SE527786C2 - Stator till en jetmotor och en jetmotor innefattande sådan stator - Google Patents
Stator till en jetmotor och en jetmotor innefattande sådan statorInfo
- Publication number
- SE527786C2 SE527786C2 SE0402714A SE0402714A SE527786C2 SE 527786 C2 SE527786 C2 SE 527786C2 SE 0402714 A SE0402714 A SE 0402714A SE 0402714 A SE0402714 A SE 0402714A SE 527786 C2 SE527786 C2 SE 527786C2
- Authority
- SE
- Sweden
- Prior art keywords
- stator
- jet engine
- guide rails
- outlet
- gas
- Prior art date
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
-
- 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
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
- F01D25/162—Bearing supports
-
- 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)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
527 786 2 uppfinningen appliceras i en luftgående farkost, och då i synnerhet i en flygplansmotor.
Det är sedan tidigare känt att skydda ett flyplan mot eventuell attack genom att ge flyplanet en låg så kallad signatur. Med signatur avses i detta sammanhang kontrast mot bakgrunden. Exemelvis ger heta strukturer och varma avgaser upphov till signaturproblem.
SAMANFATTNING AV UPPFINNINGEN Ett syfte med uppfinningen är att åstadkomma en stator för en jetmotor, som skall ge jetmotorn en signaturreduktion.
Detta syfte uppnås med en stator enligt kravet 1. Då statorn är installerad i jetmotorn kommer inre heta/reflekterande delar av motorn döljas från insyn.
KORT BESKRIVNING AV FIGURER Uppfinningen skall beskrivas närmare i det följande, med hänvisning till de utföringsformer som visas pá de bifogade ritningarna, varvid FIG 1 visar schematiskt ett bakre parti av en jetmotor med en stator anordnad bakom en bakre turbin, FIG 2 visar en i statorn ingående ledskena i ett tvärsnitt.
DETALJERAD BESKRIVNING AV FÖREDRAGNA UTFÖRINGSFORMER I Fig J. visas i. ett tvärsnitt schematiskt ett bakre parti av en jetmotor 1 med en stator 2 i form av ett bakre motorstativ anordnad bakom en bakre turbin 3.
Statorn 2 har ringform och ledskenor 4 innefattar ett flertal som sträcker sig i statorns radiella riktning och mellan varandra definierar kanaler för 527 786 3 ledning av en gas. Ledskenorna 4 är luftkylda. En första sida 5 av statorn i dess axiella riktning 6 definierar inlopp för gasen och en andra sida 7, motsatt den första sidan definierar utlopp för gasen.
Jetmotorn 1 innefattar en kanal 8 radiellt utvändigt om den bakre turbinen 3 för passerande av luft. Denna luft är så kallad bypass-luft och komer från en vid motorns inlopp anordnad fläkt (ej visad). Åtminstone en av ledskenorna 4 är ihálig och förbunden med luftkanalen 8 så att luft fràn luftkanalen leds in i ledskenan, se pilar.
Man kan som ett alternativ/komplement kyla ledskenorna 4 med yttre luft som exemelvis kan tas in i motorn via en ejektor.
Enligt ett till ovanstående varianter kyls ledskenorna 4 av luft som ytterligare alternativ/komplement avtappas i kompressorn, företrädesvis någonstans i mitten pà denna. Denna variant kan exempelvis utnyttjas i en motor av typen turbojet.
Jetmotorn 1 innefattar vidare en utloppskon 9 radiellt invändigt om ledskenorna 4. Ledskenorna 4 är förbunden med utloppskonen sà att àtminstone en del av luften strömmande genom ledskenan leds in i. utloppskonen, se pilar.
Fläktluften 10 delas närmare bestämt i en ström ll som gar in i ledskenorna och en ström 12 som gàr bakat för att kyla motorns 1 utloppsmunstyckes 13 väggar. Strömmen 11 genom ledskenorna 4 delas vidare i en del 14 som gar ut genom ledskenans bakkant (eller eventuellt i häl i 527 786 4 ytorna), och en del 15 som går in i utloppskonen 9 för att kyla denna. Storleken på strömmarna 1l,12,l4,l5 måste väljas för att uppnå en så låg signatur som möjligt och en god hållbarhet på komponenterna.
