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JP2002180903A - 短形状翼形部排気ノズル - Google Patents

短形状翼形部排気ノズル

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Publication number
JP2002180903A
JP2002180903A JP2001260797A JP2001260797A JP2002180903A JP 2002180903 A JP2002180903 A JP 2002180903A JP 2001260797 A JP2001260797 A JP 2001260797A JP 2001260797 A JP2001260797 A JP 2001260797A JP 2002180903 A JP2002180903 A JP 2002180903A
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JP
Japan
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nozzle
airfoil
exhaust
nozzle according
outlet
Prior art date
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Application number
JP2001260797A
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English (en)
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Bangalore Ananthamur Janardan
バンガロレ・アナンサムル・ジャナルダン
John Francis Brausch
ジョン・フランシス・ブロースチ
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
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Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2002180903A publication Critical patent/JP2002180903A/ja
Publication of JP2002180903A5 publication Critical patent/JP2002180903A5/ja
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    • 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
    • F02K1/38—Introducing air inside the jet
    • F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
    • 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
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/12—Two-dimensional rectangular
    • 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
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y10S415/914—Device to control boundary layer

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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 最小限の空力効率減少で、改良された騒音減
衰性能を有する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
８、２２、５０）は、排気を排出するための排出口（２
８、３０）及び該排出口に隣接して円周方向に間隔を置
いて配設された複数の短形状翼形部（３４）を含む。翼
形部は、最小限の性能損失で、排気流を混合し、騒音を
弱め、赤外線痕跡を減少させるために渦を発散させる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的にガスター
ビンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエ
ンジンにおける騒音抑制及び赤外線痕跡の減少に関す
る。
【０００２】
【発明の背景】飛行中の航空機を駆動するように構成さ
れた例示的なターボファンガスタービンエンジンでは、
コアエンジンによってファンを駆動し、周囲の空気を加
圧して推進力を生成する。燃焼ガスは、コアエンジンか
らも排出され、推進力の一助となる。
【０００３】ファン空気の排気とコアエンジンの排気の
両方が、相当な排気噴流速度で排出され、作動中に騒音
を発生させる。
【０００４】何十年にわたるタービンエンジンの使用を
通して、様々な形態の噴流騒音抑制装置が開発されてき
た。排気騒音は、典型的には、低速度の排気流と強制的
に混合することにより排気流の最大速度を減少させるこ
とによって、低下される。さらに、急速な混合プロセス
が噴流の熱量を減少させるので、赤外線（ＩＲ）痕跡も
同様に減少する。
【０００５】典型的な混合器は、円周状に蛇行する突出
部又はシュートの形態で、ファン排気を半径方向内向き
に、コア排気を半径方向外向きに指向させ、両者を混合
し、全体の騒音を減少させる。しかしながら、突出部の
ある混合器は、実質的にエンジンの重量を増加させ、望
ましくない空力的摩擦と後流抗力をもたらし、比較的高
価でもある。
【０００６】排気流を局部的に分裂させて騒音を減少さ
せるための混合を行うようにし様々な形態の個別的なタ
ブもまた周知である。しかしながら、タブに関連する重
要な問題は、タブによって騒音減衰が得られるにもかか
わらず、タブに関連した抗力及び圧力損失を生じ、ノズ
ルの空力効率を低下させることである。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】従って、最小限の空力
効率減少で、改良された騒音減衰性能を有する排気ノズ
ルを提供することが望ましい。
【０００８】
【課題を解決するための手段】ガスタービンエンジン排
気ノズルは、排気を排出するための排出口と、該排出口
に隣接して円周方向に間隔を置いて配設された複数の短
形状翼形部とを備える。この短形状翼型は、渦を発生し
