JPH11166451A - シェヴロン排気ノズル - Google Patents

シェヴロン排気ノズル

Info

Publication number
JPH11166451A
JPH11166451A JP10237446A JP23744698A JPH11166451A JP H11166451 A JPH11166451 A JP H11166451A JP 10237446 A JP10237446 A JP 10237446A JP 23744698 A JP23744698 A JP 23744698A JP H11166451 A JPH11166451 A JP H11166451A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
chevron
jet
nozzle
exhaust
duct
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.)
Granted
Application number
JP10237446A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4293573B2 (ja
Inventor
John Francis Brausch
ジョン・フランシス・ブラウシュ
Bangalore Ananthamur Janardan
バンガロー・アナンサマー・ジャナーダン
John William Barter Iv
ジョン・ウィリアム・バーター，ザ・フォース
Gregory Edward Hoff
グレゴリー・エドワード・ホフ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPH11166451A publication Critical patent/JPH11166451A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4293573B2 publication Critical patent/JP4293573B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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
    • F02K1/46—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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/711—Shape curved convex
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/712—Shape curved concave
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

(57)【要約】 【課題】 噴流騒音と赤外線兆候を低減するガスタービ
ンエンジン排気ノズルを提供する。 【解決手段】 ガスタービンエンジン排気ノズル（１
０）は、ガス噴流（１２）を導く排気ダクト（１６）の
後端に配置されて排気出口（２０）を画成する複数の隣
合うシェヴロン（１８）を含む。各シェヴロンは３角形
であり、底辺（１８ａ）と、頂点（１８ｂ）と、底辺と
頂点との間で先細になっている両側後縁（１８ｃ）と、
これらにより境界が定められた半径方向に対向する第１
および第２表面（１８ｄ，１８ｅ）とを有する。隣合う
シェヴロンの後縁は横方向に相隔たってそれぞれの末広
スロット（２２）を画成し、これらのスロットは排気ダ
クトと連通するように配設される。シェヴロンは底辺と
頂点との間に軸方向に凹形輪郭を有し、これはスロット
による噴流混合を促進する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は一般的にはガスター
ビンエンジンに関し、特に、排気騒音と赤外線兆候の低
減に関する。
【０００２】
【従来の技術】代表的なガスタービンエンジンは空気を
圧縮する圧縮機を含み、圧縮空気は燃焼器内で燃料と混
ぜられて点火されて高温燃焼ガスを生じ、燃焼ガスは１
段以上のタービンを通流し、タービンはコアエンジン部
内の圧縮機を駆動する。通例、コアエンジンと協働する
ものとして、ファンのような低圧圧縮機がコアエンジン
の高圧圧縮機の上流に配置され、コアエンジンの高圧タ
ービンの下流に配置された低圧タービンに連結されて動
作する。コアエンジンから排出された燃焼排気ガスは低
圧タービンを通流し、このタービンはガスからエネルギ
ーを抽出して低圧圧縮機またはファンを駆動し、例えば
飛行中の航空機の駆動に役立てる。代替的に、低圧ター
ビンを舶用または地上工業用の出力軸動力の発生に使用
し得る。
【０００３】飛行中の航空機を駆動するターボファン航
空機ガスタービンエンジンの代表的な用途では、コアエ
ンジン・ノズルが同心のファン排気ノズルの内側にコア
排気を独立的に排出するために用いられ、ファン排気ノ
ズルはファン空気を排出して推力を生じる。コアエンジ
ン・ノズルとファン排気ノズルからの別々の排気は高速
噴流であり、通例、エンジンを比較的高出力で運転する
航空機離陸中最高速度を有する。これらの高速噴流は相
互に作用すると共に周囲空気とも作用し合い、航空機の
離陸路に沿ってかなりの騒音を発する。さらに、コア噴
流は高温で、遠くから検出し得る赤外線兆候を生じる。
【０００４】従来技術には噴流騒音と赤外線兆候を減ら
す様々な解決策が提案されている。これらの解決策は、
高温コア噴流をファン噴流または周囲空気あるいはその
両方と強烈に混合することにより噴流の速度と温度を下
げるものである。こうすると、騒音と赤外線兆候を減ら
し得るが、通例エンジンの効率と性能が低下する。例え
ば、ヒナギク（ｄａｉｓｙ）形ミキサとしても知られて
いる回旋状またはローブ（ｌｏｂｅ）形ミキサを、コア
エンジンの端で長いダクトの外側ナセル内に用いて、コ
ア排気とファン排気との内部混合をなし得る。こうする
と騒音と赤外線兆候を減らし得るが、ノズル重量と設備
摩擦と船尾抗力が増加してしまう。また、噴流騒音の低
減は比較的低い振動数では可能であるが、通例これに伴
って中程度と高い振動数範囲で騒音が増大する。
【０００５】ミキサ・ローブはコア排気およびファン排
気の両方の中に突入しているので効果的であるが、突入
に伴って性能損失を起こす。やはり噴流に対して突入位
置にある他種の騒音抑制装置が知れており、これらは様
々な程度の性能損失と騒音低減をもたらす。このような
装置は、例えば、パドル、波形部材、小型ミキサ、タ
ブ、渦発生装置である。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】従って、エンジン性能
の低下を最少にし、機械的な複雑さを減らし、ノズル重
量の増加を最少にするかあるいはノズル重量を減らしな
がら、噴流騒音と赤外線兆候を低減することが望まれ
る。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、ガスタ
ービンエンジン排気ノズルが、ガス噴流を導く排気ダク
トを含み、このダクトの後端に複数の隣合うシェヴロン
（chevron:山形部）が配置されて排気出口を画成する。
各シェヴロンは３角形であり、底辺と、頂点と、底辺と
頂点との間で先細になっている両側後縁と、これらによ
り境界が定められた半径方向に対向する第１および第２
表面とを有する。隣合うシェヴロンの後縁は横方向に相
隔たってそれぞれの末広スロットを画成し、これらのス
ロットは排気ダクトと連通するように配設される。シェ
ヴロンは底辺と頂点との間に軸方向に凹形輪郭を有し、
これはスロットによる噴流混合を促進する。
【０００８】本発明の好適実施例を、他の目的および利
点とともに、添付図面を参照して以下に詳しく説明す
る。
【０００９】
【発明の実施の形態】図１には、従来のガスタービンエ
ンジンからのガス噴流１２を排出する排気ノズルの一例
１０を示す。ノズル１０は中心軸線１４について軸対称
であり、中心軸線１４に沿って噴流１２を通す環状排気
ダクト１６を含んでいる。ノズル１０はまた周方向また
は横方向に隣合う複数のシェヴロン１８を含み、これら
のシェヴロンは排気ダクト１６の後端に一体に配置され
て排気出口２０を画成する。図２に排気出口２０をさら
に詳しく示す。
【００１０】シェヴロン１８を図３にさらに詳しく例示
する。各シェヴロン１８は３角形であって、底辺１８ａ
を有する。各シェヴロンの底辺１８ａは隣りのシェヴロ
ンの底辺と周方向または横方向に同延状にダクト後端に
固定または一体に接合されている。各シェヴロン１８は
また、軸方向において反対側の頂点１８ｂと、底辺１８
ａから下流方向すなわち後方に対応する頂点１８ｂまで
先細になっている１対の周方向または横方向に相対する
後縁１８ｃを有する。各シェヴロン１８はまた、両後縁
１８ｃと底辺１８ａとによって境界が定められた三角形
の半径方向外側の第１表面（外面）１８ｄと、三角形の
半径方向内側の第２表面（内面）１８ｅとを有する。
【００１１】隣合うシェヴロン１８の後縁１８ｃは底辺
１８ａから頂点１８ｂまで周方向または横方向に相隔た
って、横方向かつ軸方向に末広のスロットまたは切欠き
２２を画成しており、これらのスロットは排気ダクト１
６の内側と連通するように配設されて流れを半径方向に
通す。図３に示した実施例では、スロット２２も３角形
で、３角形シェヴロン１８と補完的であり、シェヴロン
底辺１８ａと周方向に同延状のスロット底部２２ａから
シェヴロン頂点１８ｂまで軸方向に末広になっている。
【００１２】本発明の重要な特徴によれば、各シェヴロ
ン１８は、図３に示すように、そして図４にさらに詳細
に示すように、それぞれの底辺１８ａと頂点１８ｂとの
間に軸方向に凹形輪郭を有する。図４に示した軸方向輪
郭は、中心軸線１４を含む例示的な垂直面内に存在する
第１曲率半径Ａによって定められる。軸方向輪郭の半径
Ａはシェヴロン底辺１８ａからシェヴロン頂点１８ｂま
で大きさが可変であり、本実施例における軸方向輪郭は
放物線形である。
【００１３】個々のシェヴロン１８は好ましくはまた両
後縁１８ｃ間に周方向または横方向に凹形輪郭を有し、
この凹形輪郭は図３に示すように曲率半径Ｂによって定
められる。横方向輪郭の半径Ｂも各シェヴロン１８の両
後縁１８ｃ間の周方向円弧に沿って可変であり、そして
好ましくは、最初に定められた軸方向輪郭とともに滑ら
かな表面をもたらす。こうすると、シェヴロンは、混合
効果を高めるための浅い凹みを画成する複合的な３次元
流れ表面輪郭を有する。複合曲率は簡単な円弧により、
または放物曲線により、あるいは高位２次曲線により定
められる。
【００１４】図３と図４に示した実施例では、シェヴロ
ン１８は実質的に均等な厚さＣを有し、厚さＣはまたシ
ェヴロン１８が突出している排気ダクト１６の厚さに等
しくてよく、そしてシェヴロン１８は一つ以上の薄肉部
材または薄板で形成され得る。代替的に、シェヴロン１
８の厚さは構造健全性と流れの表面混合とが得られるよ
うに変えることができる。また、本実施例では、シェヴ
ロンの外面１８ｄはプラス記号（＋）で表されているよ
うに凸形であり、シェヴロンの内面１８ｅはマイナス記
号（−）で表されているように凹形である。
【００１５】図３に示した個々のシェヴロン１８は、例
えば、先細または末広ノズルの画成に適するように傾斜
した平らな構成部でよいが、シェヴロン１８はわずかな
複合曲率を有し、この曲率は、ガス流と協働して混合効
果を高めると同時に、空気力学的に滑らかで非分裂性の
輪郭をもたらして空力効率と空力性能の損失を最少にす
るためのものである。
【００１６】例えば、図３に示した実施例では、シェヴ
ロンの第１表面（外面）１８ｄはシェヴロンの第２表面
（内面）１８ｅの半径方向外側に配置され、外面１８ｄ
は凸形でありそして内面１８ｅは凹形である。シェヴロ
ン１８とその協働するスロット２２とは、底辺１８ａか
ら頂点１８ｂまで概して共通な半径で概して横方向また
は周方向に互いに同延状であって、シェヴロン１８の排
気噴流１２内への突出を最少にするか減らし得る。図１
〜図４に示した実施例では、ノズル１０は流れ面積が漸
減する先細ノズルとして形成され、最小流れ面積の有効
のどが底辺１８ａと頂点１８ｂとの間の適所に画成され
ている。従って、個々のシェヴロン１８は前側の底辺１
８ａから後ろ側の頂点１８ｂまで半径方向内方に傾斜し
ており、こうしてそれぞれの半径方向下側に排気噴流１
２を局限する。しかし、排気噴流１２はスロット２２を
通って半径方向外方に膨張して強制混合を促進し得る。
【００１７】図１に示すように、排気噴流１２は排気ダ
クト１６内を流れそしてその後部出口２０から軸方向に
