FR2515735A1 - Dispositif de suppression de rayonnement infrarouge pour moteur a turbine a gaz - Google Patents
Dispositif de suppression de rayonnement infrarouge pour moteur a turbine a gaz Download PDFInfo
- Publication number
- FR2515735A1 FR2515735A1 FR8218428A FR8218428A FR2515735A1 FR 2515735 A1 FR2515735 A1 FR 2515735A1 FR 8218428 A FR8218428 A FR 8218428A FR 8218428 A FR8218428 A FR 8218428A FR 2515735 A1 FR2515735 A1 FR 2515735A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- nozzle
- gas turbine
- turbine engine
- red
- exhaust
- 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
Links
- 230000005855 radiation Effects 0.000 title claims abstract description 26
- 230000001629 suppression Effects 0.000 title claims abstract description 10
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 4
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 4
- 230000000873 masking effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 claims 1
- 239000003570 air Substances 0.000 abstract description 5
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 abstract description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 24
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 4
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 4
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 1
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
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
- F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
- F02K1/825—Infrared radiation suppressors
-
- 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
- B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
-
- 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
- B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
- B64D2033/045—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes comprising infrared suppressors
-
- 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)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
L'INVENTION CONCERNE UN DISPOSITIF DE SUPPRESSION DE RAYONNEMENT INFRAROUGE POUR MOTEUR A TURBINE A GAZ, COMPRENANT UNE TUYERE D'ECHAPPEMENT 11 QUI EST ENTOUREE PAR UN CONDUIT 14 POURVU DE PLUSIEURS AILETTES FORMANT DIFFUSEUR 17 A SON EXTREMITE D'AVAL 16. LA TUYERE D'ECHAPPEMENT 11 ET LE CONDUIT 14 CONSTITUENT UN EJECTEUR QUI EST ACTIONNE PAR LE COURANT DE GAZ D'ECHAPPEMENT SORTANT DE LA TUYERE 11 ET QUI ASPIRE DE L'AIR AMBIANT DANS LE CONDUIT 14 PAR L'INTERMEDIAIRE D'UN INTERVALLE 15 FORME ENTRE LA TUYERE 11 ET LE CONDUIT 14, L'AIR SERVANT A REFROIDIR LE COURANT DE GAZ D'ECHAPPEMENT ET A REDUIRE AINSI SON EMISSION DE RAYONNEMENT INFRAROUGE TANDIS QUE LES AILETTES FORMANT DIFFUSEUR 17 EMPECHENT L'ETABLISSEMENT D'UNE LIGNE DIRECTE DE VISION DE LA TUYERE CHAUDE D'ECHAPPEMENT 11. APPLICATION AU DOMAINE AERONAUTIQUE.
Description
La présente invention concerne un dispositif de sup-
pression de rayonnement infrarouge pour moteur à turbine à gaz.
Les gaz d'échappement et les composants extérieure-
ment visibles de la turbine d'un moteur à turbine à gaz constituent une source de rayonnement infrarouge qui rend
le moteur, et par conséquent l'avion qu'il entraîne, vul-
nérable à une attaque par des fusées à détection de rayon-
nement infrarouge En conséquence, il est souvent souhai-
table d'équiper des moteurs à turbines à gaz de moyens permettant de réduire le rayonnement infrarouge qu'ils produisent afin de diminuer leur vulnérabilité à une attaque par des fusées On a proposé différents dispositifs pour réduire le rayonnement infrarouge, mais la plupart d'entre eux présentent des inconvénients qui rendent leur
utilisation indésirable.
Par exemple, un type de dispositif est basé sur la disposition d'ailettes refroidies par air dans le conduit de sortie de gaz d'échappement du moteur, ces ailettes formant des buses d'éjection Lesdites ailettes empêchent une vision directe des composants chauds de la turbine, mais elles nécessitent des systèmes de refroidissement intenses qui sont très complexes et qui ont tendance à être lourds D'autres types sont basés sur lepositionnement d'un gros corps refroidi dans le conduit d'échappement de gaz d'échappement du moteur pour empêcher une vision directe des composants chauds de la turbine De tels corps sont indésirables du fait de la grande surface nécessitant un refroidissement et de la traînée qui est exercée sur le courant de gaz d'échappement, ces deux facteurs se
traduisant par des pertes élevées de puissance du moteur.
