JPH02161134A - 騒音抑制装置 - Google Patents
騒音抑制装置Info
- Publication number
- JPH02161134A JPH02161134A JP1174324A JP17432489A JPH02161134A JP H02161134 A JPH02161134 A JP H02161134A JP 1174324 A JP1174324 A JP 1174324A JP 17432489 A JP17432489 A JP 17432489A JP H02161134 A JPH02161134 A JP H02161134A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- chamber
- liner
- neck
- duct
- annular
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/827—Sound absorbing structures or liners
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
-
- 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)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
発明の背景
発明の技術分野
本発明はガスタービンエンジンに関し、更に具体的には
ガスタービンエンジンのファンダクトまたはアフタバー
ナ排気ダクトのような、流体流れダクト用のヘルムホル
ツ共鳴器型音響ライナに関する。
ガスタービンエンジンのファンダクトまたはアフタバー
ナ排気ダクトのような、流体流れダクト用のヘルムホル
ツ共鳴器型音響ライナに関する。
公知技術の説明
現代のガスタービンエンジンは広範囲の速度および推力
で作用し、広い範囲の騒音周波数を発生する。このこと
は、世界中の一層厳しい騒音抑制の要求を伴ない、航空
機エンジン設計者に対して大きい課題を提出する。今日
のガスタービンエンジン設計者は、騒音を広い周波数範
囲に亘って吸収し、しかもそれらが占有する空間に関し
て経済的である音響ライナを設計するよう常に努力して
いる。さらに設計上考慮すべきことは耐久性、重量およ
び製造の容易さである。これらの音響ライナは特にガス
タービンエンジンのファンダクトおよび排気ダクトに適
用される。他の用途は推力増大器（ａｕｇｍｅｎｔｏｒ
）を備えたガスタービンエンジンの排気ダクトにあり
、音響ライナはスフリーチ（ｓｃｒｅｅｃｈ ）として
知られるとくに厄介な騒音問題を克服するのに使用され
る。
で作用し、広い範囲の騒音周波数を発生する。このこと
は、世界中の一層厳しい騒音抑制の要求を伴ない、航空
機エンジン設計者に対して大きい課題を提出する。今日
のガスタービンエンジン設計者は、騒音を広い周波数範
囲に亘って吸収し、しかもそれらが占有する空間に関し
て経済的である音響ライナを設計するよう常に努力して
いる。さらに設計上考慮すべきことは耐久性、重量およ
び製造の容易さである。これらの音響ライナは特にガス
タービンエンジンのファンダクトおよび排気ダクトに適
用される。他の用途は推力増大器（ａｕｇｍｅｎｔｏｒ
）を備えたガスタービンエンジンの排気ダクトにあり
、音響ライナはスフリーチ（ｓｃｒｅｅｃｈ ）として
知られるとくに厄介な騒音問題を克服するのに使用され
る。
最も普通に使用される音響ライナの型は多層型で、崇高
な繊維充填または区画化空間コアが透過性コア赤フェー
シング層とともに設けられる。コア自フェーシング層は
通常焼結またはフェルト化した金属もしくは比較的大き
い流れ抵抗を有する他の多孔性材料から作られる。この
型の音響ライナの欠点は、その貧弱な耐久性と有用性お
よびアフタバーナのスフリーチにおいて遭遇するような
低い周波数騒音を抑制するため大きい厚さが必要なこと
である。
な繊維充填または区画化空間コアが透過性コア赤フェー
シング層とともに設けられる。コア自フェーシング層は
通常焼結またはフェルト化した金属もしくは比較的大き
い流れ抵抗を有する他の多孔性材料から作られる。この
型の音響ライナの欠点は、その貧弱な耐久性と有用性お
よびアフタバーナのスフリーチにおいて遭遇するような
低い周波数騒音を抑制するため大きい厚さが必要なこと
である。
この問題は米国特許節３，８１９，００７号のようなヘ
ルムホルツ共鳴器室または区画の使用によって克服され
、前記ヘルムホルツ共鳴器室は貫通開孔を有する透過性
フェーシング層を備えた区画化された空間コアを有し、
各開孔は短いダクトの形式の環管を有し、環管の一端は
フェーシング・シートの（吸音）外面と接触し、シート
の外端はコア各室の内部に突入している。頚部が共鳴容
積内部にかつ流れに垂直に位置するこの型のヘルムホル
ツ共鳴器は、共鳴器が同調されるとくに低い周波数の付
近を中心とする低い周波数の比較的狭い帯域において良
い騒音抑制を達成する。空間に対する経済性は、ヘルム
ホルツ共鳴器の頚部が共鳴容積内部にあることのため改
善された。
ルムホルツ共鳴器室または区画の使用によって克服され
、前記ヘルムホルツ共鳴器室は貫通開孔を有する透過性
フェーシング層を備えた区画化された空間コアを有し、
各開孔は短いダクトの形式の環管を有し、環管の一端は
フェーシング・シートの（吸音）外面と接触し、シート
の外端はコア各室の内部に突入している。頚部が共鳴容
積内部にかつ流れに垂直に位置するこの型のヘルムホル
ツ共鳴器は、共鳴器が同調されるとくに低い周波数の付
近を中心とする低い周波数の比較的狭い帯域において良
い騒音抑制を達成する。空間に対する経済性は、ヘルム
ホルツ共鳴器の頚部が共鳴容積内部にあることのため改
善された。
しかしながら、もしそのような音響ライナを使用して低
い周波数の一層広い範囲を有効に吸収しようとするなら
ば、ヘルムホルツ共鳴器の比較的狭い帯域の周波数応答
のため、なお問題が残っている。さらに、設計上、共鳴
器室の深さおよび頚部長さはダクトにかなりの半径方向
幅を加えることを要し、それにより好ましくない付加的
な重量および寸法を招来する。とくに、従来技術の利用
可能な設計では、高性能ガスタービンエンジンの排気ダ
クトのアフタバーナ・ライナに、したがって装置外皮の
直径にかなりの厚さを加える。
い周波数の一層広い範囲を有効に吸収しようとするなら
ば、ヘルムホルツ共鳴器の比較的狭い帯域の周波数応答
のため、なお問題が残っている。さらに、設計上、共鳴
器室の深さおよび頚部長さはダクトにかなりの半径方向
幅を加えることを要し、それにより好ましくない付加的
な重量および寸法を招来する。とくに、従来技術の利用
可能な設計では、高性能ガスタービンエンジンの排気ダ
クトのアフタバーナ・ライナに、したがって装置外皮の
直径にかなりの厚さを加える。
発明の目的
したがって、本発明の目的は、ガスタービンエンジンの
ダクトに使用する新しいヘルムホルツ型共鳴器室を提供
することである。
ダクトに使用する新しいヘルムホルツ型共鳴器室を提供
することである。
本発明の別の目的は、ガスタービンエンジンダクト用の
比較的薄い音響ライナを提供することである。
比較的薄い音響ライナを提供することである。
本発明の他の目的は、ガスタービンエンジンのダクトに
対して冷却の必要性の少ない薄い音響ライナを提供する
ことである。
対して冷却の必要性の少ない薄い音響ライナを提供する
ことである。
本発明の他の目的は、比較的小さい環状断面積を有する
ガスタービンエンジン・ダクト用音響ライナを提供する
ことである。
ガスタービンエンジン・ダクト用音響ライナを提供する
ことである。
本発明の他の目的は、１００１１ｚ 〜３０００Ｈｚの
範囲に亘り騒音を抑制するため使用しうるガスタービン
エンジン用の比較的薄い音響ライナを提供することにあ
る。
範囲に亘り騒音を抑制するため使用しうるガスタービン
エンジン用の比較的薄い音響ライナを提供することにあ
る。
本発明のなお別の目的は、容易に製造、設置、維持する
ことができ、かつ軽量なガスタービンエンジンダクト用
音響ライナを提供することである。
ことができ、かつ軽量なガスタービンエンジンダクト用
音響ライナを提供することである。
本発明のなお別の目的は、少ない貫流冷却空気流量で、
ガスタービンエンジンのアフタバーナからスフリーチを
減少することである。
ガスタービンエンジンのアフタバーナからスフリーチを
減少することである。
発明の要約
本発明の１形式によれば、ガス流を含むダクト内の騒音
を抑制するヘルムホルツ共鳴器型室が提供され、室およ
び頚部を含み、同調自在な頚部の長さおよび室の共鳴深
さはガス流に平行な平面内に延びる。
を抑制するヘルムホルツ共鳴器型室が提供され、室およ
び頚部を含み、同調自在な頚部の長さおよび室の共鳴深
さはガス流に平行な平面内に延びる。
