02K3/077—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 the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
    • 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
    • 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)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Гондола содержит элемент со стенкой, ограничивающей канал циркуляции основного потока. Канал имеет переменное проходное сечение. Проходное сечение в первой зоне канала больше, чем во второй. Первая и вторая зоны канала сообщены трубопроводом циркуляции вторичного потока. Стенка элемента гондолы по крайней мере частично покрыта звукопоглощающей панелью. Трубопровод циркуляции вторичного потока проходит через звукопоглощающую панель. Достигается снижение потери давления вследствие трения на стенках. 9 з.п. ф-лы, 11 ил.

Description

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя.
В частности, оно относится к гондоле, содержащей по меньшей мере один элемент гондолы, имеющий стенку, ограничивающую собой канал циркуляции основного потока, причем указанный канал имеет переменное проходное сечение потока по меньшей мере с одной первой зоной канала, проходное сечение которой больше проходного сечения по меньшей мере одной второй зоны канала.
Самолет приводится в движение посредством нескольких турбореактивных двигателей, каждый из которых помещен в гондолу, в которой находится также группа вспомогательных приводных устройств, связанных с работой двигателя и выполняющих различные функции во время работы турбореактивного двигателя или его выключении. Такие вспомогательные приводные устройства содержат, в частности, механическую систему привода реверсоров тяги.
Как показано на фиг.1, гондола N имеет, как правило, трубчатую конструкцию и содержит секцию воздухозаборника SE1, размещенную перед турбореактивным двигателем (не показан), среднюю секцию SE2, охватывающую вентилятор S турбореактивного двигателя, и заднюю секцию SE3, где находятся, как правило, средства реверса тяги и которая охватывает камеру сгорания турбореактивного двигателя, и заканчивается обычно выходной секцией SE4, выпускное отверстие которой располагается ниже по потоку от турбореактивного двигателя.
Секция воздухозаборника SE1 выполнена в виде входного конструкционного элемента 1 гондолы N, находящегося перед турбореактивным двигателем и вентилятором S турбореактивного двигателя, причем указанный входной конструкционный элемент 1 имеет внутреннюю трубчатую стенку 10, которая ограничивает собой канал 11 для впуска воздуха в гондолу N.
Средняя секция SE2 выполнена в виде среднего конструкционного элемента 2, находящегося перед турбореактивным двигателем и охватывающего вентилятор S, причем указанный средний конструкционный элемент 2 имеет внутреннюю трубчатую стенку 20, которая ограничивает, вместе с вентилятором S, кольцевой канал 21 циркуляции воздуха.
Задняя секция SE3 включает в себя два концентрических задних конструкционных элемента 30, 31, находящихся за вентилятором S и охватывающих турбореактивный двигатель, а именно:
- задний наружный конструкционный элемент 30, или так называемую наружную неподвижную конструкцию (ННК);
- и задний внутренний конструкционный элемент 31, или так называемую внутреннюю неподвижную конструкцию (ВНК).
Задний наружный конструкционный элемент 30 имеет внутреннюю трубчатую стенку 32, а задний внутренний конструкционный элемент 31 имеет наружную кольцевую стенку 33. Указанные трубчатые стенки 32 и 33 ограничивают кольцевой канал 34 потока (тракт), обеспечивающий направленное перемещение холодного воздушного потока, циркулирующего снаружи турбореактивного двигателя.
В процессе работы двухконтурный турбореактивный двигатель генерирует посредством вращающихся лопастей вентилятора S горячий воздушный поток (его называют также первичным потоком), выходящий из камеры сгорания турбореактивного двигателя, и холодный воздушный поток (вторичный поток), который циркулирует снаружи турбореактивного двигателя по кольцевому каналу 34 потока.
Выходная секция SE4 содержит по меньшей мере один сопловой элемент 4 для выпуска газов, находящийся за турбореактивным двигателем, причем указанный элемент 4 содержит по меньшей мере одну кольцевую стенку 40, ограничивающую собой канал 41 для выпуска воздуха из гондолы N. В результате, первичный и вторичный потоки выталкиваются из двигателя через заднюю часть гондолы по указанному(ым) выпускному(ым) каналу(ам) 41.
В так называемых «гондолах с раздельными потоками» первичный и вторичный потоки не смешиваются, то есть на выходе они разделяются и циркулируют в первичном и вторичном сопловых элементах соответственно. В так называемых «гондолах со смешиваемыми потоками» первичный и вторичный потоки смешиваются за двигателем в общем сопловом элементе.
Для ограничения звукового загрязнения, создаваемого самолетом, как показано на фиг.1, стенки различных элементов гондолы традиционно по меньшей мере частично покрывают звукопоглощающими панелями 5.
На фиг.2 приводится пример такой звукопоглощающей панели 5 многослойного типа из композитного материала, которая включает в себя:
- структурирующую оболочку 50 так называемого «сплошного» воздухонепроницаемого типа, которая крепится к стенке соответствующего элемента гондолы;
- перфорированную оболочку 51 так называемого «акустического» воздухопроницаемого типа, которая по меньшей мере частично ограничивает собой канал потока в данном элементе гондолы;
- сердечник 52, расположенный между структурирующей оболочкой 50 и перфорированной оболочкой 51 и выполненный из звукопоглощающего материала с многочисленными внутренними полостями.
Такие панели представляют собой акустические резонаторы, способные «улавливать» шум и, следовательно, ослаблять звуковые излучения, распространяющиеся от гондолы.
