RU2009144034A - Выхлопная система газовой турбины - Google Patents

Выхлопная система газовой турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2009144034A
RU2009144034A RU2009144034/06A RU2009144034A RU2009144034A RU 2009144034 A RU2009144034 A RU 2009144034A RU 2009144034/06 A RU2009144034/06 A RU 2009144034/06A RU 2009144034 A RU2009144034 A RU 2009144034A RU 2009144034 A RU2009144034 A RU 2009144034A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
exhaust pipe
secondary nozzle
attached
upstream
Prior art date
Application number
RU2009144034/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2474716C2 (ru
Inventor
Эрик КОНЕТ (FR)
Эрик КОНЕТ
Лоран БАРУМ (FR)
Лоран БАРУМ
Жорж АБАРУ (FR)
Жорж АБАРУ
Original Assignee
Снекма Пропюльсьон Солид (Fr)
Снекма Пропюльсьон Солид
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 Снекма Пропюльсьон Солид (Fr), Снекма Пропюльсьон Солид filed Critical Снекма Пропюльсьон Солид (Fr)
Publication of RU2009144034A publication Critical patent/RU2009144034A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2474716C2 publication Critical patent/RU2474716C2/ru

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
    • F02K1/04—Mounting of an exhaust cone in the jet pipe
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
    • 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
    • F02K1/52—Nozzles specially constructed for positioning adjacent to another nozzle or to a fixed member, e.g. fairing
    • 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
    • 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
    • F02K1/80—Couplings or connections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2260/00—Function
    • F05B2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05B2260/301—Retaining bolts or nuts
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/128—Nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/224—Carbon, e.g. graphite
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/226—Carbides
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/226—Carbides
    • F05D2300/2261—Carbides of silicon
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/614—Fibres or filaments
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/70—Treatment or modification of materials
    • F05D2300/702—Reinforcement
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y10T29/49323—Assembling fluid flow directing devices, e.g., stators, diaphragms, nozzles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Exhaust Silencers (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Oxygen, Ozone, And Oxides In General (AREA)

Abstract

1. Выхлопная система (100) для направления потоков из газовой турбины с раздельными потоками, содержащая направляющее поток сопло и выхлопной патрубок (110), предназначенный для соединения направляющего сопла с выходом газовой турбины, при этом указанное направляющее сопло содержит главное сопло (120), прикрепленное к выхлопному патрубку (110), и вторичное сопло (130), расположенное вокруг главного сопла, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства для прикрепления вторичного сопла (130) непосредственно к выхлопному патрубку (110), при этом указанное вторичное сопло поддерживается выхлопным патрубком независимо от главного сопла (120). ! 2. Система по п.1, отличающаяся тем, что включает множество соединительных элементов (160), распределенных вокруг верхнего по потоку конца вторичного сопла (130), при этом указанные соединительные элементы прикреплены к внутренней стенке (133) вторичного сопла (130) и к фланцу (111) выхлопного патрубка (110). ! 3. Система по п.1, отличающаяся тем, что главное сопло (120) изготовлено из композитного материала с керамической матрицей. ! 4. Система по п.1, отличающаяся тем, что включает множество гибких соединительных элементов (150), распределенных вокруг верхнего по потоку конца главного сопла (120), при этом указанные гибкие соединительные элементы прикреплены к наружной стенке (122) главного сопла (120) и к фланцу (111) выхлопного патрубка (110). ! 5. Система по п.4, отличающаяся тем, что по меньшей мере участок (1520; 1530) гибкого соединительного элемента (150) главного сопла (120) приведен в контакт с соединительным элементом (160) вторичного сопла (130), таким образом, что отверстия (152а; 153а; 1620) в указанных элементах, служащие д

Claims (19)