I figur 2 illustreras en föredragen 'utföringsfornl av ledskenorna 4, i. en tvärsnittsvy enligt snittet X-X i figur 1. Ledskenorna 4 har en sådan form att de tillsamans täcker nämnda gasinlopp 5 sett i statorns axiella riktning från dess åtminstone väsentligen innanför statorn 2 vilket Därmed så komer den i drift heta, medför en reducerad signatur. Ledskenorna 4 har alltså utlopp 7. belägna, turbinen 3 att döljas, åtminstone partiellt en form som är snedställd relativt den axiella riktningen 6. 4a och ett Ledskenan 4 innefattar ett inloppsparti utloppsparti 4b, vilka båda har en väsentligen axiell utbredningsriktning. Ett parti 4c av ledskenan 4 beläget mellan inloppspartiet 4a och utloppspartiet 4b har en utbredningsriktning med en komponent i statorns Ledskenan kan därmed utdragen S- eller Z-form. Det mellanliggande partiet 4c omkretsriktning. sägas ha en har vidare en tillräcklig längd för att sett i axiell riktning täcka utrymmet mellan två närliggande ledskenor 4. Man att det i omkretsriktningen föreligger ett visst överlapp mellan kan med andra ord säga två närliggande ledskenor 4.
Enligt ett alternativ till att inloppspartiet 4a har en väsentligen axiell utbredningsriktning är inloppspartiet vinklat, det vill säga snedställt, relativt den axiella riktningen 6. Detta är fördelaktigt då den turbin 3 som befinner sig uppströms genererar ett roterande gasflöde, 527 786 sa kallad swirl. Även utloppspartiet 4b av ledskenan 4 kan vara vinklat relativt den axiella riktningen 6. Med en sådan form pá ledskenan skulle man kunna göra ledskenan kortare, vilket skulle spara vikt. Man skulle då kunna ”klippa” av den ledskena som illustreras i figur 2 innan utloppspartiet har en helt axiell inriktning.
Statorn 2 innefattar lämpligtvis en yttre ring anordnad radiellt utvändigt om gaskanalen och en inre ring anordnad radiellt invändigt om gaskanalen. Ledskenorna 4 sträcker sig radiellt mellan ringarna och är fast förbundna med dessa.
Uppfinningen skall inte anses vara begränsad till de ovan beskrivna utföringsexernplen, utan en rad ytter- ligare varianter och nmdifikationer är tänkbara inom ramen för efterföljande patentkrav.
Som ett alternativ till att statorn 2 utgör ett bakre tänka att ledskenorna placeras bakom ett existerande motorstativ. motorstativ kan man sig statorn med Ledskenorna kan exempelvis ha en form som skiljer sig från den i figur 2 visade formen. Det ligger exempelvis inom ramen för patentkraven att ledskenorna har en vingform med en relativt rätlinjig utbredningsriktning och att de är inrättade snedställda relativt den axiella riktningen 6. krökt delcirkulär form. Även kombinationer av mer rätlinjiga Vidare kan ledskenorna ha en utbredningsriktning, exempelvis med en och krökta former kan komma ifråga.
Claims (9)
1. Stator (2) för installation i ett bakre parti av en jetmotor (1), varvid statorn (2) har ringform och innefattar ett flertal ledskenor (4) som sträcker sig i statorns radiella riktning och mellan varandra definierar kanaler för ledning av en gas och varvid en första sida (5) av statorn i dess axiella riktning (6) definierar inlopp för gasen och en andra sida (7), motsatt den första sidan definierar utlopp för gasen k ä n n e t e c k n a d av, har en sàdan form att de nämnda gasinl0pP (5) sett i statorns axiella riktning fràn dess utloppssida (7). att nämnda ledskenor (4) tillsammans åtminstone väsentligen täcker
2. Stator enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a d av, att var och en av nämnda ledskenor (4) (4c) komponent i statorns omkretsriktning. àtminstone partiellt har en utbredningsriktning med en
3. Stator enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a d av, att báde ett inloppsparti (4a) och ett utloppsparti (4b) av respektive ledskena (4) har en 'väsentligen. axiell utbredningsriktning och att ett parti (4c) mellan ínloppspartiet och utloppspartiet har en utbredningsriktning med en komponent i statorns omkretsriktning.