て排気流を混合し、最小限の推力損失で騒音を減衰す
る。
【０００９】
【発明の実施の形態】好ましい例示的な実施形態に従
い、本発明を、上述以外の目的や利点とともに、添付図
面に関連させて、以下の詳細な説明において具体的に説
明する。
【００１０】図1には、飛行中の航空機（図示せず）の
駆動用に形成された例示的なターボファンガスタービン
エンジン１０を示す。この例示的なエンジンは、ファン
１２を含み、該ファン１２は、作動中にコアエンジン１
４によって駆動される支持ディスクから半径方向外向き
に延びるファンブレードの列を有する。
【００１１】作動中、周囲の空気１６は、ファンブレー
ドによって加圧され、環状のファン排出ノズル１８を通
して排出されて飛行中の航空機を駆動するための推進力
を生成する。
【００１２】コアエンジン１４は、周囲の空気の一部分
を加圧するための多段軸流圧縮機を有し、空気は、燃料
と混合され、着火されて高温燃焼ガス２０を生成し、対
応するタービンにより高温燃焼ガスからエネルギーが取
り出され、圧縮機とファンを駆動する。燃焼ガス２０
は、コアエンジン排出ノズル２２を通してエンジンから
排出され、これがエンジンの推進力に寄与する。
【００１３】図１に示す基本エンジンは、作動中に推進
力を生成するファン及びコア排気を作り出すための構成
と作動においては、通常のものである。この典型的なタ
ーボファンエンジンは、比較的高いバイパス比で作動す
るもので、このバイパス比は、コアエンジンを迂回し、
ファンノズル１８を通して排出されるファン空気の量を
示す。ファンノズル１８は、コアノズル２２より上流側
に配設され、コアエンジンのカウリング２４とファンナ
セル２６の内面との間に環状体の形態で形成される。フ
ァンノズルの環状の排出口２８は、ナセル２６の後方端
部に形成される。
【００１４】コアノズル２２はまた、エンジンカウリン
グ２４後方端部の内面と中央プラグ３２の外面との間に
形成された環状の排出口３０を有する。プラグ３２は、
典型的には、後方に延びており、コア排出口３０はその
後方端部より上流に位置する。
【００１５】図２に示すように、この例示的な実施形態
においては、ファン１８及びコアノズル２２は円形であ
る。
【００１６】ガスタービンエンジンは、ファンナセルが
コアノズルを囲むように後方に延びる長い混流用ダクト
を有するものを含む、他の形状のものでもよい。代わり
に、コアノズルが後方に延びてもよく、内部にプラグを
備えても又はプラグがなくてもよい。ターボジェットエ
ンジンでは、ファンノズルは省略され、ファンバイパス
空気は、エンジン内部でコア排気と混合されるようにエ
ンジン内部に導かれる。
【００１７】軍用及び先進の商業用エンジンには、性能
を高めるため、調整可能な排気フラップを有する長方形
のコア排気ノズルを備えたものがある。さらに、工業用
の、地上型エンジンは、典型的には航空機エンジンに由
来しており、適宜排気ノズルを改造してきた。
【００１８】しかしながら、これらの様々な形態のガス
タービンエンジンにおいて、コア排気は、相当な騒音を
生み出す高速度の噴流で排出される。また、ファンノズ
ルは、使用時に、騒音の一因となるファン空気の排気噴
流を排出する。
【００１９】それゆえ、エンジンの空力性能又は効率を
実質的に減少させず、好ましくは、重量が主要な設計目
的である典型的な航空機エンジン用途のためのエンジン
の重量を実質的に増加させずに、エンジンの排気騒音を
減少させ、またエンジンのコストを実質的に増加させず
に騒音を減少させることが望ましい。
【００２０】図1及び図２に示す例示的な実施態様にお
いて、コアノズル２２は、円周方向に間隔を置いて配設
された複数の切頭型の、すなわち短形状の翼形部３４を
含み、該翼形部は、作動中の噴流騒音を弱めるため、コ
ア排気２０とその周囲のファン排気１６との混合を増進
するようにコア排出口３０に隣接して配設される。同様
に、ファンノズル１８も、ファン排気からの騒音を弱め
るため、ファン排気とそれを取り囲む周囲の空気との混
合を増進するように、複数の短形状翼形部を含むことが
できる。コアノズル用の短形状翼形部の特有の実施形態
を最初に開示し、続けて順にファンノズル用の同様の実
施形態を開示する。
【００２１】図３では、作動中にコア排気２０をファン
排気１６と混合するようにコアノズル２２に取り付けら
れた短形状翼形部３４の列の例示的な実施形態を示す。
個々の翼形部３４は、空気力学的に流線型をなし、とり
わけ、作動中に排気の渦２０ｖを発散させるため、鋭角
の入射すなわち迎え角Ａで取り付けられる。
【００２２】各々の翼形部３４は、第1すなわち正圧側
面３６及び円周方向反対側の第２すなわち負圧側面３８
を有する。翼形部の２つの側面は、環状のノズル２２の
内面に固定接合された根元部４０から、該支持根元部に
吊り下げられた又は片持ちされた先端部４２までスパン
Ｂをもって延びる。各々の翼形部３４はまた、前縁４４
から後縁４６まで、全体として軸方向に翼弦Ｃをもって
延び、この前縁は、翼形部３４の上を下流方向に排気さ
れたコア排気２０と最初に接触する。
【００２３】図３に示す例示的な実施形態において、翼
形部の正圧側面３６は、根元部から先端部まで及び前後
縁の間で、平らであるのが好ましい。また、円弧の形態
で翼形部の前縁から後縁まで延びる負圧側面３８は、凸
状であるのが好ましく、平らな正圧側面との間に弦半ば
で最大厚さＴを形成する。図３に示す実施形態におい
て、翼形部は、根元部から先端部まで外形において均一
であるのが好ましく、この形状は、空気力学的圧力損失
又は抗力がほんのわずかであるか又は全くなく、低・中
程度から高周波数までの全可聴周波数域にわたる、騒音
減衰を実際に示すために、造られ、試験されたものであ
る。
【００２４】短形状翼形部３４を、特に、最小限のスパ
ンの高さ及び空気力学的流線型の外形で形成することに
より、翼形部による排気ノズルの空力性能への影響が最
小限になる。しかしながら、翼形部のこの空気力学的外
形を鋭角の迎え角Ａと共に用いて、作動中に翼形部の後
縁４６に沿って渦２０ｖを特に生成し、発散するように
することができる。渦の発散は、渦を下流へ排出するた
め、後縁から前方のどこか適当な場所又は後縁から始ま
ることができる。
【００２５】発散する渦は、コア排気を局部的に混合す
る機構を提供し、該渦は、下流方向にいくに従って大き
さと強さを増す。排気流の混合を強めることは、速度勾
配を減少させ、騒音を弱め、噴流の熱量を弱め赤外線痕
跡を減少させる。
【００２６】図３に概略的に示すように、翼形部の高さ
すなわちスパンＢは、翼形部の位置において、コア排気
の局部的境界層２０ｂのおよその厚さＤ程度であるか、
或いは、これと実質的に等しいことが好ましい。さら
に、図３には、排気速度Ｖの全体的な分布が示され、該
分布は、コアノズルの２つの境界面に沿った最小値か
ら、コアノズル環状体の半径方向中央を通る最大すなわ
ちピーク速度まで上昇する。
【００２７】排気の境界層２０ｂは、排気ノズルの内面