本発明の特定な１実施例において、同調自在な頚部の長
さおよび室の共鳴深さはガス流に平行な平面内を延びる
かまたはそれと同心であり、ガスの流れと同方向である
。
さおよび室の共鳴深さはガス流に平行な平面内を延びる
かまたはそれと同心であり、ガスの流れと同方向である
。
本発明の別の特定の実施例において、同調自在な頚部の
長さおよび室の共鳴深さはガス流に垂直な方向に平行ま
たは同心にかつガス流に直角な方向に延びている。
長さおよび室の共鳴深さはガス流に垂直な方向に平行ま
たは同心にかつガス流に直角な方向に延びている。
本発明のさらに特定の形式によるガスタービンエンジン
環状ダクト用音響ライナは、後数個のヘルムホルツ共Ｉ
！！１″ａ型室を含み、その室の頚部の長さおよび室の
共鳴深さはダクトに対して円周方向に延びている。
環状ダクト用音響ライナは、後数個のヘルムホルツ共Ｉ
！！１″ａ型室を含み、その室の頚部の長さおよび室の
共鳴深さはダクトに対して円周方向に延びている。
本発明の１実施例によるガスタービンエンジンダクト用
音響ライナは、複数個のヘルムホルツ共鳴器型室を含み
、その室は頚部の長さおよび室の共鳴深さがダクトに対
して円周方向に延び、頚部はガス流にもっとも近い前記
室の一部分を占めている。
音響ライナは、複数個のヘルムホルツ共鳴器型室を含み
、その室は頚部の長さおよび室の共鳴深さがダクトに対
して円周方向に延び、頚部はガス流にもっとも近い前記
室の一部分を占めている。
本発明の他の実施例によるガスタービンエンジンダクト
用音響ライナは、後数個のヘルムホルツ共鳴器型室を含
み、この室は頚部の長さおよび室の共鳴深さがダクトに
対して軸線方向に延び、頚部はガス流にもっとも近い前
記室の一部分を占める。
用音響ライナは、後数個のヘルムホルツ共鳴器型室を含
み、この室は頚部の長さおよび室の共鳴深さがダクトに
対して軸線方向に延び、頚部はガス流にもっとも近い前
記室の一部分を占める。
本発明のなお別の実施例によるガスタービンエンジンダ
クト用音響ライナは、複数個のヘルムホルツ共鳴器型室
を含み、この室は頚部の長さおよび室の共鳴深さがダク
トに対して平行に延び、頚部はガス流にもっとも近い前
記室の一部分を占める。
クト用音響ライナは、複数個のヘルムホルツ共鳴器型室
を含み、この室は頚部の長さおよび室の共鳴深さがダク
トに対して平行に延び、頚部はガス流にもっとも近い前
記室の一部分を占める。
本発明のさらに別の特定の実施例によるガスタービンエ
ンジンダクト用音響ライナは、２つの共鳴室および頚部
を含む２股区画を備えている。前記室への入口を含む前
記区画は、複数個の垂下する第１の逆Ｔ型要素を有する
バンドを備え、前記入口は隣接する大きいＴ型要素の離
れた頂部の間にある。前記室および頚部は、バンドから
垂下しかつ前記２つの隣接する大きい逆Ｔ型要素間の中
心にある複数個の第２の小さい逆Ｔ型要素によって形成
される。前記頚部は大小Ｔ型要素の頂部間に間隙を有す
る。
ンジンダクト用音響ライナは、２つの共鳴室および頚部
を含む２股区画を備えている。前記室への入口を含む前
記区画は、複数個の垂下する第１の逆Ｔ型要素を有する
バンドを備え、前記入口は隣接する大きいＴ型要素の離
れた頂部の間にある。前記室および頚部は、バンドから
垂下しかつ前記２つの隣接する大きい逆Ｔ型要素間の中
心にある複数個の第２の小さい逆Ｔ型要素によって形成
される。前記頚部は大小Ｔ型要素の頂部間に間隙を有す
る。
発明の詳細な説明
第１図において、図示された代表的ガスタービンエンジ
ン１０はファン区分１２および圧縮機区分１４を備えて
いる。燃焼器区分１６はファン区分１２および圧縮機区
分１４からそれぞれ圧縮空気をうけ入れ、高温燃焼ガス
を圧縮機区分１４を付勢する高圧タービン２０に、つい
でファン区分１２を付勢する低圧タービン１８に流す。
ン１０はファン区分１２および圧縮機区分１４を備えて
いる。燃焼器区分１６はファン区分１２および圧縮機区
分１４からそれぞれ圧縮空気をうけ入れ、高温燃焼ガス
を圧縮機区分１４を付勢する高圧タービン２０に、つい
でファン区分１２を付勢する低圧タービン１８に流す。
その後、ガスはアフタバーナ２４、冷却ライナ３０およ
びノズル３４を含む排気区分２２に流入する。アフタバ
ーナ２４は通常離陸、上昇中および戦闘操作中のような
短時間に付加的推力を発生するため一層多くの燃料を燃
焼するために使用される。ガス流３２を含む排気区分２
２は、音響ライナ２８およびその間の冷却ブレナム室２
９有する環状ケース２６に囲まれている。アフタバーナ
方式はまた推力増大器またはアフタバーナとして知られ
ている。
びノズル３４を含む排気区分２２に流入する。アフタバ
ーナ２４は通常離陸、上昇中および戦闘操作中のような
短時間に付加的推力を発生するため一層多くの燃料を燃
焼するために使用される。ガス流３２を含む排気区分２
２は、音響ライナ２８およびその間の冷却ブレナム室２
９有する環状ケース２６に囲まれている。アフタバーナ
方式はまた推力増大器またはアフタバーナとして知られ
ている。
第２図は第１図の音響ライナ２６である本発明の１実施
例の詳細を示す。音響ライナ２８は環状に配置された複
数個の全体的に矩形または環状形の２股の区画を備えて
いる。共鳴室６０ａおよび６０ｂは区画室６０の２股分
岐によって構成されている。区画６０は第１図に示すケ
ース２６から半径方向にかつ内方に離れている。第２図
に環状に図示された区画６０は構成の容易さのためまた
は二次元の流れダクトに使用するため矩形とすることが
できる。区画６０および関連する共鳴室６０ａおよび６
０ｂは、小さいＴ型要素４０および大きいＴ型要素５０
が半径方向内方に交互に垂下した環状バンド３８によっ
て形成されている。Ｔ型とは要素の横断面を言っている
。各２股区画６０および関連する室５Ｑａ、６０ｂは隔
壁によって形成されている。大きいＴ型要素５０は円周
方向に離れ、隣接するＴ部分の頂部は室への人口６６を
形成している。小さい１部分４０は、隣接する大きいＴ
型要素５０間の中心にあって、区画６０内に２つのヘル
ムホルツ共鳴室６０ａおよび６ｏｂを形成している。さ
らに、小さいＴ部分は、それらの頂部４６が大きいＴ部
分の頂部４２と共働してヘルムホルツ共鳴室６０ａおよ
び６０ｂの頚部６４ａおよび６４ｂをそれぞれ形成する
ように寸法法めされる。室６４ａおよび６４ｂの深さま
はた軸線方向長さはＺであり、この長さＺはエンジンに
対する軸線方向またはガス流の方向３２における大小逆
Ｔ型要素４０．５０の長さである。
例の詳細を示す。音響ライナ２８は環状に配置された複
数個の全体的に矩形または環状形の２股の区画を備えて
いる。共鳴室６０ａおよび６０ｂは区画室６０の２股分
岐によって構成されている。区画６０は第１図に示すケ
ース２６から半径方向にかつ内方に離れている。第２図
に環状に図示された区画６０は構成の容易さのためまた
は二次元の流れダクトに使用するため矩形とすることが
できる。区画６０および関連する共鳴室６０ａおよび６
０ｂは、小さいＴ型要素４０および大きいＴ型要素５０
が半径方向内方に交互に垂下した環状バンド３８によっ
て形成されている。Ｔ型とは要素の横断面を言っている
。各２股区画６０および関連する室５Ｑａ、６０ｂは隔
壁によって形成されている。大きいＴ型要素５０は円周
方向に離れ、隣接するＴ部分の頂部は室への人口６６を
形成している。小さい１部分４０は、隣接する大きいＴ
型要素５０間の中心にあって、区画６０内に２つのヘル
ムホルツ共鳴室６０ａおよび６ｏｂを形成している。さ
らに、小さいＴ部分は、それらの頂部４６が大きいＴ部
分の頂部４２と共働してヘルムホルツ共鳴室６０ａおよ
び６０ｂの頚部６４ａおよび６４ｂをそれぞれ形成する
ように寸法法めされる。室６４ａおよび６４ｂの深さま
はた軸線方向長さはＺであり、この長さＺはエンジンに
対する軸線方向またはガス流の方向３２における大小逆
Ｔ型要素４０．５０の長さである。
第３図はヘルムホルツ共鳴室の設計パラメータを示す室
６０ａ、６０ｂの断面である。ライナが吸収または減衰
するように設計される騒音周波数を決定するのに使用さ
れる式を、下記に示す。共鳴室６０ａおよび６０ｂの可
変または同調自在な要素が円周方向に延びて、ライナを
小さい高さＨを有するきわめて狭いものとし、ガスター
ビンエンジンの寸法設計または性能への悪影響を最小に
することができる事実から、設計のコンパクトさは容易
に明らかとなる。本発明は多くの方法で実施することが
でき、所望の周波数ｆは、下記の式に従って第３図に示
す適当なパラメータを調節することによって減衰するこ
とができる。
６０ａ、６０ｂの断面である。ライナが吸収または減衰
するように設計される騒音周波数を決定するのに使用さ
れる式を、下記に示す。共鳴室６０ａおよび６０ｂの可
変または同調自在な要素が円周方向に延びて、ライナを
小さい高さＨを有するきわめて狭いものとし、ガスター
ビンエンジンの寸法設計または性能への悪影響を最小に