В соответствии с примером, представленным на фиг.2, сердечник 52 выполнен из материала с ячеистой структурой типа сотовой. Материал содержит множество ячеек, ограниченных боковыми стенками, при этом каждая ячейка сообщается с соседними ячейками. Подобные панели с ячеистой структурой уже известны, например, из международных заявок WO 2008/113904 и WO 2009/066036, поэтому подробно здесь не рассматриваются.
В соответствии с одним из примеров (здесь не показан), который раскрыт, в частности, во французских патентах FR 2938014 и FR 2934641, сердечник выполнен из пористого материала. Под «пористым материалом» понимается неплотный материал (то есть со многими сообщающимися полостями) в пенообразном виде, во вспученном виде, в виде войлока или в виде смеси небольших элементов, например, шариков.
В зависимости от строения гондолы, некоторые из упомянутых выше каналов имеют переменное проходное сечение потока по меньшей мере с одной первой зоной канала, проходное сечение которой больше проходного сечения по меньшей мере одной второй зоны канала. Учитывая, что распределение давления в канале зависит от проходного сечения потока, эти каналы имеют зоны высокого давления (связанные с большими проходными сечениями) и зоны низкого давления (связанные с малыми проходными сечениями).
На фиг.3 проиллюстрировано изменение проходного сечения A потока (в м2) во входном канале 11 в зависимости от продольного положения X (в см) вдоль средней оси AA′ гондолы N. Здесь можно различить по меньшей мере две отдельные зоны Z1, Z2, а именно:
- первую зону Z1 небольшого сечения, расположенную вблизи от горловины C воздухозаборника и соответствующую зоне низкого давления и высокой скорости в процессе работы самолета;
- вторую зону Z2 большого сечения, расположенную вблизи от вентилятора и соответствующую зоне высокого давления и низкой скорости в процессе работы самолета.
На фиг.4 с помощью кривых C1-C3 показаны несколько примеров изменения сечения A, относительно сечения Acol горловины C, и представляющего собой проходное сечение потока в кольцевом канале в зависимости от продольного положения X (в м) вдоль средней оси AA′ гондолы N. Кривые Rint и Rext иллюстрируют изменение внутренних и наружных радиусов рассматриваемого кольцевого канала в зависимости от продольного положения X. Здесь можно различить по меньшей мере две отдельные зоны Z1, Z2, а именно:
- первую зону Z1 небольшого сечения, соответствующую зоне низкого давления и высокой скорости в процессе работы самолета;
- вторую зону Z2 большого сечения, соответствующую зоне высокого давления и низкой скорости в процессе работы самолета.
Указанный кольцевой канал может находиться в задней секции SE3 или выходной секции SE4 гондолы N. Так, например, он может соответствовать кольцевому каналу 34, или тракту, расположенному между задним наружным конструкционным элементом 30 (ННК) и задним внутренним конструкционным элементом 31 (ВНК). Этот кольцевой канал может также находиться в сопловом элементе, например, в первичном или вторичном сопловом элементе гондолы с раздельными потоками либо в общем сопловом элементе гондолы со смешиваемыми потоками.
Однако на стенках, ограничивающих разные каналы гондолы, турбулентные пограничные слои потока приводят к потерям давления вследствие трения. Воздействие этих потерь на эксплуатационные характеристики турбореактивного двигателя и, значит, на потребление топлива значительно. Как было замечено заявителями, во вторичном сопловом элементе гондолы с раздельными потоками наблюдаются потери вследствие трения около 1,5% потребления топлива.
Известный уровень техники может быть также проиллюстрирован с помощью принципов, изложенных в заявках US 2009/140104, ЕР 1517022 и US 3572960.
В заявке US 2009/140104 описана гондола, снабженная средствами обдува, предназначенными для инжекции тангенциального воздушного потока во внутренний объем этой гондолы. Указанные средства обдува содержат по меньшей мере один воздуховпускной трубопровод, предназначенный для отбора тангенциального воздушного потока в зоне компрессоров турбореактивного двигателя с целью обеспечения такой направленной циркуляции воздушного потока в гондоле, при которой он удерживался бы в положении, параллельном ее продольной оси, предотвращая тем самым возможные разделения воздушных потоков в гондоле.
В заявке ЕР 1517022 описан способ ослабления шума, создаваемого турбореактивным двигателем, который предусматривает локальное повышение скорости потока, уменьшение пограничного слоя и связанной с ним турбулентности и оптимизацию преломления и поглощения звука с помощью звукоизоляционного слоя. В соответствии с данным способом повышение указанной скорости может быть обеспечено с помощью обводного трубопровода, всасывающего воздух и нагнетающего его в гондолу с использованием перепада давлений.
В заявке US 3572960 раскрыта возможность установки одного или нескольких трубопроводов в кожухе вентилятора между выходными спрямляющими лопатками и входными спрямляющими лопатками, расположенными в канале циркуляции основного потока, с целью по меньшей мере существенного удаления турбулентных следов на задних кромках входных спрямляющих лопаток и, следовательно, ослабления шума.
Задача настоящего изобретения состоит в том, чтобы устранить по меньшей мере часть вышеупомянутых недостатков за счет создания гондолы, в которой снижены потери давления вследствие трения на стенках, ограничивающих каналы этой гондолы.