に沿って流れる相対的に低速度の排気流の局部的な層で
あり、そこでは、急な速度勾配が生じる。ある定義によ
ると（「境界層理論」、Ｓｃｈｌｉｃｈｔｉｎｇ著、１
９６０年）、境界層の厚さＤは、速度が中心排気流の高
速度から1％異なる、流れの境界壁からの距離である。
【００２８】翼形部のスパンＢを、局部的境界層の厚さ
Ｄ以下に制限することによって、排気の渦を境界層内に
発散することができ、該渦は、軸方向後部へ移動するに
したがい、大きさと強さを増していき、それによってコ
ア排気流とファン排気流の混合を促進する。
【００２９】このように翼形部３４は、排気流の低速度
の境界層と高速度の中心排気流の境界近くで終端する相
対的に短い挿入物又は切株として形成される。短形状翼
形部の半径方向のスパンは、ノズルの半径方向範囲の比
較的小さい部分に制限され、該部分は対応する狭い排気
の境界層２０ｂにほぼ等しいことが好ましい。
【００３０】それゆえに、短形状翼形部３４は、排気流
の高速度部分を妨害せず、又、実質的な抗力又は圧力損
失の原因にならない。短形状翼形部を排気流の境界層域
に局限することによって、該翼形部は、たとえ圧力又は
抗力損失があったとしてもわずかで、最小限の推力減少
しかもたらさず、それにもかかわらず、排気の混合を増
進し、騒音と噴流の熱量を実質的に減少するように、下
流で大きさと強さが増大する渦を発散する。
【００３１】代わりに、翼形部スパンＢは、境界層の厚
さＤ未満又は厚さＤ以上とすることができる。大きなス
パンＢは、混合効果を増加させることになる反面、空力
的性能の損失をもたらすことになるが、いくつかの用途
においては許容することができる。飛行目的の適当な部
分の間において、短形状翼形部を展開位置すなわち伸長
位置から選択的に引っ込めたりしまい込んだりすること
によって、このような損失を減らしたり、又は、排除し
たりすることができる。
【００３２】図３に示す例示的な実施形態において、短
形状翼形部３４は、コアノズルの外側境界からコア排気
２０自体の外側境界層に突き出すように、半径方向内向
きに延びる。コアノズルの例示的な形態が環形であるの
で、翼形部は、半径方向内向きに延びる。例えば長方形
のような非軸対称の排気ノズルについては、対応する短
形状翼形部は、望ましい場合には、該排気ノズルを形成
する１つ又はそれ以上の面から垂直に内向きに延びるよ
うに形成することになる。
【００３３】図３に示した環形のコアノズル２２におい
ては、中心プラグ３２が、該ノズル内側境界を形成する
ようにノズルの流出口３０内部に同心に配設されてお
り、翼形部３４は、該プラグに向かって半径方向内向き
に延び、該プラグの十分手前で終端する。該ノズルは、
翼形部とプラグの間の障害物とはならず、ノズルの空力
性能を著しく減少させることなく、大きな流れの領域を
維持する。
【００３４】図３に示す好ましい実施形態では、翼形部
３４は、ノズルの排出口と翼形部後縁との間に軸方向の
間隔Ｅが残るように、該ノズル排出口３０から前方すな
わち上流方向に間隔を置いて配設される。混合性能を最
大化するためには、ノズル排出口から排出される前に、
渦発散の増大が最大化されるように、軸方向のセットバ
ック間隔Ｅを選択することができる。
【００３５】図３の実施形態において、翼形部の翼弦Ｃ
は、翼形部の根元部から先端部まで実質的に等しい。図
４は別の実施形態を示しており、そこでは、翼形部は根
元部４０から先端部４２までの翼弦長Ｃが変化し、好ま
しくは翼弦長が減少する。この先細の短形状翼形部は、
根元部から先端部まで後縁又は後縁の近くで渦を発散す
る。
【００３６】図４の翼形部３４の実施形態は、圧力損失
を最小限にするために典型的な空気力学的輪郭を持つ翼
形部の形態で、全体的に凹状の正圧側面３６と全体的に
凸状の負圧側面３８で形作られた半月体であるのが好ま
しく、後縁の翼形部負圧側面から渦を発散するように選
択された迎え角に設定される。翼形部のこの特有の空気
力学的外形は、鋭角の迎え角と組合わせて用いて、付随
する圧力損失を最小限にしながら渦発散を最大限にする
ことができる。
【００３７】排気流中で渦を効率的に発散しながら、排
気流中の障害又は抗力を最小限にするために、翼形部を
空気力学的に流線型にする。近づいてくる排気に面する
翼形部の厚さを狭くし、滑らかな正圧側面と負圧側面を
用いることによって、流線型にすることができる。翼形
部の前縁は、狭い翼形部上を最小の抗力で流れるように
排気を滑らかに分ける。そして、薄い翼形部の外形と迎
え角は、最小の圧力損失で渦を発散するために用いられ
る。
【００３８】図５には、コアノズル２２のために特に構
成された本発明の別の実施形態を示しており、そこで
は、短形状翼形部３４の別の列が、周囲のファン空気す
なわち排気流体１６に渦１６ｖを発散するように、半径
方向外向きに延びる。図１に示すように、ファン排気１
６は、ファンノズル１８から排出され、コアカウリング
上を下流に流れ、コアノズル２２の周囲に排出される。
したがって、コアノズルは、半径方向外向きに延びる短
形状翼形部３４を含むことができ、該翼形部は、同様
に、この場所の局部的なファン空気の境界層の高さに対
応するスパンの高さ内で形成される。これらの外側の翼
形部から発散したファン空気渦１６ｖは、コアノズルか
ら排出されたコア排気２０との混合を促進する。
【００３９】図５の実施形態において、短形状翼形部３
４の外側の列は、半径方向外向きに延び、上述のように
コアノズル２２内部に半径方向内向きに延びる短形状翼
形部３４の内側の列と協働することができる。このよう
に、渦は、コア排気２０とファン排気１６の両方におい
て発散され、下流での混合を増大させる。しかしなが
ら、望ましい場合には、短形状翼形部３４の外側の列
は、短形状翼形部の内側の列なしで用いることができ
る。
【００４０】図５に示す短形状翼形部の２つの列は、図
示したように、同じ迎え角、又は、反対の迎え角を有す
ることができる。迎え角の大きさを同じにすることがで
きるが、対応して渦を発散するように、外側の翼形部と
内側の翼形部を反対に捻ることができる。外側及び内側
の翼形部は、図示したように各々を半径方向に位置合わ
せすることができ、あるいは、望ましい場合には、翼形
部の性能を最大化するために各々を円周方向にオフセッ
トさせることができる。
【００４１】図２及び図６に示す好ましい実施形態にお
いて、短形状翼形部３４は、渦をその周りに均等に分配
するために、排気ノズルの円周の周りに実質的に等しい
ピッチＦを有する。
【００４２】代わりに、短形状翼形部３４は、望むなら
ば、非対称の形状で翼形部から翼形部まで対応して変化
する、実質的に等しくないピッチＧを有するものとする
ことができる。例えば、エンジンはパイロン取り付けと
することができ、パイロンの下方の排気ノズル部分は、
作動中におけるパイロンとの空気力学的相互作用を考慮
し、短形状翼形部なしの形状にすることができる。空力
性能損失を最小限にしながら、騒音減衰を最大限にする