することができる事実から、設計のコンパクトさは容易
に明らかとなる。本発明は多くの方法で実施することが
でき、所望の周波数ｆは、下記の式に従って第３図に示
す適当なパラメータを調節することによって減衰するこ
とができる。
ｆ −（ｃ／２π） ［Ａ／ （Ｌ’ Ｖ） ］ ”
２ここに Ａ−ｈｚ Ｌ’ −ｐ ＋ａｈＶ−Ｈ（ｗ／
２）Ｚ −［ｈ （ＩＩ＋ｗ／２）Ｚ］Ｃ−音速 ２−室の軸線方向長さ ｈ−頚部の高さ ｇ一端部修正係数ａを含む頚部の長さ ｗ／２−室の濃さまたは幅 Ａ−頚部の開口面積 ■＝共鳴室の容積 である。
２ここに Ａ−ｈｚ Ｌ’ −ｐ ＋ａｈＶ−Ｈ（ｗ／
２）Ｚ −［ｈ （ＩＩ＋ｗ／２）Ｚ］Ｃ−音速 ２−室の軸線方向長さ ｈ−頚部の高さ ｇ一端部修正係数ａを含む頚部の長さ ｗ／２−室の濃さまたは幅 Ａ−頚部の開口面積 ■＝共鳴室の容積 である。
容易に分かるように、周波数の式を変形して、式中のパ
ラメータ２を消去することができる。すなわち、 ｆ−（ｃ／２π）［ｈ／ （Ｌ’ （ｗ／２）−ｈ
（Ｎ ＋ｗ／ ２） ） ］ １１２符号ａは音圧レベ
ルおよび流れのマツへ数に従って経験的に与えられる係
数である。本発明の好ましい実施例では約０．８の値を
使用している。
ラメータ２を消去することができる。すなわち、 ｆ−（ｃ／２π）［ｈ／ （Ｌ’ （ｗ／２）−ｈ
（Ｎ ＋ｗ／ ２） ） ］ １１２符号ａは音圧レベ
ルおよび流れのマツへ数に従って経験的に与えられる係
数である。本発明の好ましい実施例では約０．８の値を
使用している。
第４図は第１図の音響ライナ２８に相当する本発明の別
の実施例を示す。音響ライナ１２０は内壁またはフェー
シング１３０および外壁１７０を備え、外壁１７０はダ
クト流れ３２に平行な軸線方向に配置された複数個の環
状区画１６０．１６０Ａである。区画１６０および１６
０Ａは、共鳴室として作用する。騒音は室に、環状内壁
１３０内に軸線方向に離れた円周方向列として設けられ
た複数個の開孔１３６を通って入る。図示の開孔１３６
は好ましい実施例では正方形のものであるが、矩形のよ
うな他の形状をもつこともできる。
の実施例を示す。音響ライナ１２０は内壁またはフェー
シング１３０および外壁１７０を備え、外壁１７０はダ
クト流れ３２に平行な軸線方向に配置された複数個の環
状区画１６０．１６０Ａである。区画１６０および１６
０Ａは、共鳴室として作用する。騒音は室に、環状内壁
１３０内に軸線方向に離れた円周方向列として設けられ
た複数個の開孔１３６を通って入る。図示の開孔１３６
は好ましい実施例では正方形のものであるが、矩形のよ
うな他の形状をもつこともできる。
各ヘルムホルツ共鳴室１６０および１６０Ａの頚部１４
２および１４２Ａは、波形条片でありかつ頚部１４２．
１４２Ａにほとんど矩形の通路を形成するウィグル条片
１４０によって形成することができる。第５図に示すよ
うに、同調自在な室の深さｗ／２および頚部の長さＬは
、流れ３２と同じ方向にされまたはそれに平行である。
２および１４２Ａは、波形条片でありかつ頚部１４２．
１４２Ａにほとんど矩形の通路を形成するウィグル条片
１４０によって形成することができる。第５図に示すよ
うに、同調自在な室の深さｗ／２および頚部の長さＬは
、流れ３２と同じ方向にされまたはそれに平行である。
室１６０は、同調自在な室の深さｗ／２を部分的に決定
する後壁１６２を備えている。
する後壁１６２を備えている。
この特定の実施例はアフタバーナのライナ用に設計され
したがって通常はライナ１２０の冷却装置を必要とする
。冷却は本発明の種々の実施例および用途に対してきわ
めて重要である。この実施例は、音波形式の騒音が室１
６０，１６０Ａ内の高温空気を排出ししたがってライナ
全体を冷却するという、きわめて特異な冷却方法を使用
している。この実施例に含まれた室冷却装置は、冷却空
気１９０が室前方にまた室後方の孔２２０まで進入しう
るようにし、また開孔１３６を使用して冷却空気１９０
が室から吐出して熱を取り去る冷却空気スコップ２００
を備えている。支持部材１５２はバンド１５０を支持し
、半径方向外側環状壁１７０に取付けられている。半径
方向外壁１７０は区画１６０および１６０Ａの一部を形
成し普通に冷却される。ウィグル条片１４０は通常高温
の内側環状壁１３０に取付けられ、半径方向および軸線
方向の熱膨Ｐａ力を可能にしている。第６図はウィグル
条片１４０、内壁１３０およびバンド１５０によって形
成される頚部１４２の横断面を示している。
したがって通常はライナ１２０の冷却装置を必要とする
。冷却は本発明の種々の実施例および用途に対してきわ
めて重要である。この実施例は、音波形式の騒音が室１
６０，１６０Ａ内の高温空気を排出ししたがってライナ
全体を冷却するという、きわめて特異な冷却方法を使用
している。この実施例に含まれた室冷却装置は、冷却空
気１９０が室前方にまた室後方の孔２２０まで進入しう
るようにし、また開孔１３６を使用して冷却空気１９０
が室から吐出して熱を取り去る冷却空気スコップ２００
を備えている。支持部材１５２はバンド１５０を支持し
、半径方向外側環状壁１７０に取付けられている。半径
方向外壁１７０は区画１６０および１６０Ａの一部を形
成し普通に冷却される。ウィグル条片１４０は通常高温
の内側環状壁１３０に取付けられ、半径方向および軸線
方向の熱膨Ｐａ力を可能にしている。第６図はウィグル
条片１４０、内壁１３０およびバンド１５０によって形
成される頚部１４２の横断面を示している。
第２図および第４図に示す両実施例は、それぞれ、前記
式ｆによる所望の周波数（単数または複数）を減衰する
ように寸法法めされている。本発明の利点は、同調自在
な室の深さおよび頚部の長さを、ライナの厚さに重大な
影響を与えることなしに、いちじるしく変更しうろこと
である。このことは、設計者に、スフリーチまたは他の
好ましくない騒音を除去する、薄い音響ライナを設計す
るのに大幅な自由度を与えるが、エンジン重量およびダ
クトの空気流ドロ害にほとんど影響することがない。
式ｆによる所望の周波数（単数または複数）を減衰する
ように寸法法めされている。本発明の利点は、同調自在
な室の深さおよび頚部の長さを、ライナの厚さに重大な
影響を与えることなしに、いちじるしく変更しうろこと
である。このことは、設計者に、スフリーチまたは他の
好ましくない騒音を除去する、薄い音響ライナを設計す
るのに大幅な自由度を与えるが、エンジン重量およびダ
クトの空気流ドロ害にほとんど影響することがない。
本発明はアフタバーナのない商業用航空機エンジンにお
いて発生する騒音を抑制するためにも同様に使用するこ
とができる。航空機ガスタービンエンジンにおける本発
明使用のとくに重要な利点は、その比較的狭い環状断面
から分かるようにそのコンパクトな設計である。
いて発生する騒音を抑制するためにも同様に使用するこ
とができる。航空機ガスタービンエンジンにおける本発
明使用のとくに重要な利点は、その比較的狭い環状断面
から分かるようにそのコンパクトな設計である。
本発明は、第７図に示すような航空機ガスタービンエン
ジンに使用する３つ以上の特定の実施例を有する。３つ
の実施例は燃焼器および半径方向外壁および排気ノズル
のテールコーンを有する。
ジンに使用する３つ以上の特定の実施例を有する。３つ
の実施例は燃焼器および半径方向外壁および排気ノズル
のテールコーンを有する。
第７図に示すガスタービンエンジン４００は今日の典型
的高バイパス比エンジン１１０で、直列に流通する、低
圧圧縮機４１２、高圧圧縮機４１４、燃焼器区分４１６
、高圧タービン区分４２０１低圧タービン区分４２２お
よび排気区分４２８を含んでいる。本発明は燃焼器の発
生する騒音を抑制する燃焼器音響ライナ４１８として使
用することができる。本発明はまた外壁排気ダクト音響
ライナ４３０として排気区分４２８に使用することもで
きる。少なくとも部分的に排気区分４２８内に設けられ
たテールコーン４３４は、ノズル４４０を形成するのに
使用することができ、エンジン４００の排気から発生し
うる騒音を減衰するためテールコーン音響ライナ４３８
として使用することができる。音響ライナは、１００１
１ｚから８００１１ｚの範囲の周波数（単数または複数
）を有する燃焼器の騒音を抑制するのに使用することが
できる。
的高バイパス比エンジン１１０で、直列に流通する、低
圧圧縮機４１２、高圧圧縮機４１４、燃焼器区分４１６
、高圧タービン区分４２０１低圧タービン区分４２２お
よび排気区分４２８を含んでいる。本発明は燃焼器の発
生する騒音を抑制する燃焼器音響ライナ４１８として使
用することができる。本発明はまた外壁排気ダクト音響
ライナ４３０として排気区分４２８に使用することもで
きる。少なくとも部分的に排気区分４２８内に設けられ
たテールコーン４３４は、ノズル４４０を形成するのに
使用することができ、エンジン４００の排気から発生し
うる騒音を減衰するためテールコーン音響ライナ４３８
として使用することができる。音響ライナは、１００１