L'invention a pour but de fournir un dispositif de suppression de rayonnement infrarouge pour turbine à gaz de poids léger, qui assure une suppression efficace du rayonnement infrarouge sans faire intervenir des corps ou ailettes refroidis et qui provoque par conséquent
seulement une faible perte de puissance dans le moteur.
Conformément à la présente invention, un disposi-
tif de suppression de rayonnement infrarouge pour moteur à turbine à gaz comprend une tuyère d'échappement, un conduit entourant ladite tuyère et s'étendant en aval de celle-ci, et un diffuseur positionné à l'extrémité d'aval dudit conduit pour faire diffuser un écoulement
gazeux sortant dudit conduit et pour empêcher addition-
nellement une vision directe de ladite tuyère à partir de l'extrémité d'aval dudit conduit, ce conduit étant espacé extérieurement de ladite tuyère afin de définir entre eux un-intervalle de manière qu'ils constituent ensemble un éjecteur qui est actionné par les gaz d'échappement sortant de la tuyère en service et qui
aspire de l'air ambiant dans ledit conduit par l'inter-
médiaire dudit intervalle défini, ladite tuyère étant profilée de façon à faciliter un mélange rapide du courant de gaz d'échappement et de l'air aspiré par
l'intermédiaire dudit intervalle dans ledit conduit.
Au moins une partie de la périphérie de ladite
tuyère d'échappement est de préférence ondulée circon-
férentiellement de façon à faciliter le mélange rapide du courant de gaz d'échappement avec l'air aspiré par
l'intermédiaire dudit intervalle.
Ledit conduit peut avoir dans l'ensemble une
section droite de forme carrée.
Ledit diffuseur peut être constitué par plusieurs ailettes.
Ladite ailette peut être asymétrique.
Au moins une partie de ladite tuyère d'échappement peut être pourvue d'un revêtement thermiquement isolant
afin de réduire la quantité de rayonnement infrarouge émis.
Il est avantageusement prévu des moyens pour masquer au moins une partie de la tuyère contre une vision directe au travers dudit intervalle défini entre ladite tuyère et
ledit conduit.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention
apparaîtront à la lecture de la suite de la description,
donnée à titre d'exemple non limitatif, et sur les dessins annexés dans lesquels: la Fig 1 est une vue latérale en coupe partielle d'un dispositif de suppression de rayonnement infrarouge
pour moteur à turbine à gaz conforme à la présente inven-
tion; et la Fig 2 est une vue faite sur la ligne A-A de la
Fig 1.
En référence à la Fig 1, un moteur à turbine à gaz 10, dont seule la partie arrière est visible sur le dessin, est
pourvu d'une tuyère d'échappement il de profil convergent.
La périphérie de l'extrémité d'aval de la tuyère il est ondulée circonférentiellement de façon à définir huit lobes 12, comme le montre la Fig 2 Les lobes 12 sont tous reliés entre eux à leurs extrémités radialement intérieures par une plaque circulaire 13 de manière que le conduit de gaz d'échappement sortant de la tuyère il
doive passer par les lobes 12.
Le moteur à turbine à gaz 10 est destiné à être monté sur un fuselage d'hélicoptère Cela explique pourquoi la convergence de la tuyère Il est asymétrique afin de
permettre le montage du moteur 10 à proximité du fuselage.
Cependant, il est à noter que, s'il n'existe aucun impé-
ratif de montage du moteur 10 à proximité du fuselage,
la tuyère il peut alors être en fait symétriquement con-
vergente. La tuyère 11 est orientée par un conduit 14 de section droite de formegénérale carrée, qui s'étend également vers l'aval de ladite tuyère Le conduit 14 est espacé extérieurement de la tuyère il de façon à définir entre eux un intervalle 15 L'extrémité d'aval 16 du conduit 14 est légèrement incurvée pour dévier les gaz d'échappement passant dans le conduit en les écartant du fuselage de l'hélicoptère et elle contient
2515735.