Для решения указанной задачи предложена гондола турбореактивного двигателя, содержащая по меньшей мере один элемент гондолы, имеющий стенку, ограничивающую собой канал циркуляции основного потока, причем указанный канал имеет переменное проходное сечение потока по меньшей мере с одной первой зоной канала, проходное сечение которой больше проходного сечения по меньшей мере одной второй зоны канала, при этом указанная гондола снабжена по меньшей мере одним трубопроводом циркуляции вторичного потока, обеспечивающим сообщение по текучей среде между первой зоной и второй зоной канала параллельно указанному каналу, отличающаяся тем, что стенка элемента гондолы по меньшей мере частично покрыта звукопоглощающей панелью, проходящей в первой и второй зонах канала, причем указанная панель содержит:
- структурирующую оболочку, прикрепленную к указанной стенке элемента гондолы;
перфорированную оболочку, по меньшей мере частично ограничивающую собой канал;
- сердечник, расположенный между структурирующей оболочкой и перфорированной оболочкой и выполненный из звукопоглощающего материала с многочисленными внутренними полостями;
причем указанный трубопровод, или каждый из трубопроводов, имеет первый конец, проходящий через структурирующую оболочку в первой зоне канала, и второй конец, проходящий через структурирующую оболочку во второй зоне канала, для создания вторичного потока в трубопроводе через сердечник и перфорированную оболочку звукопоглощающей панели.
В процессе работы перепад давлений между первой зоной (высокого давления) и второй зоной (низкого давления) позволяет создать между указанными двумя зонами вторичный поток. Таким образом, при использовании такого(их) трубопровода(ов) образуется вторичный поток, циркулирующий от первой зоны ко второй зоне, причем происходит:
- всасывание в первой зоне, или, иначе говоря, в зоне(ах) высокого давления;
- и нагнетание во второй зоне, или, иначе говоря, в зоне(ах) низкого давления.
Если говорить точнее, образуется вторичный поток, циркулирующий от первой зоны ко второй зоне, причем происходит:
- всасывание в первой зоне через отверстия, выполненные в перфорированной оболочке, и через сердечник; и
- нагнетание во второй зоне, также через отверстия, выполненные в перфорированной оболочке, и через сердечник.
Благодаря нагнетанию во второй зоне удается уменьшить коэффициент трения пограничного слоя в этой зоне, что позволяет снизить потери давления вследствие трения.
При использовании указанного(ых) трубопровода(ов) воздух, отбираемый из канала гондолы, повторно инжектируется в тот же канал, то есть этот вторичный поток не образует утечек. Таким образом, указанный(ые) трубопровод(ы) формирует(ют) пассивную систему всасывания и нагнетания без какого-либо внешнего источника потока.
Кроме того, воздух, циркулирующий в трубопроводе(ах) (иными словами, во вторичном потоке), может повысить эффективность охлаждения конструкции гондолы в случае, когда воздух, отбираемый из первой(ых) зоны (зон), является холодным.
Трубопровод(ы) предпочтительно ограничивает(ют) собой входную поверхность вторичного потока в первой зоне канала, а также выходную поверхность вторичного потока во второй зоне канала, причем площадь входной поверхности больше площади выходной поверхности.
На самом деле, всасывание в первой зоне, напротив, повышает коэффициент трения пограничного слоя в этой первой зоне, вследствие чего возрастают потери давления вследствие трения. Таким образом, изобретение позволяет снизить потери давления вследствие трения во второй(ых) зоне(ах) и повысить указанные потери в первой(ых) зоне(ах).
Для обеспечения глобального уменьшения потерь давления вследствие трения, то есть их уменьшения во всех зонах канала, и, тем самым, улучшения эксплуатационных характеристик турбореактивного двигателя и снижения потребления топлива, необходимо добиться выполнения следующих условий:
- скорость всасывания в первой(ых) зоне(ах) должна быть как можно меньше, с тем чтобы ограничить повышение коэффициента трения в этих первых зонах всасывания;
- скорость нагнетания во второй(ых) зоне(ах) должна быть как можно больше, с тем чтобы по возможности больше снизить коэффициент трения в этих вторых зонах нагнетания, которые являются, кроме того, зонами с большими скоростями потока в канале и, следовательно, с высоким лобовым сопротивлением.
Для этого целесообразно, чтобы площадь поверхности всасывания была больше площади поверхности нагнетания, другими словами, чтобы входная поверхность вторичного потока имела большую площадь, чем площадь выходной поверхности вторичного потока.
Соотношение между площадью входной поверхности и площадью выходной поверхности превышает 2, а в предпочтительном случае составляет порядка 4. Для гондол особо выгодно соотношение этих площадей, равное 4, или примерно 80% /20%.
Согласно одному из вариантов изобретения, сердечник звукопоглощающей панели имеет по меньшей мере одну внутреннюю стенку, расположенную между первым концом и вторым концом трубопровода(ов), для обеспечения герметичности сердечника между первой зоной и второй зоной канала, благодаря чему вторичный поток создается в трубопроводе(ах), а не по длине сердечника.
Согласно другому варианту изобретения, звукопоглощающий материал сердечника звукопоглощающей панели представляет собой материал с ячеистой, в частности, сотовой, структурой, или пористый материал.
Указанный элемент, или каждый из элементов гондолы может быть выбран из следующих элементов:
- входной конструкционный элемент гондолы, находящийся перед турбореактивным двигателем и вентилятором турбореактивного двигателя, причем указанный входной конструкционный элемент имеет внутреннюю трубчатую стенку, ограничивающую собой канал для впуска воздуха в гондолу;
- средний конструкционный элемент, находящийся перед турбореактивным двигателем и охватывающий вентилятор, причем указанный средний конструкционный элемент имеет внутреннюю трубчатую стенку, ограничивающую, вместе с вентилятором, кольцевой канал для циркуляции воздуха;