１ｚから８００１１ｚの範囲の周波数（単数または複数
）を有する燃焼器の騒音を抑制するのに使用することが
できる。
本発明は円形ダクトに限定される必要はないが、しかし
ながら、容易に分かるように、同調自在な変数が直線ま
たは曲線であるため、矩形または他の断面を有するダク
トも使用することができる。
ながら、容易に分かるように、同調自在な変数が直線ま
たは曲線であるため、矩形または他の断面を有するダク
トも使用することができる。
前記明細書は本発明の好ましい実施例および実際の形状
を記載したものであるが、図示の構造は本発明の精神お
よび範囲から離れることなく均等物の範囲内で変形可能
である。
を記載したものであるが、図示の構造は本発明の精神お
よび範囲から離れることなく均等物の範囲内で変形可能
である。
第１図はアフタバーナおよび排気ダクトを備えたガスタ
ービンエンジンの線図的断面図。 第２図は本発明第１実施例の部分「破断」斜視図。 第３図は第２図の構造の線図的な正面断面図。 第４図は本発明第２実施例の部分「破断」斜視図。 第５図は第４図の構造の線図的断面図。 第６図は第５図の構造の線図的な正面断面図。 第７図はテールコーンおよび排気ダクトを備えた商業用
ガスタービンエンジンの線図的断面図。 主な符号の説明 ２２・・・排気区分、２４・・・アフタバーナ、２６・
・・環状ケース、２８・・・音響ライナ、３ｏ・・・冷
却ライナ、３２・・・ガス流、３８・・・環状バンド、
４０．５０・・・Ｔ型要素、６０・・・２股区画、６０
ａ、 δｏｂ・・・共鳴室、６４ａ、６４ｂ・・・頚
部、１２０・・・音響ライナ、１３０・・・内壁、１３
δ・・・孔、１４０・・・ウィグル片、１４２，１４２
ａ・・・頚部、１５０・・・バンド、１８０．１６０ａ
・＝共鳴室 ＦＩＧ、 ３ ＦＩＧ、６ ’ ＦＩＧ ７
ービンエンジンの線図的断面図。 第２図は本発明第１実施例の部分「破断」斜視図。 第３図は第２図の構造の線図的な正面断面図。 第４図は本発明第２実施例の部分「破断」斜視図。 第５図は第４図の構造の線図的断面図。 第６図は第５図の構造の線図的な正面断面図。 第７図はテールコーンおよび排気ダクトを備えた商業用
ガスタービンエンジンの線図的断面図。 主な符号の説明 ２２・・・排気区分、２４・・・アフタバーナ、２６・
・・環状ケース、２８・・・音響ライナ、３ｏ・・・冷
却ライナ、３２・・・ガス流、３８・・・環状バンド、
４０．５０・・・Ｔ型要素、６０・・・２股区画、６０
ａ、 δｏｂ・・・共鳴室、６４ａ、６４ｂ・・・頚
部、１２０・・・音響ライナ、１３０・・・内壁、１３
δ・・・孔、１４０・・・ウィグル片、１４２，１４２
ａ・・・頚部、１５０・・・バンド、１８０．１６０ａ
・＝共鳴室 ＦＩＧ、 ３ ＦＩＧ、６ ’ ＦＩＧ ７
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、ガス流を含むダクト内の騒音を抑制するヘルムホル
ツ共鳴器型区画であって、 室および頚部を含み、前記頚部の長さおよび室の共鳴深
さがガス流に平行な平面内にあるヘルムホルツ共鳴器型
区画。 ２、ガス流を含むダクト内の騒音を抑制するヘルムホル
ツ共鳴器型室であって、 室および頚部を含み、前記頚部の長さおよび室の共鳴深
さがガス流に平行な平面内にありかつガス流に垂直な方
向に向けられたヘルムホルツ共鳴器型区画。 ３、前記区画がガス流に平行な入口を有する、請求項２
記載のヘルムホルツ共鳴器型区画。 ４、前記頚部が前記ガス流にもっとも近い前記室の一部
分を占める請求項１記載のヘルムホルツ共鳴器型区画。 ５、ガスタービンエンジンダクトの環状音響ライナであ
って、 ライナ中心線、 前記ライナ中心線の周りに円周上に配置された複数個の
ヘルムホルツ型共鳴型室を含み、 前記室が前記ライナ中心線の周りに配置された環状面上
にある頚部の長さおよび室の共鳴深さを含むガスタービ
ンエンジンダクト音響ライナ。 ６、ガスタービンエンジンに使用する音響ライナであっ
て、 ガス流の周りに円周方向に配置された複数個のヘルムホ
ルツ共鳴器型室を含み、頚部が前記室内に配置され頚部
の長さおよび室共鳴深さが同じ円周方向に延びる音響ラ
イナ。 ７、前記頚部が前記室の残りの部分の半径方向内方に配
置された請求項６記載の音響ライナ。 ８、前記室がガス流に平行な入口を有する請求項７記載
の音響ライナ。 ９、ガス流を含むダクト内の騒音を減衰する２股ヘルム
ホルツ共鳴器型区画であって、 ２つの室および２つの各頚部を含み、頚部の長さおよび
室の共鳴深さがガス流に平行な平面内でガス流に垂直な
方向に延び、かつ前記頚部が反対方向に向いている２股
ヘルムホルツ共鳴器型区画。 １０、前記区画が前記頚部および前記室を画定する逆Ｔ
型断面を有する要素によって分割された請求項７記載の
２股ヘルムホルツ共鳴器型区画。 １１、ガスタービンエンジン・ダクト用音響ライナであ
って、 複数個の２股ヘルムホルツ共鳴器型区画を含み、前記区
画が２つの室および２つの各頚部を含み、前記頚部の長
さおよび室の共鳴深さがエンジンダクト内のガス流に平
行な平面内でかつガス流に垂直な方向に延び、前記頚部
が反対方向を向いた音響ライナ。 １２、ガスタービンエンジン・ダクト音響ライナであっ
て、 バンドと、 前記バンドの周りに設けられかつそこから垂下する逆Ｔ
型断面を有する複数個の第１の要素と、前記バンドの周
りに設けられかつそこから垂下し、前記第１の多数の要
素によって互いに離間された逆Ｔ型断面を有する複数個
の第２の要素とを含み、 前記複数個の第２の要素は前記複数個の第１の要素より
小さく、かつ頚部の長さおよび室の共鳴深さがエンジン
ダクト内のガス流に平行な平面内でかつガス流に垂直な
方向に延びる複数個のヘルムホルツ共鳴器型区画を形成
する音響ライナ。 １３、ガスタービンエンジン用音響ライナであって、 少なくとも１つの環状ヘルムホルツ共鳴器型室を含み、 前記室が複数個の各頚部を含み、前記頚部の長さおよび
室の共鳴深さがガス流に平行な方向に延びる音響ライナ
。 １４、少なくとも部分的に前記室の内部環状壁を形成す
る内側環状フェーシングと、前記ダクトから前記頚部ま
での音響開口を形成する前記フェーシングに円周方向に
設けられた開孔をさらに含む請求項１３記載の音響ライ
ナ。 １５、前記開孔が矩形である請求項１３記載の音響ライ
ナ。 １６、前記開孔が正方形である請求項１３記載の音響ラ
イナ。 １７、前記複数個の頚部の少なくとも一部分を形成する
前記フェーシングの半径方向外側に取付けられた少くと
も１つの円周方向に配置されたウイグル条片をさらに含
む請求項１４記載の音響ライナ。 １８、前記ウイグル条片が波形金属条片である請求項１
７記載の音響ライナ。 １９、ガスタービンエンジン用環状ダクト用音響ライナ
であって、 半径方向に離れた内側と外側の環状壁と、 前記環状壁内に設けられた少くとも１つの環状ヘルムホ
ルツ共鳴器型室と、 全体的に前記環状壁間に設けられた前記室の両端を形成
する軸線方向に配置された前端と後端の壁とを含み、 前記室は前記端壁の一方の開口に設けられた複数個の頚
部を含み、 前記頚部が前記頚部の長さを含みかつ前記室がエンジン
ダクトと同じ円環上にある平面内に延びる前記室の共鳴
深さを含み、更に 前記ダクトから前記頚部まで音響開口を形成するように
前記頚部に対して設けられた前記内部環状壁の開孔に設
けられた円周方向に配置された複数個の開孔を含む前記
音響ライナ。 ２０、前記開孔が全体的に矩形である請求項１９記載の
音響ライナ。 ２１、前記開孔が全体的に正方形である請求項１９記載
の音響ライナ。 ２２、前記室と流体的に連通する、前記外側環状壁に取
付けられた室をさらに含む請求項１９記載の音響ライナ
。 ２３、前記室冷却装置がスコップを含む請求項２２記載
の音響ライナ。 ２４、ガスタービンエンジンの環状ダクト用音響ライナ
であって、 半径方向に離れた内側と外側の環状壁と、 前記環状壁内に配置された少くとも１組の軸線方向に離
れた前側と後側の環状ヘルムホルツ共鳴器型室と、 前記前側と後側の室の前端部と後端部を夫々形成する軸
線方向に離れた前側と後側の環状端壁とを含み、前記端
壁が前記環状壁間に全体的に半径方向に設けられ、更に 前記端壁内に軸線方向に設けられ前記外側および内側環
状壁間に全体的に半径方向に設けられかつ前記環状内壁
から半径方向に離れた少くとも１つの環状中間壁と、 前記中間壁の半径方向内端に取付けられかつ前記内側環
状壁と同心でまたそこから半径方向に離れた比較的短い
第３の環状壁と、 前記第３の環状壁および外側環状壁間に設けられた複数
個の前側と後側の頚部とを含み、 前記頚部が頚部の長さを含みまた前記室はエンジンダク
トと同心の平面内にある前記室の共鳴深さを含み、更に 前記ダクトから前記頚部まで音響開口を形成するように
前記頚部に対して設けられた前記内側環状壁の円周方向
に設けられた複数個の孔とを含む音響ライナ。 ２５、前記頚部が、全体的に矩形の形状を有し前記中間