également un certain nombre d'ailettes 17 Les ailettes 17 remplissent trois fonctions Elles facilitent la déviation
des gaz d'échappement pour les écarter du fuselage d'héli-
coptère, elles empêchent une vision directe de la tuyère 11 à partir de l'extrémité d'aval 16 et elles agissent comme un diffuseur pour réduire la vitesse et augmenter
la pression statique des gaz déchargés du conduit 14.
On voit par conséquent que la tuyère d'échappement 11 et le conduit 14 définissent ensemble un éjecteur qui est actionné par le courant de gaz d'échappement sortant de la tuyère 11 et qui aspire de l'air ambiant dans le-conduit 14 par l'intermédiaire de l'intervalle 15 L'air passe sur les lobes 12 de la tuyère d'échappement quand il est aspiré dans le conduit 14 Les lobes 12 empêchent un
mélange rapide de l'air avec le courant de gaz d'échappe-
ment sortant de la tuyère 11, de sorte que ce courant de
gaz d'échappement est refroidi sur une très courte lon-
gueur du conduit 14 à un degré tel que, lorsqu'il est
déchargé du conduit 14, la quantité de rayonnement infra-
-rouge qu'il émet n'est pas suffisante pour former une
cible pour une fusée à détection de rayonnement infrarouge.
Au contraire, le degré de refroidissement des gaz d'échap-
pement est tel que le conduit 14 peut être fabriqué en un matériau composite constitué par des fibres de carbone ou de verre incorporées à une matrice de résine, et les ailettes 17 n'ont pas besoin d'être refroidies L'extrémité d'aval 16 du conduit 14 assure ainsi la décharge d'un courant qui est suffisamment froid pour ne pas constituer
une cible pour une fusée à détection de rayonnement infra-
rouge et, du fait de la prévision des ailettes 17, une ligne de vision directe de la tuyère chaude d'échappement
ne peut pas être établie par une telle fusion.
Pour empêcher l'établissement d'une ligne de vision
directe de la tuyère chaude d'échappement 1 l par l'inter-
médiaire de l'intervalle 15 existant entre la tuyère 11 et le conduit 14, l'extrémité d'amont 18 du conduit 14 est profilée de manière à coopérer avec une collerette asymétrique 19 prévue sur l'extrémité d'aval du moteur 10 en vue de créer un certain degré de masauage de la tuyère d'échappement 11 Cependant, puisque l'extrémité d'amont 18 et la collerette 19 n'assurent pas un masquage complet de la tuyère d'échappement 11, la partie de la tuyère d'échappement 11 qui est encore visible, c'est-à-dire son extrémité d'aval, est pourvue d'un revêtement 20 formé d'une matière constituant un écran thermique, par exemple une matière céramique, ou bien elle est pourvue d'un
double revêtement afin de réduire la quantité de rayonne-
ment infrarouge émis par elle.
La présente invention permet par consécuent d'obtenir un dispositif de suppression de rayonnement infrarouge pour moteur à turbine à gaz qui assure à la fois une réduction de la température des gaz d'échappement sortant du moteur à des niveaux qui ne sont pas suffisants pour former une cible pour des fusées à détection de rayonnement infrarouge et, d'autre part, un masquage des parties chaudes du
moteur 10 contre une vision directe par ladite fusée.
En outre, par refroidissement du courant de gaz d'échappe-
ment sortant de la tuyère il à l'aide de l'air ambiant
aspiré par l'intermédiaire de l'intervalle 15, et en dis-
posant seulement des ailettes de diffuseur 17 dans le trajet des gaz d'échappement, on obtient, conformément à la présente invention, des dispositifs de suppression de rayonnement infrarouge qui ne produisent qu'une perte
modeste de puissance du moteur.