ために、各々特定のエンジン用途向けに翼形部のピッチ
を、要望に応じて変化させることができる。
【００４３】さらに、いくつかの実施態様では、各列の
個々の翼形部は、同じ迎え角、同じ方向又は傾斜を有す
るものとすることができるが、代わりに、図６の右半分
に図示したように、反対方向に向けられた翼形部の協働
する対の形で配置することができる。翼形部の対は下流
方向に収斂するものとすることができ、特定の設計にお
いて、混合が増強された渦の効果を増すように、協働す
る対になった渦を発散する。
【００４４】図７は、短形状翼形部３４がコアノズル２
２内部の中心プラグ３２から半径方向外向きに延びる別
の実施形態を示す。このように、翼形部は、コアノズル
の外側の境界に向かって外向きに延び、中心プラグ３２
の外面に沿って排気流２０の内側の境界層内に渦を発散
する。望むならば、図７の外側に突き出ている翼形部
を、図３に示す内側に突き出ている翼形部３４と共に両
方用いることができる。
【００４５】図７に示す中心プラグ３２は、典型的に
は、コアノズルののど部４８を形成する最大直径から下
流方向に収斂し、短形状翼形部３４は、該ノズルから排
出される膨張している排気中に渦を発散するように、該
のど部から後方すなわち下流側に間隔を置いて配設され
るのが好ましい。推力損失を最小限にしながら、渦発散
を最大限にするように、各々の設計用途において、後部
間隔Ｈの量を決めることができる。
【００４６】図８は、ファンノズル１８又はコアノズル
２２のいずれでも用いることができるシェブロン排気ノ
ズル５０の別の実施形態を示す。シェブロンノズル５０
は、円周方向に隣接した複数の三角形シェブロン５２を
含み、該シェブロンは、浅いボウルの形態で軸方向及び
円周方向の湾曲を組合せた曲率を有し、望むならば、浅
いボウルは半径方向外向きに向けることができるが、半
径方向内向きに向けるのが好ましい。シェブロンは、下
流方向に収斂し、シェブロン自体が、排気流の混合を促
進するために、収斂する後縁に沿って渦を発散する。シ
ェブロンは、あらゆる他の適当な形状及び曲率を有する
ことができる。
【００４７】半径方向外向きにファンの流れ内に延びる
ように、又は、望むならば、半径方向内向きにコアの流
れ内に延びるように、選択されたいくつかのシェブロン
上に短形状翼形部３４を取り付けることができる。この
ように、短形状翼形部は、最小限の推力損失で騒音を弱
めるために追加的に渦を発散する。
【００４８】コアノズル２２について上述した短形状翼
形部３４の様々な実施形態を、ファン排気ノズル１８に
も同様に適用することができる。例として、そして図1
及び図２に示すように、短形状翼形部３４は、ファンノ
ズルの排出口２８を通して排出されるファン空気１６に
渦を発散するため、環形のファンノズル１８の外側の境
界から半径方向内向きに延びるのが好ましい。
【００４９】上述した短形状翼形部３４は、形状が比較
的単純で、かつ比較的小さく、どこに排気流が排気され
る場合でも、ファン空気であっても又はコア排気であっ
ても、ガスタービンエンジン内に容易に取り付けること
ができる。翼形部は、特に渦を発散するための形状とさ
れていると同時に、空気力学的圧力損失を最小限にする
ように流線型にされた、独特の空気力学的外形すなわち
形状を有している。好ましくない流れのはく離なしに負
圧側面から揚力を生成するように形成された通常の翼形
部と違って、短形状翼形部は、揚力を生成するためでは
なく、後縁から渦を発散させるように特に設計されてお
り、後縁で終端する負圧側面に沿って流れのはく離を意
図的に採り入れることによって渦を増強することができ
る。
【００５０】短形状翼形部は、高速度の排気流に高く貫
入するのではなく、主に流れの境界層内に突き出るか、
又は、それをわずかに超えて突き出る。それゆえに、翼
形部は、その外方に位置する高速度の排気流を妨げるこ
となく、低速度の境界層に渦の発散をもたらす。
【００５１】短形状翼形部は、混合の過程を促進する強
い流れ状の渦を生成しながら、境界層の流れに対して空
気力学的に滑らかな流れ誘導を行う。翼形部を円周方向
又は直線的に互いに間隔を置いて流れと同じ方向に配設
し、あるいは、翼形部を協働する対となって渦の発散す
るように対にして配設し、流れの混合を増進させること
ができる。
【００５２】短形状翼形部に由来する増強された流れの
混合は、結果として噴流の長さを短くし、噴流の量を減
少させ、それによって、生成される可聴噴流騒音のレベ
ルを低下させる。これと対応して、高温排気流は冷却空
気と混合され、噴流の熱量を減少させ、従って軍用及び
特殊な商業用途において望ましい赤外線痕跡を減少させ
る。
【００５３】短形状翼形部の実験によって、最小限の推
力損失で、低周波から高周波までほとんどの可聴周波数
域にわたって噴流騒音を減少させ、同時に噴流の赤外線
痕跡を減少させることが証明された。
【００５４】本明細書では、本発明の好ましい例示的な
実施例と考えられるものについて説明したが、当業者に
は、本明細書の教示から本発明の他の変形形態が明らか
であり、それ故、本発明の技術思想及び技術的範囲に含
まれる全てのそのような変形形態は添付した特許請求の
範囲で保護されることを望むものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の好ましい実施形態に基づく排気ノズ
ルを有する例示的なターボファンガスタービンエンジン
の部分断面側面図。
【図２】 図１に示す線２−２によるエンジンの後方向
き端面の前方向端面図。
【図３】 図１で３と付された破線円内に示すコアエン
ジン排気ノズルの部分の部分拡大軸方向断面図。
【図４】 本発明の別の実施形態に基づく図１に示すエ
ンジンの排気ノズル用の短形状翼形部の斜視図。
【図５】 本発明の別の実施形態に基づく短形状翼形部
を有する、図３に示すと同様な排気ノズルの部分の部分
拡大断面図。
【図６】 本発明の別の実施形態に基づく短形状翼形部
を有する排気ノズルの一部の展開図。
【図７】 本発明の別の実施形態に基づく図１で３と付
された破線円内に示すコアエンジン排気ノズルの部分の
部分拡大図。
【図８】 本発明の別の実施形態に基づく図１のエンジ
ンのためのコア排気ノズルの軸方向部分断面図。
【符号の説明】
１２ ファン １４ コアエンジン １６ 周囲の空気 ２０ 燃焼ガス ２０ｂ 境界層 ２０ｖ 渦 ２２ コアノズル ３０ 排出口 ３２ 中心プラグ ３４ 翼形部 ３６ 正圧側面 ３８ 負圧側面 ４０ 根元部 ４２ 先端部 ４４ 前縁 ４６ 後縁 Ａ 迎え角 Ｂ スパン Ｃ 翼弦 Ｄ 境界層の厚さ Ｅ 間隔 Ｔ 翼形部の最大厚さ Ｖ 速度
フロントページの続き (72)発明者 ジョン・フランシス・ブロースチ アメリカ合衆国、オハイオ州、クラークス ビル、ステート・ルート・350、8561番

Claims (33)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 排気を排出するための排出口２８、３０