- задний наружный конструкционный элемент, находящийся за вентилятором и охватывающий турбореактивный двигатель, причем указанный задний наружный конструкционный элемент имеет внутреннюю трубчатую стенку, ограничивающую, вместе с задним внутренним конструкционным элементом, кольцевой канал циркуляции, обеспечивающий направленное перемещение холодного воздушного потока, циркулирующего снаружи турбореактивного двигателя;
- задний внутренний конструкционный элемент, находящийся за вентилятором и охватывающий турбореактивный двигатель, причем указанный задний внутренний конструкционный элемент имеет наружную кольцевую стенку, ограничивающую, вместе с задним наружным конструкционным элементом, кольцевой канал циркуляции, обеспечивающий направленное перемещение холодного воздушного потока, циркулирующего снаружи турбореактивного двигателя;
- реактивный сопловой элемент, находящийся за турбореактивным двигателем, причем указанный сопловой элемент имеет по меньшей мере одну кольцевую стенку, ограничивающую собой канал для выпуска воздуха из гондолы.
Таким образом, подобные трубопроводы можно предусмотреть в нескольких конструкционных элементах гондолы, а также предусмотреть один или группу трубопроводов для одного канала.
Остальные признаки и преимущества изобретения следуют из дальнейшего детального описания примера предпочтительного варианта выполнения, не имеющего ограничительного характера, со ссылками на приложенные чертежи, на которых показано следующее:
- фиг.1 (она уже была рассмотрена выше) схематично в продольном разрезе изображает известную гондолу;
- фиг.2 (уже была рассмотрена выше) схематично в аксонометрии изображает известную звукопоглощающую панель с ячеистой структурой для гондолы, причем одна из оболочек показана со срезанной частью;
- фиг.3 (уже была рассмотрена выше) изображает график, иллюстрирующий изменение проходного сечения A потока во входном канале гондолы в зависимости от продольного положения X со схематическим изображением (вверху справа) указанного входного канала;
- фиг.4 (уже была рассмотрена выше) изображает график, иллюстрирующий несколько кривых изменения сечения A относительно сечения Acol горловины C кольцевого канала (тракта) гондолы, представляющего собой проходное сечение потока в этом кольцевом канале в зависимости от продольного положения X, а также изменение внутренних и наружных радиусов рассматриваемого кольцевого канала в зависимости от продольного положения X;
- фиг.5 схематично в продольном разрезе изображает гондолу согласно изобретению;
- фиг.6 изображает в увеличенном виде зону VI с фиг.5;
фиг.7 схематично в аксонометрии изображает известную звукопоглощающую панель с ячеистой структурой для гондолы согласно изобретению, где иллюстрируются всасывание и нагнетание в первой и второй зонах канала;
- фиг.8 изображает график, иллюстрирующий несколько кривых в зависимости от скорости всасывания на один трубопровод во второй зоне канала гондолы согласно изобретению; указанные кривые иллюстрируют изменение коэффициента трения CF в указанной второй зоне в зависимости от продольного положения X;
- фиг.9 изображает график, иллюстрирующий несколько кривых в зависимости от скорости нагнетания через трубопровод в первой зоне канала гондолы согласно изобретению; указанные кривые иллюстрируют изменение коэффициента трения CF в указанной первой зоне в зависимости от продольного положения X;
- фиг.10 изображает график, иллюстрирующий изменение радиуса разных стенок (внутренней/наружной) первичного/вторичного каналов в зависимости от продольного положения X;
- фиг.11 изображает график, иллюстрирующий изменение числа Маха в зависимости от продольного положения X для внутренней стенки и наружной стенки кольцевого канала, снабженного трубопроводом в соответствии с изобретением.
Предлагаемая в соответствии с изобретением гондола описана ниже со ссылками на фиг.5 - 7. Она содержит по меньшей мере один элемент гондолы, имеющий стенку, ограничивающую собой канал циркуляции основного потока, причем указанный канал имеет переменное проходное сечение потока по меньшей мере с одной первой зоной Z1 канала, проходное сечение которой больше проходного сечения по меньшей мере одной второй зоны Z2 канала.
Выше уже были описаны такие элементы гондолы, а именно входной конструкционный элемент 1, средний конструкционный элемент 2, задний наружный конструкционный элемент 30, задний внутренний конструкционный элемент 31 и сопловой(ые) элемент(ы) 4, например, первичный и вторичный сопловые элементы для гондолы с раздельными потоками и общий сопловой элемент для гондолы со смешиваемыми потоками.
Для дальнейшего описания (см. также фиг.5) выбран задний внутренний конструкционный элемент, так называемая внутренняя неподвижная конструкция (ВНК) 31, которая имеет наружную трубчатую стенку 33, ограничивающую, вместе с внутренней кольцевой стенкой 32 заднего наружного конструкционного элемента 30, кольцевой канал 34 циркуляции. Очевидно, что для описания и иллюстрации изобретения можно было бы выбрать и другие элементы - 1, 2, 30 и 4.
Указанный кольцевой канал 34 имеет две зоны Z1, Z2 с разными сечениями, а именно:
- первую зону Z1 небольшого сечения, соответствующую зоне низкого давления и высокой скорости в процессе работы самолета;
- вторую зону Z2 большого сечения, соответствующую зоне высокого давления и низкой скорости в процессе работы самолета.
Предлагаемая гондола дополнительно снабжена по меньшей мере одним трубопроводом 6 циркуляции вторичного потока, обеспечивающим сообщение по текучей среде между первой зоной Z1 и второй зоной Z2 канала 34 параллельно указанному каналу. В соответствии с изобретением, гондола может быть снабжена группой трубопроводов 6 для вторичного потока, обеспечивающих сообщение по текучей среде между первой зоной Z1 и второй зоной Z2 канала 34 параллельно указанному каналу.