Claims (7)
1. Dispositif de suppression de rayonnement infra-
rouge pour moteur à turbine à gaz, comprenant une tuyère d'échappement et un conduit entourant ladite tuyère et s'étendant vers l'aval de celle-ci, ledit conduit étant espacé extérieurement de ladite tuyère pour définir un éjecteur qui est actionné par les gaz d'échappement sortant en fonctionnement de la tuyère, caractérisé en ce que des moyens diffuseurs ( 17) sont positionnés à l'extrémité d'aval dudit conduit ( 14) afin d'assurer la diffusion d'un écoulement gazeux déchargé dudit conduit ( 14) et additionnellement d'empêcher l'établissement d'une ligne
de vision directe de ladite tuyère ( 11) à partir de l'ex-
trémité d'aval dudit conduit ( 14), ladite tuyère ( 11) étant profilée de façon à faciliter le mélange rapide du courant de gaz d'échappement et de l'air aspiré par l'intermédiaire dudit intervalle ( 15) dans ledit conduit
( 14).
2. Dispositif de suppression de rayonnement infra-
rouge pour moteur à turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins une partie de la périphérie
de ladite tuyère d'échappement ( 11) est ondulée circonfé-
rentiellement de manière à faciliter ledit mélange rapide du courant de gaz d'échappement et de l'air aspiré par
l'intermédiaire dudit intervalle ( 15).
3. Dispositif de suppression de rayonnement infra-
rouge pour moteur à turbine à gaz selon l'une des reven-
dications 1 ou 2, caractérisé en ce que ledit conduit a,
dans l'ensemble, une forme droite carrée.
4 Dispositif de suppression de rayonnement infra-
rouge pour moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque
des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que lesdits
moyens diffuseurs ( 17) sont constitués par une pluralité d'ailettes.
5. Dispositif de suppression de rayonnement infra-
rouge pour moteur à turbine à gaz selon l'une Quelconque
des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ladite
tuyère ( 11) est asymétrique.
6 Dispositif de suppression de rayonnement infra- rouge pour moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque
des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'au n Dins
une partie de ladite tuyère d'échappement ( 11) est pourvue d'un revêtement thermiquement isolant ( 20) afin de réduire
la quantité de rayonnement infrarouge émis.
7. Dispositif de suppression de rayonnement infra-
rouge pour moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque
des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il est
prévu des moyens ( 19) pour masquer au moins une partie de ladite tuyère afin d'empêcher l'établissement d'une ligne directe de vision par l'intermédiaire dudit intervalle
défini entre ladite tuyère ( 11) et ledit conduit ( 14).
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB08133087A GB2114229B (en) | 1981-11-03 | 1981-11-03 | Gas turbine engine infra-red radiation suppressor |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
FR2515735A1 true FR2515735A1 (fr) | 1983-05-06 |
FR2515735B1 FR2515735B1 (fr) | 1988-09-23 |
Family
ID=10525590
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
FR8218428A Expired FR2515735B1 (fr) | 1981-11-03 | 1982-11-03 | Dispositif de suppression de rayonnement infrarouge pour moteur a turbine a gaz |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4566270A (fr) |
JP (1) | JPS5885345A (fr) |
CA (1) | CA1210938A (fr) |
DE (1) | DE3239197C2 (fr) |
FR (1) | FR2515735B1 (fr) |
GB (1) | GB2114229B (fr) |
IT (1) | IT1155404B (fr) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2565293A1 (fr) * | 1984-06-04 | 1985-12-06 | Aerospatiale | Ensemble dilueur-deviateur de jet pour turbomoteur d'aerodyne |