    と、前記排出口に隣接し円周方向に間隔を置いて配設さ
    れた複数の短形状翼形部３４とを含むことを特徴とする
    ガスタービンエンジン排気ノズル１８、２２。
  2. 【請求項２】 前記翼形部３４が、空気力学的に流線型
    であり、また、渦を発散するように鋭角の迎え角を有す
    ることを特徴とする請求項１に記載のノズル。
  3. 【請求項３】 前記翼形部３４が、根元部４０から先端
    部４２までのスパンをもって延び、前縁４４から後縁４
    ６までの翼弦をもって延びる対向する正圧側面及び負圧
    側面３６、３８をさらに含み、また、前記負圧側面が、
    前記後縁に沿って前記渦を発散するように形成されてい
    ることを特徴とする請求項２に記載のノズル。
  4. 【請求項４】 前記翼形部スパンが、排気の局部的な境
    界層の厚みと実質的に等しい大きさにされていることを
    特徴とする請求項３に記載のノズル。
  5. 【請求項５】 前記翼形部３４が、内向きに延びること
    を特徴とする請求項３に記載のノズル。
  6. 【請求項６】 前記翼形部３４が、外向きに延びること
    を特徴とする請求項３に記載のノズル。
  7. 【請求項７】 前記翼形部３４の一列が内向きに延び、
    別の列が外向きに延びることを特徴とする請求項３に記
    載のノズル。
  8. 【請求項８】 前記内向き及び外向きの翼形部が、反対
    の迎え角を有することを特徴とする請求項７に記載のノ
    ズル。
  9. 【請求項９】 前記翼形部３４が、等しいピッチを有す
    ることを特徴とする請求項３に記載のノズル。
  10. 【請求項１０】 前記翼形部３４が、等しくないピッチ
    を有することを特徴とする請求項３に記載のノズル。
  11. 【請求項１１】 前記翼形部が、前記ノズルの排出口３
    ０から前方に間隔を置いて配設されることを特徴とする
    請求項３に記載のノズル。
  12. 【請求項１２】 前記翼形部は、根元部４０から先端部
    ４２までの弦長が変化することを特徴とする請求項３に
    記載のノズル。
  13. 【請求項１３】 前記翼形部は、根元部４０から先端部
    ４２までの弦長が減少することを特徴とする請求項１２
    に記載のノズル。
  14. 【請求項１４】 前記正圧側面３６が平らで、前記負圧
    側面３８が凸状であることを特徴とする請求項３に記載
    のノズル。
  15. 【請求項１５】 前記正圧側面３６が凹状であり、前記
    負圧側面３８が凸状であることを特徴とする請求項３に
    記載のノズル。
  16. 【請求項１６】 前記ノズルの排出口３０を通して燃焼
    排気２０を排出するためのコアエンジン排気ノズルの形
    態であることを特徴とする請求項３に記載のノズル。
  17. 【請求項１７】 前記翼形部３４が、前記排気に渦を発
    散させるように内向きに延びることを特徴とする請求項
    １６に記載のノズル。
  18. 【請求項１８】 前記翼形部３４が、周囲流体１６に渦
    １６ｖを発散させるように外向きに延びることを特徴と
    する請求項１６に記載のノズル。
  19. 【請求項１９】 前記ノズルの排出口３０が環形であ
    り、前記翼形部が半径方向に延びることを特徴とする請
    求項１６に記載のノズル。
  20. 【請求項２０】 前記ノズルの排出口３０内部に同心に
    配設された中心プラグ３２をさらに備え、前記翼形部が
    前記プラグに向かって半径方向内向きに延びることを特
    徴とする請求項１６に記載のノズル。
  21. 【請求項２１】 前記ノズルの排出口３０内部に同心に
    配設された中心プラグ３２をさらに備え、前記翼形部が
    前記プラグから半径方向外向きに延びることを特徴とす
    る請求項１６に記載のノズル。
  22. 【請求項２２】 前記プラグ３２が、前記ノズルにのど
    部４８を形成する最大直径から収斂し、前記翼形部３４
    が、前記のど部から後方に間隔を置いて配設されること
    を特徴とする請求項２１に記載のノズル。
  23. 【請求項２３】 円周方向に隣接する複数の三角形のシ
    ェブロン５２をさらに備え、前記翼形部３４が前記シェ
    ブロンの各々から延びることを特徴とする請求項１６に
    記載のノズル。
  24. 【請求項２４】 前記翼形部３４が、半径方向内向きに
    延びることを特徴とする請求項２３に記載のノズル。
  25. 【請求項２５】 前記翼形部３４が、半径方向外向きに
    延びることを特徴とする請求項２３に記載のノズル。
  26. 【請求項２６】 前記ノズルの排出口２８を通してファ
    ン空気１６を排出するためのファン排気ノズル１８の形
    態であることを特徴とする請求項３に記載のノズル。
  27. 【請求項２７】 前記翼形部３４が、半径方向内向きに
    延びることを特徴とする請求項２６に記載のノズル。
  28. 【請求項２８】 燃焼排気２０を排出するための排出口
    ３０と、前記排出口に隣接して円周方向に間隔を置いて
    配設された複数の短形状翼形部３４と、を備え、前記翼
    形部の各々は、対向する正圧側面及び負圧側面３６、３
    ８を含み、該翼形部の正圧側面及び負圧側面が、根元部
    ４０から先端部４２までのスパンをもって延び、かつ、
    前縁４４から後縁４６までの翼弦をもって延び、前記負
    圧側面が、前記後縁に沿って渦を発散させるような形状
    であることを特徴とするコアエンジン排気ノズル２２。
  29. 【請求項２９】 前記翼形部３４が、前記排気に渦を発
    散させるように内向きに延びることを特徴とする請求項
    ２８に記載のノズル。
  30. 【請求項３０】 前記翼形部３４が、空気力学的に流線
    型であり、渦を発散させるように鋭角の迎え角を有し、
    前記翼形部スパンが前記排気の局部的な境界層の厚さと
    実質的に等しい大きさにされていることを特徴とする請
    求項２９に記載のノズル。
  31. 【請求項３１】 ファン空気１６を排出するための排出
    口２８と、前記排出口に隣接して円周方向に間隔を置い
    て配設された複数の短形状翼形部３４と、を備え、前記
    翼形部の各々は、対向する正圧側面及び負圧側面３６、
    ３８を含み、該翼形部の正圧側面及び負圧側面が、根元
    部４０から先端部４２までのスパンをもって延び、か
    つ、前縁４４から後縁４６までの翼弦をもって延び、前
    記負圧側面が、前記後縁に沿って渦を発散させるような
    形状であることを特徴とするファン排気ノズル１８。
  32. 【請求項３２】 前記翼形部３４が前記排気中に渦を発
    散させるように内向きに延びることを特徴とする請求項