На наружной трубчатой стенке 33 установлена звукопоглощающая панель 5, причем указанная панель, как описано выше, содержит структурирующую оболочку 50, перфорированную оболочку 51 и сердечник 52, выполненным из звукопоглощающего материала с многочисленными внутренними полостями.
Как видно на фиг.6, трубопровод, или каждый из трубопроводов 6 имеет два противоположных конца, а именно:
- первый конец 61, проходящий через структурирующую оболочку 50 в первой зоне Z1 канала 34;
- второй конец 62, проходящий через структурирующую оболочку 50 во второй зоне Z2 канала 34.
Кроме того, сердечник 52 звукопоглощающей панели 5 имеет по меньшей мере одну внутреннюю стенку 53 (см. фиг.5), которая расположена между первым и вторым концами трубопровода(ов) и обеспечивает герметичность сердечника между первой и второй зонами канала.
Как показано на фиг.6 стрелками, в трубопроводе 6 создается вторичный поток, циркулирующий от первого конца 61 ко второму концу 62 через сердечник 52 и отверстия в перфорированной оболочке 51 звукопоглощающей панели 5, причем происходит:
- всасывание в первой зоне Z1 через отверстия, выполненные в перфорированной оболочке 51, через сердечник 52 и первый конец 61 трубопровода 6;
- нагнетание во второй зоне Z2, через второй конец 62 трубопровода 6, через отверстия, выполненные в перфорированной оболочке 51, и сердечник 52.
На фиг.8 приведен график, иллюстрирующий несколько кривых CV0-CV5, показывающих изменение коэффициента трения CF в зависимости от продольного положения X, причем указанный коэффициент трения CF учитывается на уровне стенки, ограничивающей канал основного потока, во второй зоне (зоне нагнетания) данного канала. Указанные кривые CV0-CV5 являются функциями скорости нагнетания VS через трубопровод в этой второй зоне канала, где:
- CV0 - кривая изменения CF при VS=0 м/с;
- CV1 - кривая изменения CF при VS=0,1 м/с;
- CV2 - кривая изменения CF при VS=0,2 м/с;
- CV3 - кривая изменения CF при VS=0,3 м/с;
- CV4 - кривая изменения CF при VS=0,4 м/с;
- CV5 - кривая изменения CF при VS=0,5 м/с.
На фиг.8 видно, что коэффициент трения CF уменьшается с увеличением скорости нагнетания VS. Другими словами, чем больше скорость нагнетания VS, тем меньше коэффициент трения CF. Так, при скорости нагнетания 0,3 м/с (кривая CV3) наблюдается уменьшение коэффициента трения CF примерно на 50% по сравнению с его величиной при нулевой скорости нагнетания (кривая CV0).
На фиг.9 приведен график, изображающий несколько кривых CV0′-CV5′, характеризующих изменение коэффициента трения CF в зависимости от продольного положения X, причем указанный коэффициент трения CF учитывается на уровне стенки, ограничивающей канал основного потока, в первой зоне (зоне всасывания) данного канала. Указанные кривые CV0′-CV5′ являются функциями скорости всасывания VA через трубопровод в этой первой зоне канала, где:
- CV0′ - кривая изменения CF при VA=0 м/с;
- CV1′ - кривая изменения CF при VA=0,02 м/с;
- CV2′ - кривая изменения CF при VA=0,04 м/с;
- CV3′ - кривая изменения CF при VA=0,06 м/с;
- CV4′ - кривая изменения CF при VA=0,08 м/с;
- CV5′ - кривая изменения CF при VA=0,10 м/с.
На фиг.9 видно, что коэффициент трения CF увеличивается с увеличением скорости всасывания VA. Другими словами, чем больше скорость всасывания VA, тем больше коэффициент трения CF. Так, при скорости всасывания 0,06 м/с (кривая CV3′) наблюдается увеличение коэффициента трения CF примерно на 15% по сравнению с его величиной при нулевой скорости всасывания (кривая CV0′).
Для обеспечения глобального уменьшения потерь давления вследствие трения, то есть их уменьшения в обеих зонах Z1, Z2 канала 34, и, тем самым, улучшения эксплуатационных характеристик турбореактивного двигателя и снижения потребления топлива, поверхность всасывания выполняют большей, чем поверхность нагнетания, в результате чего скорость всасывания VA в первой зоне Z1 оказывается меньше, чем скорость нагнетания VS во второй зоне Z2, как показано на фиг.6 и 7 стрелками FA, обозначающими всасывание в первой зоне Z1, и стрелками FS, обозначающими нагнетание во второй зоне Z2.
Другими словами, входная поверхность вторичного потока (или поверхность всасывания) имеет большую площадь, чем площадь выходной поверхности вторичного потока (поверхности нагнетания).
Для обеспечения эффективного компромисса между всасыванием и нагнетанием соотношение между площадью входной поверхности (поверхности всасывания) и площадью выходной поверхности (поверхности нагнетания) выбрано равным приблизительно 80% / 20%, или порядка 4.
На фиг.11 приведен график, характеризующий изменение числа Маха в зависимости от продольного положения X для внутренней стенки (кривая CMint) и наружной стенки (кривая CMext) кольцевого канала, для иллюстрации размещения первой зоны Z1 (зоны всасывания) и второй зоны Z2 (зоны нагнетания).
Согласно изобретению, достигается экономия удельного расхода топлива порядка 0,2%. Это значение рассчитывается, исходя из совокупного уменьшения коэффициента трения, благодаря которому удается определить величину снижения потерь давления в кольцевом канале. После этого с помощью специального коэффициента обмена вычисляют эквивалентную величину удельного расхода топлива.
Очевидно, что приведенный выше пример не имеет никакого ограничительного характера, так что возможно внесение в конструкцию гондолы согласно изобретению самых разнообразных изменений и улучшений, при условии, что они не будут выходить за рамки объема изобретения, в соответствии с которыми могут быть предусмотрены, например, иное размещение трубопровода(ов) и/или иные формы звукопоглощающей панели.