1. Выхлопная система (100) для направления потоков из газовой турбины с раздельными потоками, содержащая направляющее поток сопло и выхлопной патрубок (110), предназначенный для соединения направляющего сопла с выходом газовой турбины, при этом указанное направляющее сопло содержит главное сопло (120), прикрепленное к выхлопному патрубку (110), и вторичное сопло (130), расположенное вокруг главного сопла, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства для прикрепления вторичного сопла (130) непосредственно к выхлопному патрубку (110), при этом указанное вторичное сопло поддерживается выхлопным патрубком независимо от главного сопла (120).
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что включает множество соединительных элементов (160), распределенных вокруг верхнего по потоку конца вторичного сопла (130), при этом указанные соединительные элементы прикреплены к внутренней стенке (133) вторичного сопла (130) и к фланцу (111) выхлопного патрубка (110).
3. Система по п.1, отличающаяся тем, что главное сопло (120) изготовлено из композитного материала с керамической матрицей.
4. Система по п.1, отличающаяся тем, что включает множество гибких соединительных элементов (150), распределенных вокруг верхнего по потоку конца главного сопла (120), при этом указанные гибкие соединительные элементы прикреплены к наружной стенке (122) главного сопла (120) и к фланцу (111) выхлопного патрубка (110).
5. Система по п.4, отличающаяся тем, что по меньшей мере участок (1520; 1530) гибкого соединительного элемента (150) главного сопла (120) приведен в контакт с соединительным элементом (160) вторичного сопла (130), таким образом, что отверстия (152а; 153а; 1620) в указанных элементах, служащие для прикрепления к фланцу (111) выхлопного патрубка (110), взаимодействуют друг с другом.
6. Система по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что вторичное сопло (130) состоит из верхнего по потоку вторичного сопла (131), прикрепленного к выхлопному патрубку, и нижнего по потоку вторичного сопла (132), присоединенного к тому концу верхнего по потоку вторичного сопла, который противоположен концу указанного сопла, прикрепленному к патрубку (110).
7. Система по п.6, отличающаяся тем, что верхнее по потоку вторичное сопло (131) изготовлено из металлического материала, а нижнее по потоку вторичное сопло (132) изготовлено из композитного материала с керамической матрицей.
8. Система по п.7, отличающаяся тем, что краевой участок (131 а) верхнего по потоку вторичного сопла (131) и краевой участок (132а) нижнего по потоку вторичного сопла (132) входят один в другой с малым зазором или без зазора, а одно из двух вторичных сопел (131) имеет вдоль своего входящего в контакт края ряд язычков (170), которые отделены друг от друга прорезями (172) и образованы как единое целое с указанным одним из вторичных сопел (131), при этом указанные вторичные сопла собраны вместе за счет взаимного скрепления посредством по меньшей мере некоторых язычков.
9. Система по п.8, отличающаяся тем, что язычки (170) образованы в верхнем по потоку вторичном сопле.
10. Газовая турбина с раздельными потоками для авиационного двигателя, отличающаяся тем, что включает выхлопную систему (100), охарактеризованную в одном из пп.1-9.