    ３１に記載のノズル。
  33. 【請求項３３】 前記翼形部３４が、空気力学的に流線
    型であり、渦を発散させるように鋭角の迎え角を有し、
    前記翼形部スパンが前記排気の局部的な境界層の厚さと
    実質的に等しい大きさにされていることを特徴とする請
    求項３２に記載のノズル。
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Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007187161A (ja) * 2006-01-13 2007-07-26 Snecma 超音速航空機のターボファンジェットエンジン用の、可変領域を有するコア排気ミキサ
JP2008057540A (ja) * 2006-08-31 2008-03-13 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン動力装置およびナセル
JP2008196484A (ja) * 2007-01-26 2008-08-28 Snecma 超音速機用複流ターボジェットの可変断面フローミキサ
JP2010537098A (ja) * 2007-08-17 2010-12-02 エアバス オペレーションズ （エスアーエス） 噴射騒音が軽減される航空機用ターボシャフト・エンジン
JP2011169172A (ja) * 2010-02-16 2011-09-01 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン
JP2011525959A (ja) * 2008-06-26 2011-09-29 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 双対タブ排気ノズル
JP2015036551A (ja) * 2013-08-14 2015-02-23 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ ガスタービン発電プラントにおける改良されたインテーク配列
US9500161B2 (en) 2012-10-25 2016-11-22 Deutsches Zentrum Fuer Luft- Und Raumfahrt E.V. Nozzle, structural element, and method of producing a nozzle

Families Citing this family (108)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ATE329157T1 (de) * 2000-12-01 2006-06-15 Ebm Papst St Georgen Gmbh & Co Lüftergehäuse, insbesondere für axiallüfter
FR2829802B1 (fr) * 2001-09-19 2004-05-28 Centre Nat Rech Scient Dispositif de controle de melange de jets propulsifs pour reacteur d'avion
US8997454B2 (en) * 2002-03-20 2015-04-07 The Regents Of The University Of California Turbofan engine noise suppression using fan flow deflector
US7293401B2 (en) * 2002-03-20 2007-11-13 The Regents Of The University Of California Jet engine noise suppressor
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
US7581692B2 (en) * 2003-06-30 2009-09-01 General Electric Company Fluidic chevrons and configurable thermal shield for jet noise reduction
US7255387B2 (en) * 2003-08-21 2007-08-14 Solus Solutions And Technologies, Llc Vortex strake device and method for reducing the aerodynamic drag of ground vehicles
US20050091963A1 (en) * 2003-10-30 2005-05-05 Gongling Li Aircraft turbine engine and an air ejection assembly for use therewith
US7032387B2 (en) * 2004-01-20 2006-04-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Axisymmetric flap on gas turbine exhaust centerbody
US7305817B2 (en) 2004-02-09 2007-12-11 General Electric Company Sinuous chevron exhaust nozzle
US7412832B2 (en) * 2004-03-26 2008-08-19 General Electric Company Method and apparatus for operating gas turbine engines
US7246481B2 (en) * 2004-03-26 2007-07-24 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US8257036B2 (en) * 2004-04-09 2012-09-04 Norris Thomas R Externally mounted vortex generators for flow duct passage
US7174704B2 (en) * 2004-07-23 2007-02-13 General Electric Company Split shroud exhaust nozzle
US7195456B2 (en) * 2004-12-21 2007-03-27 United Technologies Corporation Turbine engine guide vane and arrays thereof
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