Claims (10)

1. Гондола турбореактивного двигателя, содержащая по меньшей мере один элемент (31) гондолы, имеющий стенку (33), ограничивающую собой канал (34) циркуляции основного потока, причем указанный канал (34) имеет переменное проходное сечение потока по меньшей мере с одной первой зоной (Z1) канала (34), проходное сечение которой больше проходного сечения по меньшей мере одной второй зоны (Z2) канала (34), при этом указанная гондола снабжена по меньшей мере одним трубопроводом (6) циркуляции вторичного потока, обеспечивающим сообщение по текучей среде между первой зоной (Z1) и второй зоной (Z2) канала (34) параллельно указанному каналу (34), отличающаяся тем, что стенка (33) элемента (31) гондолы по меньшей мере частично покрыта звукопоглощающей панелью (5), проходящей в первой (Z1) и второй (Z2) зонах канала (34), причем указанная панель (5) содержит:
- структурирующую оболочку (50), прикрепленную к указанной стенке (33) элемента (31) гондолы;
- перфорированную оболочку (51), по меньшей мере частично ограничивающую собой канал (34);
- сердечник (52), расположенный между структурирующей оболочкой (50) и перфорированной оболочкой (51) и выполненный из звукопоглощающего материала с многочисленными внутренними полостями;
причем указанный трубопровод, или каждый из трубопроводов, (6) имеет первый конец (61), проходящий через структурирующую оболочку (50) в первой зоне (Z1) канала (34), и второй конец (62), проходящий через структурирующую оболочку во второй зоне (Z2) канала (34), для создания вторичного потока в трубопроводе (6) через сердечник (52) и перфорированную оболочку (51) звукопоглощающей панели (5).
2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что трубопровод(ы) (6) ограничивает(ют) собой входную поверхность вторичного потока в первой зоне (Z1) канала (34), а также выходную поверхность вторичного потока во второй зоне (Z2) канала (34), причем площадь входной поверхности больше площади выходной поверхности.
3. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что соотношение между площадью входной поверхности и площадью выходной поверхности превышает 2, а в предпочтительном случае составляет порядка 4.
4. Гондола по любому из пп.1, 2 или 3, отличающаяся тем, что сердечник (52) звукопоглощающей панели (5) имеет по меньшей мере одну внутреннюю стенку (53), расположенную между первым концом (61) и вторым концом (62) трубопровода(ов) (6), для обеспечения герметичности сердечника (52) между первой зоной (Z1) и второй зоной (Z2) канала (34).
5. Гондола по любому из пп.1, 2 или 3, отличающаяся тем, что звукопоглощающий материал сердечника (52) звукопоглощающей панели (5) представляет собой материал с ячеистой, в частности сотовой, структурой, или пористый материал.
6. Гондола по любому из пп.1, 2 или 3, отличающаяся тем, что указанный элемент, или каждый из элементов, гондолы представляет собой входной конструкционный элемент (1) гондолы, находящийся перед турбореактивным двигателем и вентилятором (S) турбореактивного двигателя, причем указанный входной конструкционный элемент (1) имеет внутреннюю трубчатую стенку (10), ограничивающую собой канал (11) для впуска воздуха в гондолу.
7. Гондола по любому из пп.1, 2 или 3, отличающаяся тем, что указанный элемент, или каждый из элементов, гондолы представляет собой средний конструкционный элемент (2), находящийся перед турбореактивным двигателем и охватывающий вентилятор (S), причем указанный средний конструкционный элемент (2) имеет внутреннюю трубчатую стенку (20), ограничивающую, вместе с вентилятором (S), кольцевой канал (21) для циркуляции воздуха.
8. Гондола по любому из пп.1, 2 или 3, отличающаяся тем, что указанный элемент, или каждый из элементов, гондолы представляет собой задний наружный конструкционный элемент (30), находящийся за вентилятором (S) и охватывающий турбореактивный двигатель, причем указанный задний наружный конструкционный элемент (30) имеет внутреннюю трубчатую стенку (32), ограничивающую, вместе с задним внутренним конструкционным элементом (31), кольцевой канал (34) циркуляции, обеспечивающий направленное перемещение холодного воздушного потока, циркулирующего снаружи турбореактивного двигателя.
9. Гондола по любому из пп.1, 2 или 3, отличающаяся тем, что указанный элемент, или каждый из элементов, гондолы представляет собой задний внутренний конструкционный элемент (31), находящийся за вентилятором (S) и охватывающий турбореактивный двигатель, причем указанный задний внутренний конструкционный элемент (31) имеет наружную кольцевую стенку (33), ограничивающую, вместе с задним наружным конструкционным элементом (30), кольцевой канал (34) циркуляции, обеспечивающий направленное перемещение холодного воздушного потока, циркулирующего снаружи турбореактивного двигателя.
10. Гондола по любому из пп.1, 2 или 3, отличающаяся тем, что указанный элемент, или каждый из элементов, гондолы представляет собой реактивный сопловой элемент (4), находящийся за турбореактивным двигателем, причем указанный сопловой элемент (4) имеет по меньшей мере одну кольцевую стенку (40), ограничивающую собой канал (41) для выпуска воздуха из гондолы.
RU2013100181/11A 2010-06-14 2011-06-09 Гондола турбореактивного двигателя RU2563297C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1054670 2010-06-14
FR1054670A FR2961175B1 (fr) 2010-06-14 2010-06-14 Nacelle de turboreacteur
PCT/FR2011/051304 WO2011157926A1 (fr) 2010-06-14 2011-06-09 Nacelle de turboreacteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013100181A RU2013100181A (ru) 2014-07-20
RU2563297C2 true RU2563297C2 (ru) 2015-09-20