4. Stator enligt nagot föregående krav, k ä n n e t e c k n a d av, 10 15 20 25 30 527 786 7 att åtminstone en av nämnda ledskenor är (4) ihålig för ledning av ett kylmedel.
5. Stator enligt krav 4, k ä n n e t e c k n a d av, att nämnda ihåliga ledskena (4) innefattar åtminstone en öppning för utflöde av kylmedlet.
6. Jetmotor k ä n n e t e c k n a d av, att den innefattar en stator (2) enligt något föregående krav, vilken stator är installerad bakom en bakre turbin (3) i jetmotorn.
7. Jetmotor enligt krav 6, k ä n n e t e c k n a d av, att statorn (2) utgör ett bakre motorstativ.
8. Jetmotor enligt krav 6 eller 7, k ä n n e t e c k n a d av, att jetmotorn innefattar en kanal (8) radiellt utvändigt am den bakre turbinen (3) för passerande av luft, att åtminstone en av ledskenorna (4) är ihålig och förbunden med luftkanalen så att luft från luftkanalen leds in i ledskenan.
9. Jetmotor enligt krav 8, k ä n n e t e c k n a d av, att radiellt invändigt om nämnda ledskenor (4) och att nämnda ihåliga ledskena är förbunden med utloppskonen så att åtminstone jetmotorn innefattar en utloppskon (9) en del av luften strömande genom ledskenan leds in i utloppskonen.
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SE0402714A SE527786C2 (sv) | 2004-11-05 | 2004-11-05 | Stator till en jetmotor och en jetmotor innefattande sådan stator |
ES05794579.2T ES2451497T3 (es) | 2004-11-05 | 2005-10-20 | Estator para un motor de reacción, un motor de reacción que comprende tal estator, y una aeronave que comprende el motor de reacción |
US11/718,727 US8403629B2 (en) | 2004-11-05 | 2005-10-20 | Stator for a jet engine, a jet engine comprising such a stator, and an aircraft comprising the jet engine |
EP05794579.2A EP1809893B1 (en) | 2004-11-05 | 2005-10-20 | Stator for a jet engine, a jet engine comprising such a stator, and an aircraft comprising the jet engine |
PCT/SE2005/001572 WO2006049551A1 (en) | 2004-11-05 | 2005-10-20 | Stator for a jet engine, a jet engine comprising such a stator, and an aircraft comprising the jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SE0402714A SE527786C2 (sv) | 2004-11-05 | 2004-11-05 | Stator till en jetmotor och en jetmotor innefattande sådan stator |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SE0402714D0 SE0402714D0 (sv) | 2004-11-05 |
SE0402714L SE0402714L (sv) | 2006-05-06 |
SE527786C2 true SE527786C2 (sv) | 2006-06-07 |
Family
ID=33488184
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SE0402714A SE527786C2 (sv) | 2004-11-05 | 2004-11-05 | Stator till en jetmotor och en jetmotor innefattande sådan stator |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8403629B2 (sv) |
EP (1) | EP1809893B1 (sv) |
ES (1) | ES2451497T3 (sv) |
SE (1) | SE527786C2 (sv) |
WO (1) | WO2006049551A1 (sv) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20100264261A1 (en) * | 2007-12-17 | 2010-10-21 | Massachusetts Institute Of Technology | Aircraft drag management structure |
RU2472003C1 (ru) * | 2011-06-08 | 2013-01-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя |
RU2494271C1 (ru) * | 2012-04-16 | 2013-09-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбореактивный двигатель |
EP2696042B1 (de) * | 2012-08-09 | 2015-01-21 | MTU Aero Engines GmbH | Strömungsmaschine mit mindestens einem Leitschaufelkranz |
US9334060B2 (en) * | 2012-09-21 | 2016-05-10 | Bell Helicopter Textron Inc. | Infrared suppressing exhaust system |
US10458426B2 (en) | 2016-09-15 | 2019-10-29 | General Electric Company | Aircraft fan with low part-span solidity |