排出されるとともにシェヴロンのスロット２２を経て半
径方向外方に排出される。従って、このように排出され
た排気噴流１２は半径方向外側の周囲外側気体流２４と
混合し得る。この気体流となり得るものは、例えば、航
空機の地上静止時または飛行中に排気ノズル１０の外面
上を流れる周囲空気、あるいは代替的に、ガスタービン
エンジン・ファンノズルから排出されるファン空気であ
る。排気ノズル１０は様々な用途に使用され得るので、
排気噴流１２と外側気体流２４は、ガスタービンエンジ
ンにおいて、あるいはガス処理および（または）排出装
置を含む工業用途において通例生じる任意の流体流でよ
い。
【００１８】例えば、図５は部分的に例示した航空機２
８の機翼に適当に連結された航空機ターボファン・ガス
タービンエンジン２６を示す。ガスタービンエンジン２
６は、直流連通をなすファン３０と低圧圧縮機３２と高
圧圧縮機３４と燃焼器３６と高圧タービン（ＨＰＴ）３
８と低圧タービン（ＬＰＴ）４０とを含み、これらは従
来の形態をなすように合体されて作用する。エンジン２
６はまたコアエンジンとＬＰＴ４０とを囲むコア・ナセ
ルまたはカウル４２と、ファン３０とコア・カウル４２
の前部とを囲みそしてその前部から半径方向外方に隔て
られてバイパス・ダクト４６を画成しているファン・ナ
セルまたはカウル４４とを含んでいる。従来の中央体ま
たはプラグ４８がＬＰＴ４０から後方に延在しそしてコ
ア・カウル４２の後端から半径方向内方に隔てられてコ
ア排気ダクト５０を画成している。
【００１９】運転中、周囲空気５２はファン３０に流入
するとともにファン・カウル４４の周囲を流れる。空気
はファン３０により圧縮されそしてファン・ダクト４６
を通ってファン噴流５４として排出され推力を生じる。
ファン３０を通過した空気の一部分はコアエンジン内で
圧縮され、そして燃料と適当に混ぜられて点火されて高
温燃焼ガスとなり、コア・ダクト５０を通ってコア噴流
５６として排出される。
【００２０】改良排気ノズル１０は、図５に示したター
ボファン航空機エンジンのような様々な種類のガスター
ビンエンジン内の様々な箇所に用い得るものである。例
えば、排気ノズルとして、コア・カウル４２の排出端に
シェヴロン１８とスロット２２を備えるものが１０ａで
表され、ノズル１０ａはコア噴流５６とファン噴流５４
とを混合することにより噴流騒音と赤外線兆候を減ら
す。排気ノズルの他の実施例は１０ｂで表され、ファン
・カウル４４の排出端に配置されファン噴流５４を周囲
空気５２と混合してファン噴流５４の騒音を減らす。
【００２１】コア・ノズル１０ａとファン・ノズル１０
ｂは図１〜図４に開示したように形成し得るもので、ガ
ス噴流１２と外側気体流２４との様々な組合せの混合、
例えば、コア噴流５６またはファン噴流５４と、ファン
噴流５４または周囲空気５２それぞれとの混合に好適な
形状のシェヴロン１８とスロット２２を設け得る。シェ
ヴロン１８とスロット２２の様々な寸法と形状は、各設
計用途に対して適当に変えることができ、こうして、重
量の大幅な増加と空力効率損失なしに、騒音低減を最大
にするかまたは赤外線兆候を減らすかあるいはその両方
をなし得る。
【００２２】例えば、図４には排気噴流１２の境界層１
２ａが図解されており、この境界層は排気ダクト１６と
シェヴロン１８の半径方向内面に沿って流れる。好適実
施例では、シェヴロン頂点１８ｂをシェヴロン底辺１８
ａに対する軸方向接線から深さＤだけ半径方向内方に変
位させ、その大きさは境界層１２ａの厚さの程度であ
る。こうすると、シェヴロン１８の軸方向輪郭は、排気
噴流１２をその境界層１２ａにおいて分裂させて混合を
促進するのに十分なだけシェヴロン頂点１８ｂをシェヴ
ロン底辺１８ａに対して変位させるような平らなシェヴ
ロンに比べて比較的浅い。代替的に、深さＤは境界層の
厚さより小さいかあるいはかなり大きくてもよい。
【００２３】シェヴロン１８はスロット２２と協働して
ガス噴流１２を分裂させ、これにより、その噴流の一部
分は、半径方向外向きに正の圧力差がある場合、半径方
向外方にスロット２２を通って放出される。逆に半径方
向内向きに正の圧力差がある場合、外側気体流２４が半
径方向内方にスロット２２を通るように向けられて混合
を促進する。シェヴロンはまた対をなす複数組の渦を導
入し、これらの渦は軸方向に移動するにつれて成長し、
噴流１２と外側気体流２４との混合を促進する。
【００２４】シェヴロン１８の様々な寸法と複合曲率
は、各設計用途に応じて、排気ノズルの位置と、ガス噴
流１２と外側気体流２４の種類とに基づき、また両気体
流１２、２４間の圧力差に基づいて最適化され得る。図
１〜図４に示した排気ノズル１０が先細ノズルとして形
成される実施例では、シェヴロン１８は好ましくは図示
のように内向きに凹形であり、これはシェヴロンスロッ
ト２２において半径方向外方に膨張するガス噴流１２と
協働する。
【００２５】図６は排気ダクト１６の端のシェヴロン１
８と協働スロット２２の様々な形状に関する設計パラメ
ータを例示する概略図である。これらの様々なシェヴロ
ンとスロットは明示のために共通排気ダクト１６に一緒
に例示されているだけであり、図示のように一緒に用い
られることはないであろうが、様々な組合せとして用い
得るものである。排気ダクトは断面が従来の形状または
先進設計形状に従って軸対称形、楕円形、長方形または
これらの組合せの形を取り得る。ある数の個別シェヴロ
ン１８とそれらの寸法を各設計用途に対して選定すれば
効果を最大にし得る。
【００２６】各シェヴロン１８はその底辺１８ａから垂
直に頂点１８ｂまで測定した軸方向長さＥと、底辺１８
ａでの最大値から頂点１８ｂでの最小値まで変わる横方
向幅Ｆとを有する。シェヴロン幅Ｆは軸対称形または楕
円形ノズルの場合弦長で表され、あるいはシェヴロンの
周方向長さにより測定され得る。長方形ノズルの場合、
シェヴロン幅Ｆは単にシェヴロンの横方向幅により測定
され得る。個々のシェヴロン１８はそれらの底辺１８ａ
において所望に応じ適当な間隔Ｇだけ横方向または周方
向に離間し得る。図１〜図４に示した実施例では、隣合
うシェヴロン１８はスロット底部２２ａにおいて相互間
の周方向間隔Ｇがほとんど無いかわずかであるように隣
合っている。
【００２７】図１に示すように、シェヴロン１８は好ま
しくは底辺１８ａから頂点１８ｂまで等しい軸方向長さ
Ｅを有する。しかし、図６に示すように、シェヴロンの
長さＥは等しくなくてもよく所望に応じて可変である。
また、図１に示した実施例では、シェヴロン頂点１８ｂ
は単一軸平面に共存しそして中心線１４から共通半径だ
け離れている。同様に、シェヴロン底辺１８ａとスロッ
ト底部２２ａも、シェヴロン頂点１８ｂから前方に離れ
た他の共通軸平面に共存し、やはり他の共通半径の位置
にある。しかし、図６に示すように、シェヴロン頂点１
８ｂはシェヴロンによって異なる軸平面に存在し得る。
同様にスロット底部２２ａも所望に応じスロットによっ
て異なる軸平面に存在し得る。
【００２８】また図６に概略的に示すように、シェヴロ
ンの外面１８ｄと内面１８ｅの輪郭はそれぞれ凸形
（＋）から凹形（−）へまたはその逆へ、あるいは任意
の組合せに変え得る。また、図４に示すように、シェヴ
ロンの頂点１８ｂの変位は半径方向内方に軸方向中心線
１４に向かっても、または逆に半径方向外方に中心線１
４から離れてもよく、あるいは所望に応じてゼロでもよ
い。
【００２９】しかし、個々のシェヴロン１８の３次元幾
何形状は特定設計に従って用いると有利であり、運転中
混合を促進するとともに空力性能損失を最少または皆無
にし得る。比較的低温の空気流を比較的高温のコア噴流
５６と混合する時、かなりの噴流騒音低減とかなりの赤
外線兆候低減が得られる。個々のシェヴロン１８は排気
ダクト１６の後端と良好に合体し、好ましくは最初はそ
れに対して接線方向にあり、そして軸方向下流方向と周
方向または横方向とに非線形輪郭を有する。この３次元
輪郭は外側および内側流路におけるシェヴロン表面の不
連続を無くして空力効率を高める。
【００３０】シェヴロン頂点１８ｂの噴流内への突出は
比較的少ないので、空力的に滑らかな導流を生じて噴流
対噴流または噴流対周囲空気の混合過程を加速し、また
かなりの流れ方向渦度を生じ、これも混合過程をさらに
加速する。その結果、混合噴流帯の長さが比較的短くな
りそして噴流帯の周辺長さが減るので、先行技術に比べ
て可聴噴流騒音の大きさが減るとともに赤外線兆候がか
なり減少する。
【００３１】上述のように、本改良シェヴロン排気ノズ
ルは、図５に示したターボファンエンジンのようなガス
タービンエンジンにおいて様々な形状で用い得るもので
ある。図７はシェヴロン排気ノズルの代替実施例１０ｃ
を示し、このノズルは、それ以外の点では従来のもので
ある長ダクト形ターボファンエンジン５８内に配置され
ている。このエンジン５８では、ファン・カウル４４が
エンジン全長にわたって延在して中央体プラグ４８も包
囲している。本シェヴロン・ノズルは、ファン・バイパ
スダクト４６とコア排気ダクト５０との間に同心的に配
置されたミキサ１０ｃを画成し、このミキサは、従来の
回旋状ヒナギク形ミキサと類似した態様でファン空気５
４をコアガス５６と混合する。シェヴロン・ミキサ１０
ｃの改善された効率を考慮して、ファン・カウル４４の
後部を所望に応じて除去してもよい。こうすれば、重量
を減らし得るとともに摩擦と船尾抗力の低減により性能
をさらに高めることができる。
【００３２】図８は、従来の２次元長方形ミキサ兼エジ
ェクタ排気ノズルに本発明を適用したシェヴロン排気ノ
ズルの他の実施例１０ｄを示す。シェヴロン・ノズル１
０ｄは、シェヴロン１８とスロット２２とを後端に配設
した複数の相対する可動排気フラップ６０により画成さ
れている。シェヴロン・ノズル１０ｄはこの実施例では
長方形であり、そして排気フラップ６０の横側境界をな
す１対の相対する側壁６２によってさらに画成されてい
る。側壁６２の後端には別のシェヴロン１８とスロット
２２が配設され、フラップ・シェヴロンと協働して噴流
騒音と赤外線兆候を減らす。この実施例では、シェヴロ
ン・ノズル１０ｄに従来の可動エジェクタ・ドア６４が
含まれ、図８に示すように開いて周囲空気５２の一部分
をコア噴流５６との内部混合のために受入れる。周囲空
気５２はまたノズルの外側と幾つかのシェヴロン１８上
を流れて代替実施例で述べたようにコア噴流５６と混合
する。
【００３３】シェヴロン１８と協働シェヴロン・スロッ
ト２２は比較的簡単な構成部であるから、所望に応じて
任意の２つの気体流の合流箇所に設けられて両流の混合
を有利に促進し得る。シェヴロンとスロットのこの特定
形状は、所望に応じて騒音低減と赤外線兆候低減とを最
大にするように各設計用途に対して最適化し得るもので
ある。
【００３４】以上、本発明の好適実施例と考えられるも
のを説明したが、上述の教示から様々な改変が本発明の
範囲内で可能であることはもちろんである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例に従って複数の隣合うシェヴ
ロンによって画成された排気出口を有する典型的なガス
タービンエンジン排気ノズルの一部分の部分断面軸方向
側面図である。
【図２】図１に示した排気ノズルの一部分を線２−２に
沿って前方に見た端面図である。
【図３】図１と図２に示したシェヴロンの一つをさらに
詳細に例示する拡大斜視図である。
【図４】図３に示したシェヴロンの一つの線４−４に沿
って見た側面図である。
【図５】ファン排気とコア排気両用の本発明によるシェ
ヴロン排気ノズルを含む典型的な航空機ターボファン・
ガスタービンエンジンの側面図である。
【図６】様々な形状の代替シェヴロンを含む本発明の別
の実施例によるシェヴロン排気ノズルの平面図である。
【図７】本発明の別の代替実施例によるシェヴロン・ミ
キサを含む長ダクト形混流ガスタービンエンジンの側面
図である。
【図８】本発明の別の実施例によるシェヴロンを含む２
次元ミキサ・エジェクタノズルの概略斜視図である。
【符号の説明】
１０、１０ａ、１０ｂ、１０ｃ、１０ｄ 排気ノズル １６ 排気ダクト １８ シェヴロン １８ａ シェヴロン底辺 １８ｂ シェヴロン頂点 １８ｃ 後縁 １８ｄ 外面 １８ｅ 内面 ２０ 排気出口 ２２ スロット
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 バンガロー・アナンサマー・ジャナーダン アメリカ合衆国、オハイオ州、ウェスト・ チェスター、ホワイトホール・サークル・ イースト、7644番 (72)発明者 ジョン・ウィリアム・バーター，ザ・フォ ース アメリカ合衆国、オハイオ州、ウェスト・ チェスター、プルブリッジ・コート、7864 番 (72)発明者 グレゴリー・エドワード・ホフ アメリカ合衆国、オハイオ州、ウェスト・ チェスター、バーリングトン・ドライブ、 6633番