および内側環状壁間に設けられたウイグル条片によって
形成された請求項２４記載の音響ライナ。 ２６、前記開孔が全体的に矩形の形状である請求項２５
記載の音響ライナ。 ２７、前記開孔が全体的に正方形の形状である請求項２
５記載の音響ライナ。 ２８、前記外側環状壁に取付けられ且つ前記室に流体的
に連通する室冷却装置を有する、請求項２５記載の音響
ライナ。 ２９、前記室冷却装置がスコップを備えた請求項２２記
載の音響ライナ。 ３０、室および頚部を含み頚部の長さおよび室の共鳴深
さがライナガス流に平行な平面内にあるヘルムホルツ型
共鳴型区画を備えたアフタバーナ・ダクトライナを含む
ガスタービンエンジン。 ３１、アフタバーナ・ダクト・ライナを含むガスタービ
ンエンジンであって、 ヘルムホルツ共鳴器型区画を含み、 前記室が室および頚部を含み前記頚部の長さおよび室の
共鳴深さがライナガス流に平行な平面内にありかつガス
流に垂直な方向に向けられたガスタービンエンジン。 ３２、ガスタービンエンジンであって、 それぞれファン区分、圧縮機区分、燃焼器区分、タービ
ン区分、および排気区分と、 エンジンガス流を含む、前記エンジン部分の少なくとも
一つの部分を形成する環状ダクトとを含み、 前記導管が環状ダクト音響ライナを含み、 前記ライナが周りに半径方向に配置されるライナ中心線
を含み、 前記ライナがまた前記ライナ中心線の周りに円周上に配
置された複数個のヘルムホルツ共鳴器型室を含み、 前記室が、前記ライナ中心線の周りに配置された環状平
面内にある頚部の長さおよび室の共鳴深さを含むガスタ
ービンエンジン。 ３３、前記ダクトが前記排気部分の一部分である請求項
３２記載ガスタービンエンジン。 ３４、前記ダクトが前記燃焼器部分の一部分である請求
項３２記載ガスタービンエンジン。 ３５、前記ダクトが前記ファン部分の一部分である請求
項３２記載ガスタービンエンジン。 ３６、前記排気区分がさらに半径方向外壁および半径方
向内側テールコーンを有する前記環状ダクトによって形
成されたノズルを含み前記ライナがテールコーンに取付
けられた請求項３２記載のガスタービンエンジン。 ３７、前記排気区分が、半径方向外壁および半径方向内
壁を有する前記環状導管によって形成されたノズルを含
み、前記ライナが前記外壁に取付けられた請求項３２記
載のガスタービンエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/275,993 US4944362A (en) | 1988-11-25 | 1988-11-25 | Closed cavity noise suppressor |
| US275,993 | 1988-11-25 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02161134A true JPH02161134A (ja) | 1990-06-21 |
Family
ID=23054691
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1174324A Pending JPH02161134A (ja) | 1988-11-25 | 1989-07-07 | 騒音抑制装置 |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4944362A (ja) |
| JP (1) | JPH02161134A (ja) |
| CH (1) | CH680523A5 (ja) |
| DE (1) | DE3923434A1 (ja) |
| FR (1) | FR2639678B1 (ja) |
| GB (1) | GB2225381B (ja) |
| IT (1) | IT1231280B (ja) |
| SE (1) | SE468061B (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008020095A (ja) * | 2006-07-11 | 2008-01-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器 |
| JP2012528266A (ja) * | 2009-05-27 | 2012-11-12 | ターボメカ | 減音器を有する排気ガスガイドコーンを備えたタービンエンジン |
| WO2013125683A1 (ja) | 2012-02-24 | 2013-08-29 | 三菱重工業株式会社 | 音響ダンパ、燃焼器およびガスタービン |
| US9003800B2 (en) | 2011-07-07 | 2015-04-14 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor |
| US9400108B2 (en) | 2013-05-14 | 2016-07-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine |
Families Citing this family (63)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2756520B2 (ja) * | 1991-11-15 | 1998-05-25 | 富士写真フイルム株式会社 | ハロゲン化銀写真感光材料 |
| FR2685386B1 (fr) * | 1991-12-20 | 1994-03-25 | Propulsion Ste Europeenne | Systeme d'amortissement des instabilites de combustion haute frequence dans une chambre de combustion. |
| US5287697A (en) * | 1992-01-02 | 1994-02-22 | General Electric Company | Variable area bypass injector seal |
| EP0576717A1 (de) * | 1992-07-03 | 1994-01-05 | Abb Research Ltd. | Gasturbinen-Brennkammer |
| EP0597138B1 (de) * | 1992-11-09 | 1997-07-16 | Asea Brown Boveri AG | Gasturbinen-Brennkammer |
| DE4305333C1 (de) * | 1993-02-20 | 1994-07-07 | Fasag Ag Suhr | Geräuschdämpfungsvorrichtung zur Reduktion von Mündungsgeräuschen bei Anlagen mit pulsierenden Gasströmungen |
| US5777947A (en) * | 1995-03-27 | 1998-07-07 | Georgia Tech Research Corporation | Apparatuses and methods for sound absorption using hollow beads loosely contained in an enclosure |
| US5685157A (en) * | 1995-05-26 | 1997-11-11 | General Electric Company | Acoustic damper for a gas turbine engine combustor |
| US6098926A (en) * | 1998-08-06 | 2000-08-08 | Lockheed Martin Corporation | Composite fairing with integral damping and internal helmholz resonators |
| US6182787B1 (en) | 1999-01-12 | 2001-02-06 | General Electric Company | Rigid sandwich panel acoustic treatment |
| EP1172059A1 (en) * | 2000-07-14 | 2002-01-16 | Nilfisk Advance A/S | A suction apparatus with noise reduction means |
| US6530221B1 (en) | 2000-09-21 | 2003-03-11 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Modular resonators for suppressing combustion instabilities in gas turbine power plants |