FR2885955B1 (fr) * 2005-05-18 2007-06-22 Airbus France Sas Procede pour reduire les emissions sonores a l'arriere d'un turbomoteur et turbomoteur ainsi perfectionne.
US20090026797A1 (en) * 2005-09-15 2009-01-29 Richard Wood Wake stabilization device and method for reducing the aerodynamic drag of ground vehicles
US7740303B2 (en) * 2006-06-19 2010-06-22 Richard Wood Mini skirt aerodynamic fairing device for reducing the aerodynamic drag of ground vehicles
US7497502B2 (en) * 2006-06-19 2009-03-03 Solus Solutions And Technologies, Llc Mini skirt aerodynamic fairing device for reducing the aerodynamic drag of ground vehicles
US7805925B2 (en) 2006-08-18 2010-10-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine exhaust duct ventilation
US7520124B2 (en) * 2006-09-12 2009-04-21 United Technologies Corporation Asymmetric serrated nozzle for exhaust noise reduction
EP2074321B1 (en) * 2006-10-12 2012-12-05 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle with adaptive structure and method of varying a fan exit area of a gas turbine engine
WO2008045091A1 (en) 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine fan variable area nozzle with swivalable insert system
US7726116B2 (en) * 2006-11-14 2010-06-01 General Electric Company Turbofan engine nozzle assembly and method of operating same
US20090224597A1 (en) * 2008-03-07 2009-09-10 Solus-Solutions And Technologies Llc Wheel cavity flow control device and method for reducing the aerodynamic drag of ground vehicles
US8382194B2 (en) * 2008-03-21 2013-02-26 Richard M. Wood Outboard wake stabilization device and method for reducing the aerodynamic drag of ground vehicles
US8734545B2 (en) * 2008-03-28 2014-05-27 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
CA2715186C (en) 2008-03-28 2016-09-06 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
CN102177326B (zh) 2008-10-14 2014-05-07 埃克森美孚上游研究公司 控制燃烧产物的方法与装置
EP2270312A1 (en) * 2009-07-01 2011-01-05 PEM-Energy Oy Aero- or hydrodynamic construction
US20110204677A1 (en) * 2009-08-21 2011-08-25 Wood Richard M Dam skirt aerodynamic fairing device
US8337160B2 (en) * 2009-10-19 2012-12-25 Toyota Motor Engineering & Manufacturing North America, Inc. High efficiency turbine system
EP2499332B1 (en) 2009-11-12 2017-05-24 Exxonmobil Upstream Research Company Integrated system for power generation and method for low emission hydrocarbon recovery with power generation
CN102822492B (zh) * 2010-04-09 2015-08-12 株式会社Ihi 喷流喷嘴以及喷气式发动机
GB201007215D0 (en) 2010-04-30 2010-06-16 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
TWI554325B (zh) 2010-07-02 2016-10-21 艾克頌美孚上游研究公司 低排放發電系統和方法
US9903271B2 (en) 2010-07-02 2018-02-27 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission triple-cycle power generation and CO2 separation systems and methods
MY160833A (en) 2010-07-02 2017-03-31 Exxonmobil Upstream Res Co Stoichiometric combustion of enriched air with exhaust gas recirculation
MX341981B (es) 2010-07-02 2016-09-08 Exxonmobil Upstream Res Company * Combustion estequiometrica con recirculacion de gas de escape y enfriador de contacto directo.