Claims (5)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービンエンジンからのガス噴流を
    排出するノズルであって、 前記噴流を導く排気ダクトと、前記ダクトの後端に配置
    されて排気出口を画成する複数の隣合うシェヴロンとを
    有し、 各シェヴロンは３角形であって、隣りのシェヴロン底辺
    と横方向に同延状に前記ダクト後端に固定された底辺
    と、反対側の頂点と、前記底辺から前記頂点まで先細に
    なっている１対の横方向に相対する後縁と、前記一対の
    後縁と前記底辺とによって境界が定められた半径方向に
    対向する第１および第２表面とを有し、 隣合う前記シェヴロンの前記後縁は横方向に相隔たって
    それぞれの横方向に末広のスロットを画成し、これらの
    スロットは前記ダクトと連通して半径方向に流れを通す
    ように配設されており、 前記シェヴロンは前記底辺と前記頂点との間に軸方向に
    凹形輪郭を有していること、を特徴とするノズル。
  2. 【請求項２】 前記シェヴロンはさらにそれぞれの両後
    縁間に横方向に凹形輪郭を有する請求項１記載のノズ
    ル。
  3. 【請求項３】 前記シェヴロンと前記スロットは前記噴
    流内への突出が最少になるように概して横方向に同延状
    である請求項２記載のノズル。
  4. 【請求項４】 前記シェヴロンの第１表面は凸形であり
    そして前記シェヴロンの第２表面は凹形である請求項３
    記載のノズル。
  5. 【請求項５】 前記シェヴロンの第１表面は前記シェヴ
    ロンの第２表面の半径方向外側に配置されている請求項
    ４記載のノズル。
JP23744698A 1997-10-31 1998-08-24 シェヴロン排気ノズル Expired - Lifetime JP4293573B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/961,794 US6360528B1 (en) 1997-10-31 1997-10-31 Chevron exhaust nozzle for a gas turbine engine
US08/961794 1997-10-31