EP0718190A1 (fr) | 1994-12-19 | 1996-06-26 | Eurocopter France | Perfectionnements aux hélicoptères équipés de dilueurs-déviateurs de jet pour les gaz de combustion |
WO1998059162A1 (fr) * | 1997-06-24 | 1998-12-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Melangeur/ejecteur a plusieurs etages supprimant les rayonnements infrarouges |
WO1998059163A1 (fr) * | 1997-06-24 | 1998-12-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Tuyere d'echappement pour supprimer le rayonnement infrarouge |
EP1943419A2 (fr) * | 2005-08-01 | 2008-07-16 | Sikorsky Aircraft Corporation | Système de suppression de la signature infrarouge |
EP3812556A1 (fr) * | 2019-10-23 | 2021-04-28 | Timberwolf Limited | Moyens de refroidissement de gaz d'échappement |
Families Citing this family (33)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4864819A (en) * | 1985-06-03 | 1989-09-12 | General Electric Company | Exhaust system including protective arrangements |
GB2203801B (en) * | 1987-04-14 | 1991-11-27 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
US4864820A (en) * | 1987-10-22 | 1989-09-12 | United Technologies Corporation | Exhaust nozzle |
US5284012A (en) * | 1991-05-16 | 1994-02-08 | General Electric Company | Nacelle cooling and ventilation system |
EP0719945A1 (fr) * | 1994-12-28 | 1996-07-03 | Rockwell International Corporation | Pompe à jet mélangeuse ondulée |
WO2000040851A1 (fr) | 1999-01-04 | 2000-07-13 | Allison Advanced Development Company | Melangeur des gaz d'echappement et appareil l'utilisant |
GB2350649B (en) * | 1999-06-04 | 2003-10-29 | Rolls Royce Plc | Nozzle shroud |
GB9915949D0 (en) | 1999-07-07 | 2000-06-21 | British Aerospace | Engine nozzle arrangement for an aircraft |
US6412283B1 (en) | 2000-02-24 | 2002-07-02 | Honeywell International, Inc. | Deep lobed deswirling diffuser tailpipe |
JP4743465B2 (ja) * | 2001-04-19 | 2011-08-10 | 株式会社Ihi | ジェットエンジン用ローブミキサー |
AU2002300521B2 (en) * | 2001-09-25 | 2007-05-17 | Bae Systems Plc | Aircraft engine exhaust shroud |
US6651929B2 (en) * | 2001-10-29 | 2003-11-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Passive cooling system for auxiliary power unit installation |
US7284364B2 (en) * | 2003-09-08 | 2007-10-23 | Northrop Grumman Ship Systems, Inc. | Passive exhaust suppressor and method |
US7313909B2 (en) * | 2004-10-25 | 2008-01-01 | General Electric Company | High-emissivity infrared coating applications for use in HIRSS applications |
US7418813B2 (en) * | 2004-12-27 | 2008-09-02 | General Electric Company | Gas turbine engine exhaust nozzle including an infrared suppression system having a plurality of U-shaped blocking fins and method of assembling said exhaut nozzle |
US7637738B2 (en) * | 2005-06-29 | 2009-12-29 | Belle-Aire Fragrances, Inc. | Scented candle with multiple scent components |
US7966825B2 (en) * | 2006-10-31 | 2011-06-28 | Honeywell International Inc. | Exhaust eductor system with a recirculation baffle |
US7757482B2 (en) * | 2007-02-21 | 2010-07-20 | Gm Global Technology Operations, Inc. | Variable geometry exhaust cooler |
EP2153051A4 (fr) * | 2007-05-22 | 2013-06-19 | Volvo Aero Corp | Agencement de masquage pour moteur à turbine à gaz |
DE102007036527B4 (de) * | 2007-08-02 | 2009-07-09 | Eads Deutschland Gmbh | Düsenanordnung für ein Gasturbinentriebwerk |
US8365521B2 (en) * | 2009-07-31 | 2013-02-05 | Paccar Inc | Exhaust gas diffuser |
DE102010044483B4 (de) * | 2010-09-06 | 2016-10-27 | MTU Aero Engines AG | Blütenmischer und Strömungsmaschine mit einem derartigen Blütenmischer |
EP2500269A1 (fr) * | 2011-03-18 | 2012-09-19 | AGUSTAWESTLAND S.p.A. | Avion capable de vol stationnaire |