11. Способ сборки выхлопной системы (100), предназначенной для направления потоков из газовой турбины с раздельными потоками, при этом указанная система содержит направляющее поток сопло и выхлопной патрубок (110), предназначенный для соединения направляющего сопла с выходом газовой турбины, причем указанное направляющее сопло содержит главное сопло (120), прикрепленное к выхлопному патрубку (110), и вторичное сопло (130), расположенное вокруг главного сопла, отличающийся тем, что вторичное сопло (130) прикрепляют непосредственно к выхлопному патрубку (110), так что указанное вторичное сопло поддерживается выхлопным патрубком независимо от главного сопла (120).
12. Способ по п.11, отличающийся тем, что вокруг верхнего по потоку конца вторичного сопла (130) размещают множество соединительных элементов (160) с обеспечением их прикрепления к внутренней стенке (133) вторичного сопла (130) и к фланцу (111) выхлопного патрубка (110).
13. Способ по п.11, отличающийся тем, что главное сопло (120) изготавливают из композитного материала с керамической матрицей.
14. Способ по п.11, отличающийся тем, что вокруг верхнего по потоку конца главного сопла (120) размещают множество гибких соединительных элементов (150) с обеспечением их прикрепления к наружной стенке (122) главного сопла (120) и к фланцу (111) выхлопного патрубка (110).
15. Способ по п.14, отличающийся тем, что по меньшей мере участок (1520; 1530) гибкого соединительного элемента (150) главного сопла (120) приводят в контакт с соединительным элементом (160) вторичного сопла (130) таким образом, что отверстия (152а; 153а; 1620) в указанных элементах, служащие для прикрепления к фланцу (111) выхлопного патрубка (110), взаимодействуют друг с другом.
16. Способ по любому из пп.11-15, отличающийся тем, что вторичное сопло (130) образуют из верхнего по потоку вторичного сопла (131), прикрепленного к выхлопному патрубку (110), и нижнего по потоку вторичного сопла (132), присоединенного к тому концу верхнего по потоку вторичного сопла, который противоположен концу указанного сопла, прикрепленному к патрубку (110).
17. Способ по п.16, отличающийся тем, что верхнее по потоку вторичное сопло (131) изготавливают из металлического материала, а нижнее по потоку вторичное сопло (132) изготавливают из композитного материала с керамической матрицей.
18. Способ по п.17, отличающийся тем, что краевой участок (131 а) верхнего по потоку вторичного сопла (131) и краевой участок (132а) нижнего по потоку вторичного сопла (132) вводят один в другой с малым зазором или без зазора, а вдоль входящего в контакт края одного из двух вторичных сопел (131) формируют ряд язычков (170), отделенных друг от друга прорезями (172), которые получают путем вырезания или механической обработки материала указанного одного из вторичных сопел (131), при этом вторичные сопла собирают вместе за счет прикрепления по меньшей мере некоторых язычков к краевому участку другого вторичного сопла.
19. Способ по п.18, отличающийся тем, что язычки (170) формируют в краевом участке (131а) верхнего по потоку вторичного сопла (131).
RU2009144034/06A 2007-05-10 2008-05-07 Газовая турбина с разделенными потоками для авиационного двигателя, выхлопная система газовой турбины и способ сборки выхлопной системы RU2474716C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0754968 2007-05-10
FR0754968A FR2916018B1 (fr) 2007-05-10 2007-05-10 Systeme d'echappement pour turbine a gaz
PCT/FR2008/050801 WO2008148999A2 (fr) 2007-05-10 2008-05-07 Systeme d'echappement pour turbine a gaz