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH11166451A true JPH11166451A (ja) 1999-06-22
JP4293573B2 JP4293573B2 (ja) 2009-07-08

Family

ID=25505017

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP23744698A Expired - Lifetime JP4293573B2 (ja) 1997-10-31 1998-08-24 シェヴロン排気ノズル

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6360528B1 (ja)
EP (1) EP0913567B1 (ja)
JP (1) JP4293573B2 (ja)
DE (1) DE69819441T2 (ja)
RU (1) RU2213240C2 (ja)

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002180903A (ja) * 2000-08-31 2002-06-26 General Electric Co <Ge> 短形状翼形部排気ノズル
JP2006029328A (ja) * 2004-07-13 2006-02-02 Snecma Moteurs ジェットノイズを低減するためのターボ機械ノズルカバー
JP2008286187A (ja) * 2007-05-21 2008-11-27 General Electric Co <Ge> 溝付きシェブロン排出ノズル
JP2009515750A (ja) * 2005-11-15 2009-04-16 エアバス・ドイチュラント・ゲーエムベーハー 航空機用ブレーキフラップ
JP2009131834A (ja) * 2007-10-24 2009-06-18 Sulzer Metco Us Inc 溶射ガン内への軸方向注入の混合を改善する装置および方法
JP2009538773A (ja) * 2006-05-31 2009-11-12 エアバス ドイチェランド ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング 航空機に空気力学的抵抗を発生させる方法及び装置
JP2010535985A (ja) * 2007-08-14 2010-11-25 エアバス オペレーションズ （エスアーエス） ノズル用騒音制御シェブロンおよびこのシェブロンを備えたノズルならびにターボシャフトエンジン
WO2011099276A1 (ja) * 2010-02-15 2011-08-18 三菱航空機株式会社 高揚力発生装置、翼、スラット
JP2017198498A (ja) * 2016-04-26 2017-11-02 株式会社Ｓｏｋｅｎ 流量測定装置
JP2019182591A (ja) * 2018-04-10 2019-10-24 有限会社藤木工業 吸引装置及びそれを用いた軽量物吸引処理装置
CN112065585A (zh) * 2020-09-18 2020-12-11 中国航发贵州黎阳航空动力有限公司 一种燃气轮机排气结构