JP6159795B2 (ja) | 2012-04-27 | 2017-07-05 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ターボファンジェットエンジン排気用の可変浸漬ローブミキサおよびその製造方法 |
US9822664B1 (en) | 2013-03-14 | 2017-11-21 | Calpine Corporation | Turbine exhaust cylinder baffle seal and method for installing turbine exhaust cylinder baffle seal |
US10197010B2 (en) * | 2013-08-12 | 2019-02-05 | The Boeing Company | Long-duct, mixed-flow nozzle system for a turbofan engine |
US10451001B2 (en) | 2014-12-09 | 2019-10-22 | Rolls-Royce Corporation | CMC oxide-oxide mixer design |
US10233779B2 (en) * | 2015-02-25 | 2019-03-19 | Garrett Transportation I Inc. | Turbocharger diffuser center body |
US10087824B2 (en) | 2015-02-25 | 2018-10-02 | Garrett Transportation 1 Inc. | Wastegate with injected flow |
US20180100468A1 (en) * | 2016-10-07 | 2018-04-12 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | System and method for reduction of turbine exhaust gas impingement on adjacent aircraft structure |
US11319859B2 (en) * | 2019-05-30 | 2022-05-03 | Ford Global Technologies, Llc | Noise attenuating exhaust tail pipe |
US11608189B2 (en) | 2020-08-11 | 2023-03-21 | Textron Innovations Inc | Multistage infrared suppression exhaust system |
US11661905B1 (en) * | 2022-01-17 | 2023-05-30 | Florida Turbine Technologies, Inc. | 2D variable-area plug nozzle |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB763236A (en) * | 1953-02-19 | 1956-12-12 | Rolls Royce | Improvements relating to jet pipes of gas turbine engines |
US4007587A (en) * | 1975-11-19 | 1977-02-15 | Avco Corporation | Apparatus for and method of suppressing infrared radiation emitted from gas turbine engine |
US4018046A (en) * | 1975-07-17 | 1977-04-19 | Avco Corporation | Infrared radiation suppressor for gas turbine engine |
US4066214A (en) * | 1976-10-14 | 1978-01-03 | The Boeing Company | Gas turbine exhaust nozzle for controlled temperature flow across adjoining airfoils |
US4215537A (en) * | 1978-07-27 | 1980-08-05 | Avco Corporation | Apparatus for and method of suppressing infrared radiation emitted from gas turbine engine |
US4312480A (en) * | 1979-11-26 | 1982-01-26 | Hughes Helicopters, Inc. | Radiation shielding and gas diffusion apparatus |
Family Cites Families (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3087303A (en) * | 1960-03-29 | 1963-04-30 | Northrop Corp | Jet propelled aircraft with jet deflecting means |
GB1018581A (en) * | 1961-01-12 | 1966-01-26 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in aircraft jet propulsion nozzles |
FR1318785A (fr) * | 1962-01-12 | 1963-02-22 | Bertin & Cie | Perfectionnements aux trompes à jets inducteurs minces, utilisables, notamment, à la sustentation |
US3174709A (en) * | 1962-11-29 | 1965-03-23 | Gen Electric | Vectorable thrust mechanism |
US3174282A (en) * | 1963-04-19 | 1965-03-23 | Ryan Aeronautical Co | Asymmetrical jet nozzle noise suppressor |
GB1045295A (en) * | 1964-03-25 | 1966-10-12 | Peter Bradshaw | Improvements in or relating to a jet noise suppression device |
US3210934A (en) * | 1964-11-30 | 1965-10-12 | Gen Motors Corp | Jet engine exhaust |
US3579993A (en) * | 1969-08-04 | 1971-05-25 | Rohr Corp | Sound suppression system |
US3611726A (en) * | 1969-09-29 | 1971-10-12 | Rohr Corp | Thrust augmenting and sound suppressing apparatus for a jet engine |
US3981448A (en) * | 1970-04-23 | 1976-09-21 | The Garrett Corporation | Cooled infrared suppressor |
US4226084A (en) * | 1970-07-24 | 1980-10-07 | General Motors Corporation | Ducted fan engine exhaust mixer |
US3815360A (en) * | 1971-04-16 | 1974-06-11 | Rohr Industries Inc | Combined infrared and sound suppressor for aircraft jet engine |