| US6550574B2 (en) | 2000-12-21 | 2003-04-22 | Dresser-Rand Company | Acoustic liner and a fluid pressurizing device and method utilizing same |
| GB2381834B (en) | 2001-09-07 | 2004-08-25 | Avon Polymer Prod Ltd | Noise and vibration suppressors |
| RU2230208C2 (ru) * | 2002-06-05 | 2004-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Устройство для звукопоглощения в двухконтурном турбореактивном двигателе |
| US7832211B2 (en) * | 2002-12-02 | 2010-11-16 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor and a gas turbine equipped therewith |
| US6918740B2 (en) * | 2003-01-28 | 2005-07-19 | Dresser-Rand Company | Gas compression apparatus and method with noise attenuation |
| US7080514B2 (en) * | 2003-08-15 | 2006-07-25 | Siemens Power Generation,Inc. | High frequency dynamics resonator assembly |
| US7584820B2 (en) * | 2004-03-19 | 2009-09-08 | Bose Corporation | Acoustic radiating |
| US7565948B2 (en) * | 2004-03-19 | 2009-07-28 | Bose Corporation | Acoustic waveguiding |
| US7033137B2 (en) | 2004-03-19 | 2006-04-25 | Ametek, Inc. | Vortex blower having helmholtz resonators and a baffle assembly |
| 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 |
| US7631481B2 (en) * | 2004-12-01 | 2009-12-15 | United Technologies Corporation | Cooled duct for gas turbine engine |
| US20060137352A1 (en) * | 2004-12-29 | 2006-06-29 | United Technologies Corporation | Augmentor liner |
| US7311175B2 (en) * | 2005-08-10 | 2007-12-25 | United Technologies Corporation | Acoustic liner with bypass cooling |
| US7401682B2 (en) * | 2005-08-10 | 2008-07-22 | United Technologies Corporation | Architecture for an acoustic liner |
| US7461719B2 (en) * | 2005-11-10 | 2008-12-09 | Siemens Energy, Inc. | Resonator performance by local reduction of component thickness |
| US7966823B2 (en) * | 2006-01-06 | 2011-06-28 | General Electric Company | Exhaust dust flow splitter system |
| US7740104B1 (en) * | 2006-01-11 | 2010-06-22 | Red Tail Hawk Corporation | Multiple resonator attenuating earplug |
| GB2443830B (en) * | 2006-11-15 | 2010-01-20 | Rolls Royce Plc | Cowling arrangement |
| GB2449477B (en) * | 2007-05-24 | 2009-05-13 | Rolls Royce Plc | A duct installation |
| GB0713526D0 (en) * | 2007-07-12 | 2007-08-22 | Rolls Royce Plc | An acoustic panel |
| US20100206664A1 (en) * | 2007-07-12 | 2010-08-19 | Rolls-Royce Plc | Acoustic panel |
| US9404441B2 (en) * | 2008-08-18 | 2016-08-02 | Aerojet Rocketdyne Of De, Inc. | Low velocity injector manifold for hypergolic rocket engine |
| US8123886B2 (en) * | 2008-09-17 | 2012-02-28 | General Electric Company | Method of manufacture of composite laminates, an assembly therefor, and related articles |
| US7798285B2 (en) * | 2008-11-14 | 2010-09-21 | Rohr, Inc. | Acoustic barrel for aircraft engine nacelle including crack and delamination stoppers |
| US8490744B2 (en) * | 2009-02-27 | 2013-07-23 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Combustor and gas turbine having the same |
| DE102009037956B4 (de) * | 2009-08-18 | 2024-06-06 | MTU Aero Engines AG | Turbinenaustrittsgehäuse |
| WO2011034469A1 (en) * | 2009-09-17 | 2011-03-24 | Volvo Aero Corporation | A noise attenuation panel and a gas turbine component comprising a noise attenuation panel |
| EP2385303A1 (en) | 2010-05-03 | 2011-11-09 | Alstom Technology Ltd | Combustion Device for a Gas Turbine |
| US8973365B2 (en) | 2010-10-29 | 2015-03-10 | Solar Turbines Incorporated | Gas turbine combustor with mounting for Helmholtz resonators |
| US8733496B2 (en) * | 2011-03-22 | 2014-05-27 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Acoustic damper, combustor, and gas turbine |
| US9016042B2 (en) | 2011-05-20 | 2015-04-28 | Rohr, Inc. | Reinforcement members for aircraft propulsion system components configured to address delamination of the inner fixed structure |