Families Citing this family (163)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6487848B2 (en) 1998-11-06 2002-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine jet noise suppressor
GB9925193D0 (en) * 1999-10-26 1999-12-22 Rolls Royce Plc Gas turbine engine exhaust nozzle
US6612106B2 (en) * 2000-05-05 2003-09-02 The Boeing Company Segmented mixing device having chevrons for exhaust noise reduction in jet engines
US6640537B2 (en) * 2000-12-18 2003-11-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Aero-engine exhaust jet noise reduction assembly
GB0105349D0 (en) * 2001-03-03 2001-04-18 Rolls Royce Plc Gas turbine engine exhaust nozzle
US6532729B2 (en) * 2001-05-31 2003-03-18 General Electric Company Shelf truncated chevron exhaust nozzle for reduction of exhaust noise and infrared (IR) signature
US6505706B2 (en) 2001-06-14 2003-01-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Exhaust flow guide for jet noise reduction
FR2829802B1 (fr) * 2001-09-19 2004-05-28 Centre Nat Rech Scient Dispositif de controle de melange de jets propulsifs pour reacteur d'avion
US6658839B2 (en) * 2002-02-28 2003-12-09 The Boeing Company Convergent/divergent segmented exhaust nozzle
US7085388B2 (en) 2002-06-14 2006-08-01 The Boeing Company High frequency jet nozzle actuators for jet noise reduction
US6969028B2 (en) * 2003-01-22 2005-11-29 The Boeing Company Scarf nozzle for a jet engine and method of using the same
US20070048679A1 (en) * 2003-01-29 2007-03-01 Joshi Mahendra L Fuel dilution for reducing NOx production
US6866503B2 (en) * 2003-01-29 2005-03-15 Air Products And Chemicals, Inc. Slotted injection nozzle and low NOx burner assembly
US7055329B2 (en) * 2003-03-31 2006-06-06 General Electric Company Method and apparatus for noise attenuation for gas turbine engines using at least one synthetic jet actuator for injecting air
GB0312505D0 (en) * 2003-05-31 2003-07-09 Rolls Royce Plc Engine nozzle
US7581692B2 (en) * 2003-06-30 2009-09-01 General Electric Company Fluidic chevrons and configurable thermal shield for jet noise reduction
US20050138932A1 (en) * 2003-10-22 2005-06-30 Perricone Nicholas V. Aircraft protection method and system
US7458221B1 (en) * 2003-10-23 2008-12-02 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Variable area nozzle including a plurality of convexly vanes with a crowned contour, in a vane to vane sealing arrangement and with nonuniform lengths
US7093423B2 (en) * 2004-01-20 2006-08-22 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US7305817B2 (en) * 2004-02-09 2007-12-11 General Electric Company Sinuous chevron exhaust nozzle
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
US7246481B2 (en) 2004-03-26 2007-07-24 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US7377108B2 (en) * 2004-04-09 2008-05-27 The Boeing Company Apparatus and method for reduction jet noise from single jets
US7377109B2 (en) * 2004-04-09 2008-05-27 The Boeing Company Apparatus and method for reduction of jet noise from turbofan engines having separate bypass and core flows
RU2265130C1 (ru) * 2004-04-20 2005-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Смеситель двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд)
US6983602B2 (en) * 2004-04-21 2006-01-10 General Electric Company Ejector cooled nozzle
US20060027679A1 (en) * 2004-08-03 2006-02-09 Mr. Jack Gratteau Ejector Nozzle
US20060059891A1 (en) * 2004-09-23 2006-03-23 Honeywell International, Inc. Quiet chevron/tab exhaust eductor system
US7481038B2 (en) * 2004-10-28 2009-01-27 United Technologies Corporation Yaw vectoring for exhaust nozzle
SE527787C2 (sv) * 2004-11-05 2006-06-07 Volvo Aero Corp Utloppsanordning till en jetmotor och en jetmotor innefattande sådan utloppsanordning
US7506501B2 (en) * 2004-12-01 2009-03-24 Honeywell International Inc. Compact mixer with trimmable open centerbody
US7578133B2 (en) * 2005-03-28 2009-08-25 United Technologies Corporation Reduced radar cross section exhaust nozzle assembly
US7543452B2 (en) * 2005-08-10 2009-06-09 United Technologies Corporation Serrated nozzle trailing edge for exhaust noise suppression
FR2890696B1 (fr) * 2005-09-12 2010-09-17 Airbus France Turbomoteur a bruit de jet attenue
US7669785B2 (en) * 2006-04-24 2010-03-02 The Boeing Company Integrated engine exhaust systems and methods for drag and thermal stress reduction
US8136361B2 (en) * 2006-05-04 2012-03-20 General Electric Company Methods and apparatus for assembling a low noise ejector motive nozzle
FR2902837B1 (fr) * 2006-06-26 2008-10-24 Snecma Sa Capot pour tuyere de turbomachine muni de motifs triangulaires a doubles sommets pour reduire le bruit de jet
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
US7966824B2 (en) * 2006-08-09 2011-06-28 The Boeing Company Jet engine nozzle exit configurations and associated systems and methods
US8157207B2 (en) * 2006-08-09 2012-04-17 The Boeing Company Jet engine nozzle exit configurations, including projections oriented relative to pylons, and associated systems and methods
US7520124B2 (en) * 2006-09-12 2009-04-21 United Technologies Corporation Asymmetric serrated nozzle for exhaust noise reduction
KR20080024623A (ko) * 2006-09-14 2008-03-19 삼성전자주식회사 디스플레이장치 및 그 데이터 표시방법
US8015819B2 (en) * 2006-09-29 2011-09-13 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Wet active chevron nozzle for controllable jet noise reduction
US7870722B2 (en) 2006-12-06 2011-01-18 The Boeing Company Systems and methods for passively directing aircraft engine nozzle flows
JP4830836B2 (ja) * 2006-12-18 2011-12-07 株式会社Ｉｈｉ ジェット噴流排気ノズル及びジェットエンジン
US7966826B2 (en) * 2007-02-14 2011-06-28 The Boeing Company Systems and methods for reducing noise from jet engine exhaust
US20080315042A1 (en) * 2007-06-20 2008-12-25 General Electric Company Thrust generator for a propulsion system
US20110215204A1 (en) * 2007-06-20 2011-09-08 General Electric Company System and method for generating thrust
US20100019079A1 (en) * 2007-06-20 2010-01-28 General Electric Company Thrust generator for a rotary wing aircraft
US7926285B2 (en) * 2007-07-18 2011-04-19 General Electric Company Modular chevron exhaust nozzle
FR2920035B1 (fr) 2007-08-17 2013-09-06 Airbus France Turbomoteur a emission de bruit reduite pour aeronef
FR2921700A1 (fr) * 2007-09-28 2009-04-03 Snecma Sa Capot pour tuyere de turbomachine a motifs a reduction de bruit de jet
FR2928183A1 (fr) * 2008-02-29 2009-09-04 Aircelle Sa Dispositif de reduction de bruit pour moteur d'aeronef, du type a chevrons mobiles
US7762086B2 (en) * 2008-03-12 2010-07-27 United Technologies Corporation Nozzle extension assembly for ground and flight testing
CA2718803C (en) * 2008-03-28 2016-07-12 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
MY156350A (en) 2008-03-28 2016-02-15 Exxonmobil Upstream Res Co Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
FR2930972B1 (fr) * 2008-05-07 2012-11-30 Airbus France Turbomachine a double flux pour aeronef a emission de bruit reduite
US20090297339A1 (en) * 2008-05-29 2009-12-03 General Electric Company Low noise ejector for a turbomachine
US8087250B2 (en) * 2008-06-26 2012-01-03 General Electric Company Duplex tab exhaust nozzle
CA2648765C (en) * 2008-08-11 2011-04-19 The Boeing Company Jet engine nozzle exit configurations, including projections oriented relative to pylons, and associated systems and methods
PL2344738T3 (pl) 2008-10-14 2019-09-30 Exxonmobil Upstream Research Company Sposób i układ do sterowania produktami spalania
US8505310B2 (en) 2008-10-22 2013-08-13 General Electric Company Gas turbine ejector and method of operation
US20100193605A1 (en) * 2009-01-30 2010-08-05 Michael Robert Johnson Thermally balanced aero structures
US20100192590A1 (en) 2009-01-30 2010-08-05 Michael Robert Johnson Thermally balanced materials
FR2945838B1 (fr) * 2009-05-20 2014-06-13 Snecma Capot pour tuyere de turbomachine muni de motifs a ailettes laterales pour reduire le bruit de jet.
US8356468B2 (en) * 2009-06-12 2013-01-22 The Boeing Company Gas turbine engine nozzle configurations
US9964070B2 (en) * 2009-06-12 2018-05-08 The Boeing Company Gas turbine engine nozzle including housing having scalloped root regions
CA2777768C (en) 2009-11-12 2016-06-07 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
WO2011125248A1 (ja) * 2010-04-09 2011-10-13 株式会社Ihi ジェット噴流ノズル及びジェットエンジン
US8635875B2 (en) * 2010-04-29 2014-01-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine exhaust mixer including circumferentially spaced-apart radial rows of tabs extending downstream on the radial walls, crests and troughs
CA2801499C (en) 2010-07-02 2017-01-03 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission power generation systems and methods
CN102959202B (zh) 2010-07-02 2016-08-03 埃克森美孚上游研究公司 集成系统、发电的方法和联合循环发电系统
JP5906555B2 (ja) 2010-07-02 2016-04-20 エクソンモービル アップストリーム リサーチ カンパニー 排ガス再循環方式によるリッチエアの化学量論的燃焼
US9903271B2 (en) 2010-07-02 2018-02-27 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission triple-cycle power generation and CO2 separation systems and methods
DE102010044483B4 (de) * 2010-09-06 2016-10-27 MTU Aero Engines AG Blütenmischer und Strömungsmaschine mit einem derartigen Blütenmischer
US10030872B2 (en) 2011-02-28 2018-07-24 General Electric Company Combustor mixing joint with flow disruption surface
TWI563165B (en) 2011-03-22 2016-12-21 Exxonmobil Upstream Res Co Power generation system and method for generating power
TWI563166B (en) 2011-03-22 2016-12-21 Exxonmobil Upstream Res Co Integrated generation systems and methods for generating power
TWI564474B (zh) 2011-03-22 2017-01-01 艾克頌美孚上游研究公司 於渦輪系統中控制化學計量燃燒的整合系統和使用彼之產生動力的方法
TWI593872B (zh) 2011-03-22 2017-08-01 艾克頌美孚上游研究公司 整合系統及產生動力之方法
US8943832B2 (en) 2011-10-26 2015-02-03 General Electric Company Fuel nozzle assembly for use in turbine engines and methods of assembling same
US9260974B2 (en) 2011-12-16 2016-02-16 General Electric Company System and method for active clearance control
WO2013095829A2 (en) 2011-12-20 2013-06-27 Exxonmobil Upstream Research Company Enhanced coal-bed methane production
FR2986833B1 (fr) * 2012-02-10 2017-05-19 Snecma Procede pour definir des chevrons dans un capot d'une tuyere de turbomachine et capot pour une tuyere de turbomachine correspondant
FR2986831A1 (fr) * 2012-02-10 2013-08-16 Snecma Procede pour definir la forme d'une tuyere convergente-divergente d'une turbomachine et tuyere convergente-divergente correspondante.
US9353682B2 (en) 2012-04-12 2016-05-31 General Electric Company Methods, systems and apparatus relating to combustion turbine power plants with exhaust gas recirculation
US9784185B2 (en) 2012-04-26 2017-10-10 General Electric Company System and method for cooling a gas turbine with an exhaust gas provided by the gas turbine
US10273880B2 (en) 2012-04-26 2019-04-30 General Electric Company System and method of recirculating exhaust gas for use in a plurality of flow paths in a gas turbine engine
DE102012219541A1 (de) 2012-10-25 2014-04-30 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Düse, Strukturelement und Verfahren zur Herstellung einer Düse
US9611756B2 (en) 2012-11-02 2017-04-04 General Electric Company System and method for protecting components in a gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US10161312B2 (en) 2012-11-02 2018-12-25 General Electric Company System and method for diffusion combustion with fuel-diluent mixing in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US10215412B2 (en) 2012-11-02 2019-02-26 General Electric Company System and method for load control with diffusion combustion in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US10107495B2 (en) 2012-11-02 2018-10-23 General Electric Company Gas turbine combustor control system for stoichiometric combustion in the presence of a diluent
US9869279B2 (en) 2012-11-02 2018-01-16 General Electric Company System and method for a multi-wall turbine combustor
US9599070B2 (en) 2012-11-02 2017-03-21 General Electric Company System and method for oxidant compression in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US9803865B2 (en) 2012-12-28 2017-10-31 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US9708977B2 (en) 2012-12-28 2017-07-18 General Electric Company System and method for reheat in gas turbine with exhaust gas recirculation
US9631815B2 (en) 2012-12-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US9574496B2 (en) 2012-12-28 2017-02-21 General Electric Company System and method for a turbine combustor
DE102012220358A1 (de) 2012-11-08 2014-06-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Düse mit Leitvorrichtungen
DE102012220360A1 (de) 2012-11-08 2014-05-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Düse mit Leitvorrichtungen
US20140182309A1 (en) * 2012-12-28 2014-07-03 United Technologies Corporation Geared gas turbine engine exhaust nozzle with chevrons
US10208677B2 (en) 2012-12-31 2019-02-19 General Electric Company Gas turbine load control system
US9581081B2 (en) 2013-01-13 2017-02-28 General Electric Company System and method for protecting components in a gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US9512759B2 (en) 2013-02-06 2016-12-06 General Electric Company System and method for catalyst heat utilization for gas turbine with exhaust gas recirculation
TW201502356A (zh) 2013-02-21 2015-01-16 Exxonmobil Upstream Res Co 氣渦輪機排氣中氧之減少
US9938861B2 (en) 2013-02-21 2018-04-10 Exxonmobil Upstream Research Company Fuel combusting method
RU2637609C2 (ru) 2013-02-28 2017-12-05 Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани Система и способ для камеры сгорания турбины
US9618261B2 (en) 2013-03-08 2017-04-11 Exxonmobil Upstream Research Company Power generation and LNG production
TW201500635A (zh) 2013-03-08 2015-01-01 Exxonmobil Upstream Res Co 處理廢氣以供用於提高油回收
JP6143895B2 (ja) 2013-03-08 2017-06-07 エクソンモービル アップストリーム リサーチ カンパニー 発電及びメタンハイドレートからのメタン回収
US20140250945A1 (en) 2013-03-08 2014-09-11 Richard A. Huntington Carbon Dioxide Recovery
US9631542B2 (en) 2013-06-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for exhausting combustion gases from gas turbine engines
TWI654368B (zh) 2013-06-28 2019-03-21 美商艾克頌美孚上游研究公司 用於控制在廢氣再循環氣渦輪機系統中的廢氣流之系統、方法與媒體
US9617914B2 (en) 2013-06-28 2017-04-11 General Electric Company Systems and methods for monitoring gas turbine systems having exhaust gas recirculation
US9835089B2 (en) 2013-06-28 2017-12-05 General Electric Company System and method for a fuel nozzle
US9587510B2 (en) 2013-07-30 2017-03-07 General Electric Company System and method for a gas turbine engine sensor
US9903588B2 (en) 2013-07-30 2018-02-27 General Electric Company System and method for barrier in passage of combustor of gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US9951658B2 (en) 2013-07-31 2018-04-24 General Electric Company System and method for an oxidant heating system
US10197010B2 (en) * 2013-08-12 2019-02-05 The Boeing Company Long-duct, mixed-flow nozzle system for a turbofan engine
US9458732B2 (en) 2013-10-25 2016-10-04 General Electric Company Transition duct assembly with modified trailing edge in turbine system
US9752458B2 (en) 2013-12-04 2017-09-05 General Electric Company System and method for a gas turbine engine
US10030588B2 (en) 2013-12-04 2018-07-24 General Electric Company Gas turbine combustor diagnostic system and method
US10227920B2 (en) 2014-01-15 2019-03-12 General Electric Company Gas turbine oxidant separation system
US9915200B2 (en) 2014-01-21 2018-03-13 General Electric Company System and method for controlling the combustion process in a gas turbine operating with exhaust gas recirculation
US9863267B2 (en) 2014-01-21 2018-01-09 General Electric Company System and method of control for a gas turbine engine
US10079564B2 (en) 2014-01-27 2018-09-18 General Electric Company System and method for a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US20150330254A1 (en) 2014-05-15 2015-11-19 United Technologies Corporation Compact Nacelle With Contoured Fan Nozzle
US10047633B2 (en) 2014-05-16 2018-08-14 General Electric Company Bearing housing
DE102014008357B4 (de) 2014-06-04 2020-10-22 Daimler Ag Kraftfahrzeug mit einer Luftleiteinrichtung und Windabweiser
DE102014008358B4 (de) 2014-06-04 2020-10-22 Daimler Ag Kraftfahrzeug mit einer Luftleiteinrichtung und Frontschürze für ein Kraftfahrzeug
DE102014008384B4 (de) 2014-06-04 2021-02-25 Daimler Ag Kraftfahrzeug mit Luftleiteinrichtung und Windabweiser
US10655542B2 (en) 2014-06-30 2020-05-19 General Electric Company Method and system for startup of gas turbine system drive trains with exhaust gas recirculation
EP3161271A1 (de) 2014-06-30 2017-05-03 Rudolf Ganz Chevrondüse
US10060359B2 (en) 2014-06-30 2018-08-28 General Electric Company Method and system for combustion control for gas turbine system with exhaust gas recirculation
US9885290B2 (en) 2014-06-30 2018-02-06 General Electric Company Erosion suppression system and method in an exhaust gas recirculation gas turbine system
US9869247B2 (en) 2014-12-31 2018-01-16 General Electric Company Systems and methods of estimating a combustion equivalence ratio in a gas turbine with exhaust gas recirculation
US9819292B2 (en) 2014-12-31 2017-11-14 General Electric Company Systems and methods to respond to grid overfrequency events for a stoichiometric exhaust recirculation gas turbine
US10788212B2 (en) 2015-01-12 2020-09-29 General Electric Company System and method for an oxidant passageway in a gas turbine system with exhaust gas recirculation
RU2587733C1 (ru) * 2015-01-13 2016-06-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Аэросила" Эжекторная система охлаждения масла в энергетической установке
US10316746B2 (en) 2015-02-04 2019-06-11 General Electric Company Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction
US10094566B2 (en) 2015-02-04 2018-10-09 General Electric Company Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US10253690B2 (en) 2015-02-04 2019-04-09 General Electric Company Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction
US10267270B2 (en) 2015-02-06 2019-04-23 General Electric Company Systems and methods for carbon black production with a gas turbine engine having exhaust gas recirculation
US10145269B2 (en) 2015-03-04 2018-12-04 General Electric Company System and method for cooling discharge flow
US10480792B2 (en) 2015-03-06 2019-11-19 General Electric Company Fuel staging in a gas turbine engine
CN105508200B (zh) * 2016-02-03 2018-06-15 广东美芝制冷设备有限公司 压缩机的消音器及具有其的压缩机
US11085642B2 (en) 2016-05-23 2021-08-10 Mitsubishi Power, Ltd. Combustor with radially varying leading end portion of basket and gas turbine
US10633097B2 (en) 2016-07-28 2020-04-28 The Boeing Company Three dimensional pinched airflow nozzle and methods for use thereof
FR3070186B1 (fr) * 2017-08-21 2021-06-11 Safran Aircraft Engines Tuyere secondaire modifiee acoustique
US11053888B2 (en) * 2017-11-01 2021-07-06 The Boeing Company Fan cowl with a serrated trailing edge providing attached flow in reverse thrust mode
CN109372653A (zh) * 2018-12-13 2019-02-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡扇发动机降噪排气组件
NL2024736B1 (en) * 2020-01-23 2021-01-14 Univ Zhengzhou Aeronautics Aircraft noise reduction device
DE102020124176A1 (de) * 2020-09-16 2022-03-17 Ruag Ammotec Ag Festkörperstruktur
CN112455699B (zh) * 2020-11-13 2024-01-02 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高融合飞机后体
CN112502853B (zh) * 2020-11-27 2021-11-02 中国商用飞机有限责任公司 喷管、配备该喷管的喷气发动机和喷气式飞机
JP2024516044A (ja) * 2021-02-02 2024-04-11 キム、ジュン ギュ 推力増強装置
FR3127788B1 (fr) * 2021-10-04 2025-03-21 Safran Aircraft Engines Tuyère de sortie équipée de chevrons pour propulseur aéronautique
WO2023064215A1 (en) * 2021-10-11 2023-04-20 Boom Technology, Inc. Dissimilarly shaped aircraft nozzles with tandem mixing devices, and associated systems and methods
US20230167783A1 (en) * 2021-12-01 2023-06-01 General Electric Company Propulsion system for a gas turbine engine
US12577926B2 (en) 2022-08-02 2026-03-17 General Electric Company Gas turbine engine
US12565866B2 (en) 2022-08-02 2026-03-03 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
PL248175B1 (pl) 2024-12-12 2025-11-03 Panstwowa Akademia Nauk Stosowanych W Chelmie Dysza wylotowa dużych prędkości