US3807662A (en) * | 1972-11-13 | 1974-04-30 | Lockheed Aircraft Corp | Anti-torque, propulsion, and directional control system |
FR2241695B1 (fr) * | 1973-08-21 | 1978-03-17 | Bertin & Cie | |
CA1027379A (fr) * | 1974-06-03 | 1978-03-07 | Joseph Sabatella (Jr.) | Methode de reduction du bruit produit par l'echappement d'un turboreacteur au decollage |
US4095417A (en) * | 1976-08-23 | 1978-06-20 | Avco Corporation | Apparatus for and method of suppressing infrared radiation emitted from gas turbine engine |
US4200252A (en) * | 1977-12-21 | 1980-04-29 | Summa Corporation | Helicopter antitorque system using circulation control |
US4288984A (en) * | 1978-09-19 | 1981-09-15 | The Boeing Company | Noise suppressing turbofan nozzles and method |
GB2031070B (en) * | 1978-10-02 | 1982-11-17 | Boeing Co | Suppression of noise from a ducted-fan turbojet engine |
US4295332A (en) * | 1978-11-13 | 1981-10-20 | General Electric Company | Infrared suppressor system |
GB2044359B (en) * | 1979-03-16 | 1982-10-27 | Rolls Royce | Gas turbine engine air intakes |
DE3010598C2 (de) * | 1980-03-20 | 1984-05-24 | Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5000 Köln | Durch Umgebungsluft gekühltes Abgasrohr |
-
1981
- 1981-11-03 GB GB08133087A patent/GB2114229B/en not_active Expired
-
1982
- 1982-10-13 CA CA000413351A patent/CA1210938A/fr not_active Expired
- 1982-10-22 DE DE3239197A patent/DE3239197C2/de not_active Expired
- 1982-10-26 IT IT23933/82A patent/IT1155404B/it active
- 1982-11-03 FR FR8218428A patent/FR2515735B1/fr not_active Expired
- 1982-11-04 JP JP57193917A patent/JPS5885345A/ja active Granted
-
1984
- 1984-11-14 US US06/671,336 patent/US4566270A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB763236A (en) * | 1953-02-19 | 1956-12-12 | Rolls Royce | Improvements relating to jet pipes of gas turbine engines |
US4018046A (en) * | 1975-07-17 | 1977-04-19 | Avco Corporation | Infrared radiation suppressor for gas turbine engine |
US4007587A (en) * | 1975-11-19 | 1977-02-15 | Avco Corporation | Apparatus for and method of suppressing infrared radiation emitted from gas turbine engine |
US4066214A (en) * | 1976-10-14 | 1978-01-03 | The Boeing Company | Gas turbine exhaust nozzle for controlled temperature flow across adjoining airfoils |
US4215537A (en) * | 1978-07-27 | 1980-08-05 | Avco Corporation | Apparatus for and method of suppressing infrared radiation emitted from gas turbine engine |
US4312480A (en) * | 1979-11-26 | 1982-01-26 | Hughes Helicopters, Inc. | Radiation shielding and gas diffusion apparatus |
Cited By (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2565293A1 (fr) * | 1984-06-04 | 1985-12-06 | Aerospatiale | Ensemble dilueur-deviateur de jet pour turbomoteur d'aerodyne |
EP0165167A1 (fr) * | 1984-06-04 | 1985-12-18 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Ensemble dilueur-déviateur de jet pour turbomoteur d'aérodyne |
US4662174A (en) * | 1984-06-04 | 1987-05-05 | Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale | Plume diluter diverter assembly for a turbine engine of a heavier than air machine |
EP0718190A1 (fr) | 1994-12-19 | 1996-06-26 | Eurocopter France | Perfectionnements aux hélicoptères équipés de dilueurs-déviateurs de jet pour les gaz de combustion |
WO1998059162A1 (fr) * | 1997-06-24 | 1998-12-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Melangeur/ejecteur a plusieurs etages supprimant les rayonnements infrarouges |
WO1998059163A1 (fr) * | 1997-06-24 | 1998-12-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Tuyere d'echappement pour supprimer le rayonnement infrarouge |
US5992140A (en) * | 1997-06-24 | 1999-11-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Exhaust nozzle for suppressing infrared radiation |