| EP2568144B1 (en) * | 2011-09-12 | 2019-11-06 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Wall structure with noise damping insulation properties and gas turbine with such a wall structure |
| FR2983835B1 (fr) * | 2011-12-13 | 2014-02-21 | Airbus Operations Sas | Procede de realisation d'un panneau pour le traitement acoustique |
| US9410484B2 (en) | 2013-07-19 | 2016-08-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooling chamber for upstream weld of damping resonator on turbine component |
| US9546660B2 (en) | 2014-06-02 | 2017-01-17 | Ingersoll-Rand Company | Compressor system with resonator |
| US9909471B2 (en) * | 2014-07-21 | 2018-03-06 | United Technologies Corporation | Noise attenuating acoustic panel |
| EP3048370A1 (en) * | 2015-01-23 | 2016-07-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber for a gas turbine engine |
| US10332501B2 (en) * | 2017-02-01 | 2019-06-25 | General Electric Company | Continuous degree of freedom acoustic cores |
| DE102018116166B4 (de) | 2018-07-04 | 2023-06-07 | Dr. Ing. H.C. F. Porsche Aktiengesellschaft | Mantelpropeller und Luftfahrzeug |
| DE102019101358A1 (de) * | 2019-01-21 | 2020-07-23 | Dr. Ing. H.C. F. Porsche Aktiengesellschaft | Luftfahrzeug |
| DE102019101833A1 (de) * | 2019-01-25 | 2020-07-30 | Faurecia Emissions Control Technologies, Germany Gmbh | Abgasanlagenkomponente sowie Verfahren zum Herstellen einer Abgasanlagenkomponente |
| RU2710179C1 (ru) * | 2019-07-15 | 2019-12-24 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Пермский национальный исследовательский политехнический университет" | Способ изготовления составной звукопоглощающей конструкции |
| JP7289752B2 (ja) * | 2019-08-01 | 2023-06-12 | 三菱重工業株式会社 | 音響減衰器、筒アッセンブリ、燃焼器、ガスタービン及び筒アッセンブリの製造方法 |
| US11519333B2 (en) | 2020-09-10 | 2022-12-06 | General Electric Company | Turbine engine with shockwave attenuation |
| US11867077B2 (en) | 2021-06-07 | 2024-01-09 | Rohr, Inc. | Acoustic structure with floating interior skin |
| US11976597B2 (en) | 2021-09-13 | 2024-05-07 | Rohr, Inc. | Low-frequency acoustic center body |
| US12078125B2 (en) | 2021-09-13 | 2024-09-03 | Rohr, Inc. | Low-frequency acoustic center body |
| WO2023119130A1 (en) * | 2021-12-21 | 2023-06-29 | Sabic Global Technologies B.V. | Multiwall sheet including an acoustic resonator |
| EP4206448B1 (en) | 2022-01-04 | 2025-07-09 | Rohr, Inc. | Multi-core acoustic panel for an aircraft propulsion system |
| US12163472B2 (en) * | 2022-09-02 | 2024-12-10 | Rohr, Inc. | Engine exhaust nozzle with acoustic attenuation |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR963612A (ja) * | 1948-03-03 | 1950-07-17 | ||
| US3110358A (en) * | 1961-07-10 | 1963-11-12 | Arvin Ind Inc | Sound attenuating gas conduit |
| GB1015955A (en) * | 1963-05-09 | 1966-01-05 | Arvin Ind Inc | Improvements in or relating to a sound attenuating gas pipe |
| GB990347A (en) * | 1963-05-16 | 1965-04-28 | Arvin Ind Inc | Improvements in or relating to a sound attenuating gas pipe |
| US3437173A (en) * | 1966-11-25 | 1969-04-08 | Gen Electric | Gas turbine engine with screech attenuating means |
| US3542152A (en) * | 1968-04-08 | 1970-11-24 | Gen Electric | Sound suppression panel |
| US3819007A (en) * | 1973-04-27 | 1974-06-25 | Lockheed Aircraft Corp | Controllable laminar sound absorptive structure |
| US4106587A (en) * | 1976-07-02 | 1978-08-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Sound-suppressing structure with thermal relief |
| US4189027A (en) * | 1976-08-19 | 1980-02-19 | United Technologies Corporation | Sound suppressor liners |
| FR2376994A1 (fr) * | 1977-01-11 | 1978-08-04 | Snecma | Perfectionnements aux dispositifs a cavites resonnantes pour la reduction du bruit dans un conduit en presence d'un flux gazeux |
| US4231447A (en) * | 1978-04-29 | 1980-11-04 | Rolls-Royce Limited | Multi-layer acoustic linings |
| GB2024380A (en) * | 1978-04-29 | 1980-01-09 | Rolls Royce | Acoustic linings for fluid flow ducts |