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3153319A (en) * 1952-07-25 1964-10-20 Young Alec David Jet noise suppression means
US2930185A (en) * 1954-12-13 1960-03-29 United Aircraft Corp Exhaust noise silencer
US2846844A (en) 1956-01-24 1958-08-12 Ryan Aeronautical Co Variable area thrust deflectoraugmenter for jet engines
US3053340A (en) 1958-07-21 1962-09-11 Gen Electric Noise suppression nozzle
US3215172A (en) * 1962-12-24 1965-11-02 Nilsson Robbins & Anderson Jet engine noise suppressor with shroud for aspiration of air into exhaust stream
US3443757A (en) * 1966-10-14 1969-05-13 Aviat Uk Supersonic fluid flow exhaust nozzles
US3347466A (en) * 1966-11-15 1967-10-17 Mark R Nichols Nacelle afterbody for jet engines
US3568792A (en) * 1969-06-18 1971-03-09 Rohr Corp Sound-suppressing and thrust-reversing apparatus
GB1296215A (ja) * 1969-08-11 1972-11-15
US3648800A (en) * 1970-04-27 1972-03-14 Gen Electric Coanda expansion exhaust nozzle suppressor
GB1409887A (en) * 1972-12-18 1975-10-15 Secr Defence Aircraft gas turbine engine noise suppression
CA1100463A (en) * 1978-11-22 1981-05-05 Frederick L. Gilbertson Nozzle structure with notches
US4214703A (en) * 1979-03-23 1980-07-29 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Aircraft engine nozzle
US4280587A (en) * 1979-05-08 1981-07-28 The Boeing Company Noise-suppressing jet engine nozzles and method
US4284170A (en) * 1979-10-22 1981-08-18 United Technologies Corporation Gas turbine noise suppressor
US4302934A (en) 1979-11-01 1981-12-01 United Technologies Corporation Lobed mixer/inverter
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
US4401269A (en) 1980-09-26 1983-08-30 United Technologies Corporation Lobe mixer for gas turbine engine
US4422524A (en) 1982-03-22 1983-12-27 Lockheed Corporation Variable shape, fluid flow nozzle for sound suppression
GB2146702B (en) 1983-09-14 1987-12-23 Rolls Royce Exhaust mixer for turbofan aeroengine
US4878617A (en) * 1988-05-24 1989-11-07 United Technologies Corporation Triple axis thrust vectoring exhaust nozzle
US5239815A (en) * 1991-09-23 1993-08-31 United Technologies Corporation Sync-ring assembly for a gas turbine engine exhaust nozzle
GB2289921A (en) 1994-06-03 1995-12-06 A E Harris Limited Nozzle for turbofan aeroengines
US5761899A (en) * 1995-05-11 1998-06-09 The Boeing Company Supersonic engine apparatus and method with ejector/suppressor

Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002180903A (ja) * 2000-08-31 2002-06-26 General Electric Co <Ge> 短形状翼形部排気ノズル
JP2006029328A (ja) * 2004-07-13 2006-02-02 Snecma Moteurs ジェットノイズを低減するためのターボ機械ノズルカバー
JP2011190814A (ja) * 2004-07-13 2011-09-29 Snecma ジェットノイズを低減するためのターボ機械ノズルカバー
JP2009515750A (ja) * 2005-11-15 2009-04-16 エアバス・ドイチュラント・ゲーエムベーハー 航空機用ブレーキフラップ
JP2009538773A (ja) * 2006-05-31 2009-11-12 エアバス ドイチェランド ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング 航空機に空気力学的抵抗を発生させる方法及び装置
JP2008286187A (ja) * 2007-05-21 2008-11-27 General Electric Co <Ge> 溝付きシェブロン排出ノズル
JP2010535985A (ja) * 2007-08-14 2010-11-25 エアバス オペレーションズ （エスアーエス） ノズル用騒音制御シェブロンおよびこのシェブロンを備えたノズルならびにターボシャフトエンジン
JP2011500324A (ja) * 2007-10-24 2011-01-06 サルツァー・メトコ（ユーエス）・インコーポレーテッド ２ステージ運動エネルギースプレー装置
JP2009131834A (ja) * 2007-10-24 2009-06-18 Sulzer Metco Us Inc 溶射ガン内への軸方向注入の混合を改善する装置および方法
WO2011099276A1 (ja) * 2010-02-15 2011-08-18 三菱航空機株式会社 高揚力発生装置、翼、スラット
JP2011162154A (ja) * 2010-02-15 2011-08-25 Mitsubishi Aircraft Corp 高揚力発生装置、翼、スラット
JP2017198498A (ja) * 2016-04-26 2017-11-02 株式会社Ｓｏｋｅｎ 流量測定装置
JP2019182591A (ja) * 2018-04-10 2019-10-24 有限会社藤木工業 吸引装置及びそれを用いた軽量物吸引処理装置
CN112065585A (zh) * 2020-09-18 2020-12-11 中国航发贵州黎阳航空动力有限公司 一种燃气轮机排气结构