US11772783B2 (en) * | 2020-05-19 | 2023-10-03 | Lockheed Martin Corporation | Turbine engine secondary ejector system |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3575261A (en) * | 1969-10-24 | 1971-04-20 | Rohr Corp | Fan jet silencer with fluid mixture |
US3693880A (en) * | 1970-11-02 | 1972-09-26 | Us Navy | Infrared suppressor means |
US3815360A (en) | 1971-04-16 | 1974-06-11 | Rohr Industries Inc | Combined infrared and sound suppressor for aircraft jet engine |
US4136518A (en) * | 1972-05-03 | 1979-01-30 | Avco Corporation | Infrared radiation suppressor for a gas turbine engine |
GB1487324A (en) * | 1973-11-15 | 1977-09-28 | Rolls Royce | 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 |
US4095417A (en) * | 1976-08-23 | 1978-06-20 | Avco Corporation | Apparatus for and method of suppressing infrared radiation emitted from gas turbine engine |
US4099375A (en) | 1977-02-03 | 1978-07-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Exhaust plume reduction and cooling system |
GB2345942B (en) * | 1998-12-24 | 2002-08-07 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine internal air system |
EP1141534B1 (en) | 1999-01-04 | 2005-04-06 | Allison Advanced Development Company | Exhaust mixer and apparatus using same |
US7043898B2 (en) * | 2003-06-23 | 2006-05-16 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combined exhaust duct and mixer for a gas turbine engine |
US7195456B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-03-27 | United Technologies Corporation | Turbine engine guide vane and arrays thereof |
-
2004
- 2004-11-05 SE SE0402714A patent/SE527786C2/sv unknown
-
2005
- 2005-10-20 EP EP05794579.2A patent/EP1809893B1/en not_active Not-in-force
- 2005-10-20 US US11/718,727 patent/US8403629B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2005-10-20 WO PCT/SE2005/001572 patent/WO2006049551A1/en active Application Filing
- 2005-10-20 ES ES05794579.2T patent/ES2451497T3/es active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2006049551A1 (en) | 2006-05-11 |
EP1809893A4 (en) | 2012-01-25 |
EP1809893B1 (en) | 2013-12-11 |
US20080213088A1 (en) | 2008-09-04 |
SE0402714L (sv) | 2006-05-06 |
EP1809893A1 (en) | 2007-07-25 |
US8403629B2 (en) | 2013-03-26 |
SE0402714D0 (sv) | 2004-11-05 |
ES2451497T3 (es) | 2014-03-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CA2528668C (en) | Rotor assembly with cooling air deflectors and method | |
US8528344B2 (en) | Bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine | |
US10494949B2 (en) | Oil cooling systems for a gas turbine engine | |
US10378372B2 (en) | Turbine with cooled turbine guide vanes | |
EP3258115B1 (en) | Service routing configuration for gas turbine engine diffuser systems | |
US8985942B2 (en) | Turbine exhaust case duct | |
US10018121B2 (en) | Flow outlet | |
US10815806B2 (en) | Engine component with insert | |
US8438855B2 (en) | Slotted compressor diffuser and related method | |
EP3153661A1 (en) | Method and system for modulated turbine cooling | |
US10400670B2 (en) | Inlet particle separator for a turbine engine | |
US20170198602A1 (en) | Gas turbine engine with a cooled nozzle segment | |
US20160123186A1 (en) | Shroud assembly for a turbine engine | |
EP1856398B1 (en) | A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine | |
EP1933041B1 (en) | Inlet plenum for gas turbine engine | |
US20170234137A1 (en) | Gas turbine engine trailing edge ejection holes | |
EP3196422B1 (en) | Exhaust frame | |
US8403629B2 (en) | Stator for a jet engine, a jet engine comprising such a stator, and an aircraft comprising the jet engine | |
US20180274370A1 (en) | Engine component for a gas turbine engine | |
EP3118416B1 (en) | A gas turbine engine |