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009144034A true RU2009144034A (ru) 2011-06-20
RU2474716C2 RU2474716C2 (ru) 2013-02-10

Family

ID=39018155

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009144034/06A RU2474716C2 (ru) 2007-05-10 2008-05-07 Газовая турбина с разделенными потоками для авиационного двигателя, выхлопная система газовой турбины и способ сборки выхлопной системы

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8424312B2 (ru)
EP (1) EP2142787B1 (ru)
CN (1) CN101675238B (ru)
CA (1) CA2682991C (ru)
FR (1) FR2916018B1 (ru)
RU (1) RU2474716C2 (ru)
WO (1) WO2008148999A2 (ru)

Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8726675B2 (en) * 2007-09-07 2014-05-20 The Boeing Company Scalloped flexure ring
US20090067917A1 (en) * 2007-09-07 2009-03-12 The Boeing Company Bipod Flexure Ring
FR2935753B1 (fr) 2008-09-08 2011-07-01 Snecma Propulsion Solide Liaisons souples a butee pour fixation de piece en cmc
FR2946095B1 (fr) * 2009-05-27 2011-07-08 Snecma Piece de fixation entre la partie mobile d'un divergent deployable de propulseur et un mecanisme de deploiement de cette partie mobile
DE102011106964A1 (de) * 2011-07-08 2013-01-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbinentriebwerk mit Lagerung eines Blütenmischers
FR2988777B1 (fr) * 2012-03-29 2014-04-25 Snecma Propulsion Solide Integration de pieces d'arriere-corps de moteur aeronautique
CA2870754C (en) * 2012-04-27 2017-09-05 General Electric Company Connecting gas turbine engine annular members
WO2014022344A1 (en) * 2012-07-31 2014-02-06 General Electric Company Cmc core cowl and method of fabricating
WO2014058502A2 (en) * 2012-07-31 2014-04-17 General Electric Company Ceramic centerbody and method of making
FR2994712B1 (fr) * 2012-08-27 2018-04-13 Safran Aircraft Engines Procede d'assemblage d'une tuyere et d'un carter d'echappement d'une turbomachine
US9366185B2 (en) * 2012-09-28 2016-06-14 United Technologies Corporation Flexible connection between a wall and a case of a turbine engine
US20150121884A1 (en) * 2013-02-15 2015-05-07 United Technologies Corporation Stress relieved rectilinear duct
US9822664B1 (en) * 2013-03-14 2017-11-21 Calpine Corporation Turbine exhaust cylinder baffle seal and method for installing turbine exhaust cylinder baffle seal
US9945259B2 (en) * 2013-03-15 2018-04-17 United Technologies Corporation Integrated flex support and front center body
WO2015009384A1 (en) * 2013-07-16 2015-01-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with ceramic panel
GB2516473B (en) 2013-07-24 2016-01-06 Rolls Royce Plc A panel attachment system
FR3014414B1 (fr) * 2013-12-11 2017-08-11 Airbus Operations Sas Partie de voilure d'aeronef comportant un support de fixation d'un dispositif de raccordement monte en translation
US10119424B2 (en) 2015-05-08 2018-11-06 General Electric Company Attachment assembly and gas turbine engine with attachment assembly
DE102016217033A1 (de) * 2016-09-07 2018-03-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Mischerbaugruppe für ein Turbofan-Triebwerk
CN106988850A (zh) * 2017-03-15 2017-07-28 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机发动机排气管及具有其的飞机
RU2656172C1 (ru) * 2017-04-20 2018-05-31 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолёта
FR3074227B1 (fr) * 2017-11-28 2020-02-28 Airbus Operations Structure interne d'un conduit d'ejection primaire
CN110388282B (zh) * 2018-04-16 2020-09-08 中国航发商用航空发动机有限责任公司 陶瓷基复合材料排气喷管尾喷构件及包括其的发动机
FR3084916B1 (fr) * 2018-08-10 2020-07-17 Safran Ceramics Cone d'ejection a fixation flexible
FR3091904A1 (fr) 2019-01-17 2020-07-24 Airbus Operations Structure interne d’un conduit d’ejection primaire
DE102019202072B4 (de) 2019-02-15 2023-10-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksbaugruppe mit Abdeckteil
US11300075B2 (en) * 2019-03-12 2022-04-12 Rohr, Inc. Engine exhaust skin connection system
US11280295B2 (en) 2019-03-12 2022-03-22 Rohr, Inc. Beaded finger attachment
US11333103B2 (en) * 2019-05-17 2022-05-17 The Boeing Company Method to re-loft a redesigned jet engine primary exhaust nozzle for an existing airplane to provide clearance to aircraft heat shield structure to prevent contact, fracture, and liberation of portions of the nozzle which might cause hazard to continued safe flight
FR3101913B1 (fr) * 2019-10-09 2021-09-17 Safran Ceram Ensemble de sortie d’un generateur de gaz
US11421626B2 (en) * 2019-10-16 2022-08-23 Raytheon Technologies Corporation Nozzle-to-engine mount reinforcement through which mounting fasteners are visible
US20230407814A1 (en) * 2020-11-05 2023-12-21 Safran Ceramics Fastening of an exhaust cone in a turbomachine turbine
FR3115833B1 (fr) * 2020-11-05 2022-12-02 Safran Ceram Fixation d’un cône d’éjection dans une turbine de turbomachine
FR3115832B1 (fr) * 2020-11-05 2023-04-21 Safran Nacelles Ensemble pour une turbomachine
US11767770B2 (en) * 2021-08-10 2023-09-26 The Boeing Company Double bipod fitting to mitigate thermal loading of engine exhaust structures