Also Published As

Publication number Publication date
RU2213240C2 (ru) 2003-09-27
EP0913567A2 (en) 1999-05-06
EP0913567B1 (en) 2003-11-05
DE69819441T2 (de) 2004-08-26
US6360528B1 (en) 2002-03-26
DE69819441D1 (de) 2003-12-11
EP0913567A3 (en) 2000-01-19
JP4293573B2 (ja) 2009-07-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4293573B2 (ja) シェヴロン排気ノズル
US5269139A (en) Jet engine with noise suppressing mixing and exhaust sections
US6502383B1 (en) Stub airfoil exhaust nozzle
US7963099B2 (en) Fluted chevron exhaust nozzle
EP1561939B1 (en) Sinuous chevron exhaust nozzle
US6540481B2 (en) Diffuser for a centrifugal compressor
US4827712A (en) Turbofan gas turbine engine
US6292763B1 (en) Methods for designing variable cycle gas turbine engines
EP1141534B1 (en) Exhaust mixer and apparatus using same
US6195983B1 (en) Leaned and swept fan outlet guide vanes
EP2327869A2 (en) Turbofan gas turbine engine aerodynamic mixer
US5155993A (en) Apparatus for compressor air extraction
EP1343962B1 (en) Gas turbine engine
CA2728527C (en) Duplex tab exhaust nozzle
CN107013268B (zh) 用于喷气发动机排气的压缩整流罩
GB2164098A (en) Improvements in or relating to aerofoil section members for turbine engines
US4199296A (en) Gas turbine engines
US12298009B1 (en) Turbine engine having a reverse flow annular vortex combustor
GB2160265A (en) Turbofan exhaust mixers
CN112502853B (zh) 喷管、配备该喷管的喷气发动机和喷气式飞机
EP4400707A1 (en) Exhaust mixer with protrusions
CN115066546A (zh) 用于包括改善反向推力阶段性能的矫直装置的飞行器涡轮喷射引擎的短舱出气管

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20050819

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20080729

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20081027

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20081030

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20090127

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20090310

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

RD02 Notification of acceptance of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7422

Effective date: 20090406

RD04 Notification of resignation of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424

Effective date: 20090406

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20090406

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120417

Year of fee payment: 3

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120417

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130417

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130417

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140417

Year of fee payment: 5

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term