US6016651A (en) * | 1997-06-24 | 2000-01-25 | Sikorsky Aircraft Corporation | Multi-stage mixer/ejector for suppressing infrared radiation |
EP1943419A2 (fr) * | 2005-08-01 | 2008-07-16 | Sikorsky Aircraft Corporation | Système de suppression de la signature infrarouge |
EP1943419B1 (fr) * | 2005-08-01 | 2015-01-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Système de suppression de la signature infrarouge |
EP3812556A1 (fr) * | 2019-10-23 | 2021-04-28 | Timberwolf Limited | Moyens de refroidissement de gaz d'échappement |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US4566270A (en) | 1986-01-28 |
CA1210938A (fr) | 1986-09-09 |
DE3239197C2 (de) | 1985-12-05 |
GB2114229A (en) | 1983-08-17 |
GB2114229B (en) | 1984-11-21 |
DE3239197A1 (de) | 1983-05-11 |
JPS612778B2 (fr) | 1986-01-28 |
FR2515735B1 (fr) | 1988-09-23 |
IT8223933A0 (it) | 1982-10-26 |
IT1155404B (it) | 1987-01-28 |
JPS5885345A (ja) | 1983-05-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
FR2515735A1 (fr) | Dispositif de suppression de rayonnement infrarouge pour moteur a turbine a gaz | |
CA2594259C (fr) | Systeme de refroidissement du rouet d'un compresseur centrifuge | |
CA2371326C (fr) | Procede de degivrage par circulation forcee d'un fluide, d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre | |
CA2722077C (fr) | Prelevement d'air centripete dans un rotor de compresseur d'une turbomachine | |
CA2328555C (fr) | Dispositif d'evacuation d'air chaud pour capot d'entree d'air de moteur a reaction, a circuit de degivrage | |
CA2637647C (fr) | Enveloppe externe de conduite de soufflante dans une turbomachine | |
CA2594139C (fr) | Ventilation d'une cavite aval de rouet de compresseur centrifuge | |
EP1327767B1 (fr) | Dispositif de refroidissement de la tuyère commune sur une nacelle | |
FR2639678A1 (fr) | Compartiment, notamment a chicanes, du type resonateur de helmholtz attenuateur de bruits, chemisage acoustique notamment annulaire, pour un canal notamment annulaire d'un moteur a turbines a gaz, et moteur equipe de ces dispositifs | |
FR2599428A1 (fr) | Dispositif de propulsion combine pour aeronefs, en particulier pour avions spatiaux. | |
EP2815979B1 (fr) | Système de chauffage de l'habitacle d'un aéronef muni d'un échangeur thermique annulaire autour de la tuyère d'échappement | |
FR3001199A1 (fr) | Capot de moteur incorporant un circuit de ventilation d'equipement | |
EP3487764B1 (fr) | Nacelle de turbomoteur comportant un dispositif de refroidissement | |
FR2955145A1 (fr) | Distributeur de turbine haute pression d'un turboreacteur | |
EP1577530A1 (fr) | Procédé d'amélioration des performances d'allumage de dispositif de post-combustion pour turboréacteur double flux et dispositif de post-combustion à performance d'allumage améliorée | |
CA2695626C (fr) | Turbomoteur a emission de bruit reduite pour aeronef | |
EP0420746B1 (fr) | Moteur de propulsion à soufflantes contrarotatives | |
FR2583109A1 (fr) | Helicoptere a groupe turbomoteur equipe d'un dispositif d'ecran et de dilution du jet de sortie | |
FR3009339A1 (fr) | Turbomachine comprenant un dispositif de refroidissement du pylone | |
FR2931929A1 (fr) | Chambre de combustion annulaire de moteur a turbine a gaz | |
EP0879995B1 (fr) | Système de réchauffe dichotomique réduisant les pertes en sec. | |
FR2990928A1 (fr) | Nacelle de moteur a turbine a gaz | |
EP1215118B1 (fr) | Banc d'essai pour inverseur de poussée | |
FR3031360A1 (fr) | Ensemble propulsif pour aeronef | |
EP3752420A1 (fr) | Dispositif de dégivrage et de traitement acoustique pour une lèvre d'entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
ST | Notification of lapse |