Family

ID=43502611

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013100181/11A RU2563297C2 (ru) 2010-06-14 2011-06-09 Гондола турбореактивного двигателя

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8757319B2 (ru)
EP (1) EP2580121B1 (ru)
CN (1) CN102933462A (ru)
BR (1) BR112012031432A2 (ru)
CA (1) CA2802008A1 (ru)
FR (1) FR2961175B1 (ru)
RU (1) RU2563297C2 (ru)
WO (1) WO2011157926A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2785838C2 (ru) * 2022-07-05 2022-12-14 Акционерное Общество "Ротек" Звукопоглощающая коническая панель

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US9758240B2 (en) * 2014-04-25 2017-09-12 Rohr, Inc. Modular plenum and duct system for controlling boundary layer airflow
FR3028290B1 (fr) * 2014-11-12 2016-12-23 Aircelle Sa Ecope de prise d’air pour nacelle d’aeronef
US10971128B2 (en) * 2015-04-10 2021-04-06 Mra Systems, Llc Acoustic liner and methods of constructing an acoustic liner
WO2018037462A1 (ja) * 2016-08-22 2018-03-01 株式会社Ihi 吸音ライナ
WO2018037456A1 (ja) * 2016-08-22 2018-03-01 株式会社Ihi 吸音ライナ
GB201720603D0 (en) 2017-12-11 2018-01-24 Rolls Royce Plc Fairings for power generation machines
GB201802768D0 (en) * 2018-02-21 2018-04-04 Rolls Royce Plc Fairings for power generation machines
FR3082238A1 (fr) * 2018-06-11 2019-12-13 Airbus Operations Tuyere primaire d'un conduit d'ejection primaire d'une turbomachine
FR3095674B1 (fr) * 2019-05-03 2021-04-16 Safran Aircraft Engines Grille d’inverseur de poussée incluant un traitement acoustique
EP3851651B1 (de) * 2020-01-17 2024-03-06 Dicosy AG Düsenstrahlgetriebener sprühstrahlwerfer
US11519333B2 (en) 2020-09-10 2022-12-06 General Electric Company Turbine engine with shockwave attenuation
US11629651B2 (en) 2020-11-17 2023-04-18 General Electric Company Gas turbine engine having a turbomachine and an electric motor coupled to a propeller
US11867139B1 (en) * 2022-06-17 2024-01-09 Blue Origin, Llc Multi-volume acoustic resonator for rocket engine

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090140104A1 (en) * 2007-12-03 2009-06-04 Airbus France Turbojet nacelle and method for controlling separation in a turbojet nacelle
RU2433073C2 (ru) * 2006-03-24 2011-11-10 Эрсель Конструкция кожуха воздухозаборника
RU2486106C2 (ru) * 2007-10-08 2013-06-27 Эрсель Воздухозаборник для установки выше по потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата и гондола, оборудованная таким воздухозаборником