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1143321A (en) * 1913-07-12 1915-06-15 Arthur Wells Robinson Floating discharge-pipe for hydraulic dredges.
US2580207A (en) * 1942-05-13 1951-12-25 Power Jets Res & Dev Ltd Jet pipe for jet-propelled aircraft
US2479573A (en) * 1943-10-20 1949-08-23 Gen Electric Gas turbine power plant
GB621422A (en) * 1947-02-24 1949-04-08 Adrian Albert Lombard Improvements relating to gas-turbine-engines
US2604339A (en) * 1948-03-29 1952-07-22 Northrop Aircraft Inc Flexible tail pipe connection
US2613087A (en) * 1948-12-24 1952-10-07 Gen Electric Flexible conduit joint
US5088279A (en) * 1990-03-30 1992-02-18 General Electric Company Duct support assembly
US5307624A (en) * 1990-04-04 1994-05-03 General Electric Company Variable area bypass valve assembly
DE4435322B4 (de) * 1994-10-01 2005-05-04 Alstom Verfahren und Vorrichtung zur Wellendichtung und zur Kühlung auf der Abgasseite einer axialdurchströmten Gasturbine
US5680755A (en) * 1995-09-25 1997-10-28 General Electric Company Convertible ejector selectively cooled thrust vectoring exhaust nozzle
DE10157752B4 (de) * 2001-11-27 2006-04-06 Eads Space Transportation Gmbh Düsenverlängerung
RU33614U1 (ru) * 2003-06-05 2003-10-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета
US8141370B2 (en) * 2006-08-08 2012-03-27 General Electric Company Methods and apparatus for radially compliant component mounting
RU61354U1 (ru) * 2006-09-18 2007-02-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла турбореактивного двигателя и мотогондолы самолета

Also Published As

Publication number Publication date
WO2008148999A3 (fr) 2009-03-26
US20100205930A1 (en) 2010-08-19
WO2008148999A2 (fr) 2008-12-11
FR2916018A1 (fr) 2008-11-14
CN101675238B (zh) 2013-11-06
FR2916018B1 (fr) 2009-08-21
EP2142787A2 (fr) 2010-01-13
US8424312B2 (en) 2013-04-23
EP2142787B1 (fr) 2018-07-04
RU2474716C2 (ru) 2013-02-10
CA2682991C (en) 2015-10-13
CN101675238A (zh) 2010-03-17
CA2682991A1 (en) 2008-12-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2009144034A (ru) Выхлопная система газовой турбины
US8484982B2 (en) Bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine
US10578021B2 (en) Combustion systems
US20070234706A1 (en) Turbofan jet engine with an ancillary-connecting arm, and the ancillary-connecting arm
RU2604687C2 (ru) Уплотнительный узел переходного патрубка (варианты ) и турбомашина
CA2494950A1 (en) Nested channel ducts for nozzle construction and the like
US20130028718A1 (en) Strut, a gas turbine engine frame comprising the strut and a gas turbine engine comprising the frame
US20090232637A1 (en) Cooling Air Manifold Splash Plates and Gas Turbines Engine Systems Involving Such Splash Plates
US10619596B2 (en) Gas turbine engine exhaust ejector/mixer
JPS6469761A (en) Bypass-gas turbine engine
RU2002107872A (ru) Способ распыления топлива воздушным потоком, топливная насадка (варианты) и топливный инжектор для осуществления способа
BRPI0814918A2 (pt) "nacela para um motor a jato e aeronave"
RU2382279C2 (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя
RU2010109801A (ru) Гондола с регулируемой выпускной секцией
EP1856398B1 (en) A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine
US20200025132A1 (en) Gas turbine engine ejector
CN109424981A (zh) 燃气轮机筒形燃烧器的过渡管和包括该过渡管的燃气轮机
US20160024949A1 (en) Mid-turbine frame and gas turbine engine including same
US10871075B2 (en) Cooling passages in a turbine component
RU2008102392A (ru) Диффузионная камера газотурбинного двигателя, камера сгорания и содержащий их газотурбинный двигатель
CN105736149A (zh) 用于燃气涡轮发动机的有导管罩支撑件
US20160054002A1 (en) Combustor cap assembly
US9650904B1 (en) Transition duct system with straight ceramic liner for delivering hot-temperature gases in a combustion turbine engine
US9581335B2 (en) Fuel nozzle tube retention
EP3879179A1 (en) Internal manifold for multipoint injection

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20140815

PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200508