| JPS61270590A (ja) * | 1985-03-01 | 1986-11-29 | ジエ−ムス ハウデン オ−ストラリア プロプライエタリイ リミテツド | 分割装置 |
| US4645032A (en) * | 1985-09-05 | 1987-02-24 | The Garrett Corporation | Compact muffler apparatus and associated methods |
| US4747467A (en) * | 1986-04-01 | 1988-05-31 | Allied-Signal Inc. | Turbine engine noise suppression apparatus and methods |
| US4821841A (en) * | 1987-06-16 | 1989-04-18 | Bruce Woodward | Sound absorbing structures |
-
1988
- 1988-11-25 US US07/275,993 patent/US4944362A/en not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-07-07 JP JP1174324A patent/JPH02161134A/ja active Pending
- 1989-07-15 DE DE3923434A patent/DE3923434A1/de not_active Withdrawn
- 1989-07-17 IT IT8921201A patent/IT1231280B/it active
- 1989-07-20 FR FR8909756A patent/FR2639678B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1989-07-21 SE SE8902593A patent/SE468061B/sv not_active IP Right Cessation
- 1989-07-24 GB GB8916880A patent/GB2225381B/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-07-25 CH CH2776/89A patent/CH680523A5/de not_active IP Right Cessation
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008020095A (ja) * | 2006-07-11 | 2008-01-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器 |
| JP2012528266A (ja) * | 2009-05-27 | 2012-11-12 | ターボメカ | 減音器を有する排気ガスガイドコーンを備えたタービンエンジン |
| US9003800B2 (en) | 2011-07-07 | 2015-04-14 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor |
| US10197284B2 (en) | 2011-07-07 | 2019-02-05 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine combustor |
| WO2013125683A1 (ja) | 2012-02-24 | 2013-08-29 | 三菱重工業株式会社 | 音響ダンパ、燃焼器およびガスタービン |
| KR20140127257A (ko) | 2012-02-24 | 2014-11-03 | 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 | 음향 댐퍼, 연소기 및 가스 터빈 |
| US9316156B2 (en) | 2012-02-24 | 2016-04-19 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Acoustic damper, combustor and gas turbine |
| US9400108B2 (en) | 2013-05-14 | 2016-07-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE3923434A1 (de) | 1990-05-31 |
| US4944362A (en) | 1990-07-31 |
| GB2225381B (en) | 1993-09-01 |
| SE8902593D0 (sv) | 1989-07-21 |
| IT8921201A0 (it) | 1989-07-17 |
| IT1231280B (it) | 1991-11-28 |
| SE468061B (sv) | 1992-10-26 |
| CH680523A5 (ja) | 1992-09-15 |
| GB2225381A (en) | 1990-05-30 |
| FR2639678B1 (fr) | 1994-09-23 |
| GB8916880D0 (en) | 1989-09-06 |
| SE8902593L (sv) | 1990-05-26 |
| FR2639678A1 (fr) | 1990-06-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH02161134A (ja) | 騒音抑制装置 | |
| EP1752637B1 (en) | Acoustic liner | |
| EP1811143B1 (en) | Acoustic liner with bypass cooling | |
| EP1612769B1 (en) | High admittance acoustic liner | |
| US7549290B2 (en) | Acoustic damper | |
| JP5010318B2 (ja) | ターボジェットノズルの中心体 | |
| EP0635632B1 (en) | Noise suppression system | |
| US8677757B2 (en) | Combustion chamber head of a gas turbine | |
| US4226297A (en) | Acoustic treated exhaust plug for turbine engine | |
| EP1434006A2 (en) | Combustion chamber for gas turbine engine | |
| EP2960480A1 (en) | Acoustic liner | |
| JP2006078166A (ja) | 冷却タービン・エンジン構成部材 | |
| JPS61155652A (ja) | ガスタービン機関の推力増強装置 | |
| US10677163B2 (en) | Noise attenuation structures | |
| JPH04227417A (ja) | ガスタービンエンジンの燃焼器 | |
| EP3460331B1 (en) | Canted combustor for gas turbine engine | |
| JP6563004B2 (ja) | ガスタービンエンジンの燃焼器用の音響減衰システム | |
| CN115751381B (zh) | 一种多吸收频率的双层壁加力燃烧室防振屏 | |
| CA2545618C (en) | Cooled support boss for a combustor in a gas turbine engine | |
| RU2382279C2 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя | |
| US2841958A (en) | Combustion system of the kind comprising an outer air casing containing a flame compartment for use in gas turbine engines and ram jet engines | |
| JPH0663648B2 (ja) | ガスタ−ビン燃焼器 | |
| JP4061574B2 (ja) | ガスタービン用のローブミキサ | |
| US11898752B2 (en) | Thermo-acoustic damper in a combustor liner | |
| JPH09119322A (ja) | 航空機エンジンの冷却ライナ |