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3572960A (en) * 1969-01-02 1971-03-30 Gen Electric Reduction of sound in gas turbine engines
US3967443A (en) * 1972-04-27 1976-07-06 Rolls-Royce (1971) Limited Turbofan engine with flexible, variable area nozzle
US4749150A (en) * 1985-12-24 1988-06-07 Rohr Industries, Inc. Turbofan duct with noise suppression and boundary layer control
US5092425A (en) * 1990-04-02 1992-03-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Jet noise suppressor and method
US5275528A (en) * 1990-08-28 1994-01-04 Rolls-Royce Plc Flow control method and means
US5721402A (en) * 1996-09-09 1998-02-24 Northrop Grumman Corporation Noise suppression system for a jet engine
US5833433A (en) * 1997-01-07 1998-11-10 Mcdonnell Douglas Corporation Rotating machinery noise control device
US5934611A (en) * 1997-10-20 1999-08-10 Northrop Grumman Corporation Low drag inlet design using injected duct flow
US5841079A (en) * 1997-11-03 1998-11-24 Northrop Grumman Corporation Combined acoustic and anti-ice engine inlet liner
US7631483B2 (en) * 2003-09-22 2009-12-15 General Electric Company Method and system for reduction of jet engine noise
US7337875B2 (en) * 2004-06-28 2008-03-04 United Technologies Corporation High admittance acoustic liner
FR2873167B1 (fr) * 2004-07-15 2007-11-02 Hurel Hispano Sa Dispositif de refroidissement de la tuyere primaire d'un turboreacteur a double flux
US7401682B2 (en) * 2005-08-10 2008-07-22 United Technologies Corporation Architecture for an acoustic liner
GB0607771D0 (en) * 2006-04-20 2006-05-31 Rolls Royce Plc A heat exchanger arrangement
FR2913137B1 (fr) 2007-02-28 2009-04-03 Aircelle Sa Procede de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique notamment pour nacelle d'aeronef
FR2922152B1 (fr) 2007-10-16 2009-11-20 Aircelle Sa Structure a ame alveolaire pour panneau acoustique
WO2010012900A2 (fr) * 2008-07-30 2010-02-04 Aircelle Panneau d'atténuation acoustique pour nacelle de moteur d'aéronef
FR2938014B1 (fr) 2008-11-06 2011-04-15 Aircelle Sa Panneau d'attenuation acoustique pour nacelle de moteur d'aeronef
FR2934641B1 (fr) 2008-07-30 2011-03-04 Aircelle Sa Panneau d'attenuation acoustique pour nacelle de moteur d'aeronef
FR2960334B1 (fr) * 2010-05-19 2012-08-03 Snecma Panneau de traitement acoustique multicouches
US8234869B2 (en) * 2010-08-09 2012-08-07 Yen Tuan Aviation engine inlet with tangential blowing for buzz saw noise control

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2433073C2 (ru) * 2006-03-24 2011-11-10 Эрсель Конструкция кожуха воздухозаборника
RU2486106C2 (ru) * 2007-10-08 2013-06-27 Эрсель Воздухозаборник для установки выше по потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата и гондола, оборудованная таким воздухозаборником
US20090140104A1 (en) * 2007-12-03 2009-06-04 Airbus France Turbojet nacelle and method for controlling separation in a turbojet nacelle

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2785838C2 (ru) * 2022-07-05 2022-12-14 Акционерное Общество "Ротек" Звукопоглощающая коническая панель

Also Published As

Publication number Publication date
US20130112497A1 (en) 2013-05-09
FR2961175A1 (fr) 2011-12-16
EP2580121B1 (fr) 2016-03-09
US8757319B2 (en) 2014-06-24
CA2802008A1 (fr) 2011-12-22
EP2580121A1 (fr) 2013-04-17
FR2961175B1 (fr) 2013-01-04
RU2013100181A (ru) 2014-07-20
WO2011157926A1 (fr) 2011-12-22
BR112012031432A2 (pt) 2016-11-08
CN102933462A (zh) 2013-02-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2563297C2 (ru) Гондола турбореактивного двигателя
US20090014234A1 (en) Acoustic Panel
US20100206664A1 (en) Acoustic panel
JP4948965B2 (ja) タービンエンジンで使用するマルチスロットのインタータービンダクトアセンブリ
JP6634454B2 (ja) タービンエンジンにおける使用のための音響ライナ
US3820628A (en) Sound suppression means for rotating machinery
EP2060489B1 (en) Nacelle flow assembly
US9890657B2 (en) Acoustic treatment in geared turbomachine
US9644535B2 (en) Passive boundary layer bleed system for nacelle inlet airflow control
US11286859B2 (en) Acoustic panel and method for making the same
US8839805B2 (en) Passive boundary layer bleed system for nacelle inlet airflow control
JP2008298068A (ja) ガスタービンエンジンおよびナセル
CA2509744A1 (en) High area-ratio inter-turbine duct with inlet blowing
JPH11247668A (ja) ガスタービンエンジンの熱交換器システム
CN103133180A (zh) 一种低喷流噪声喷管及包含该喷管的涡扇发动机
EP3483395B1 (en) Inter-turbine ducts with flow control mechanisms
US20240247614A1 (en) Turbine engine with shockwave attenuation
JP2017072132A (ja) 防音材を有する翼分離器
JP6126095B2 (ja) ノズル構造体およびノズル構造体の製造方法
CN111465557A (zh) 用于涡轮喷气发动机机舱的进气唇缘
JP6180005B2 (ja) ノズル構造体およびノズル構造体の製造方法
EP2851569B1 (en) Gas turbine engine with vortex fluid flow device
JP2003314368A (ja) ガスタービン用のローブミキサ
JP2010209857A (ja) 蒸気タービン用ノズルボックスおよび蒸気タービン
Golomb et al. A New Tailpipe Design for GE Frame Type Gas Turbines to Substantially Lower Pressure Losses

Legal Events

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

Effective date: 20160610