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
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
US9810050B2 (en) 2011-12-20 2017-11-07 Exxonmobil Upstream Research Company Enhanced coal-bed methane production
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
US9803865B2 (en) 2012-12-28 2017-10-31 General Electric Company System and method for a 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
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
US9869279B2 (en) 2012-11-02 2018-01-16 General Electric Company System and method for a multi-wall turbine combustor
US10138815B2 (en) 2012-11-02 2018-11-27 General Electric Company System and method for diffusion combustion 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
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
US9708977B2 (en) 2012-12-28 2017-07-18 General Electric Company System and method for reheat in gas turbine with exhaust gas recirculation
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
US10221762B2 (en) 2013-02-28 2019-03-05 General Electric Company System and method for a turbine combustor
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
WO2014137648A1 (en) 2013-03-08 2014-09-12 Exxonmobil Upstream Research Company Power generation and methane recovery from methane hydrates
US20140250945A1 (en) 2013-03-08 2014-09-11 Richard A. Huntington Carbon Dioxide Recovery
WO2015030857A2 (en) * 2013-04-08 2015-03-05 United Technologies Corporation Annular airflow actuation system for variable cycle gas turbine engines
US9920710B2 (en) 2013-05-07 2018-03-20 General Electric Company Multi-nozzle flow diverter for jet engine
US10400710B2 (en) * 2013-05-07 2019-09-03 General Electric Company Secondary nozzle for jet engine
ITMI20130848A1 (it) * 2013-05-24 2014-11-25 Ansaldo Energia Spa Cassa di scarico di un gruppo turbina
US9835089B2 (en) 2013-06-28 2017-12-05 General Electric Company System and method for a fuel nozzle
US9617914B2 (en) 2013-06-28 2017-04-11 General Electric Company Systems and methods for monitoring gas turbine systems having exhaust gas recirculation
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
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
EP2843195B1 (de) * 2013-09-03 2017-06-14 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinentriebwerk-Nachleitrad
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
US9863267B2 (en) 2014-01-21 2018-01-09 General Electric Company System and method of control for a gas turbine engine
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
US10079564B2 (en) 2014-01-27 2018-09-18 General Electric Company System and method for a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US10047633B2 (en) 2014-05-16 2018-08-14 General Electric Company Bearing housing
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
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
US9885290B2 (en) 2014-06-30 2018-02-06 General Electric Company Erosion suppression system and method in an exhaust gas recirculation gas turbine system
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
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
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
US10253690B2 (en) 2015-02-04 2019-04-09 General Electric Company Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction
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
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
WO2016140866A1 (en) 2015-03-04 2016-09-09 Sikorsky Aircraft Corporation Gas turbine exhaust assembly
US10480792B2 (en) 2015-03-06 2019-11-19 General Electric Company Fuel staging in a gas turbine engine
US20170030213A1 (en) * 2015-07-31 2017-02-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine section with tip flow vanes
GB2568109B (en) * 2017-11-07 2021-06-09 Gkn Aerospace Sweden Ab Splitter vane
US10502076B2 (en) * 2017-11-09 2019-12-10 Honeywell International Inc. Inter-turbine ducts with flow control mechanisms
FR3093756B1 (fr) * 2019-03-15 2021-02-19 Safran Aircraft Engines redresseur de flux secondaire a Tuyère intégréE
US10815833B1 (en) 2019-05-21 2020-10-27 Marine Turbine Technologies, LLC Exhaust baffle apparatus and method
WO2021138538A1 (en) * 2020-01-03 2021-07-08 University Of Kansas Methods and systems of mitigating high-speed jet noise
US20220380060A1 (en) * 2021-05-28 2022-12-01 United States of America as representedby the Administrator of NASA Variable mixing nozzle design for jet noise reduction
US12163486B2 (en) * 2023-01-10 2024-12-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Exhaust mixer with protrusions

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2944623A (en) * 1955-09-02 1960-07-12 Jr Albert G Bodine Jet engine noise reducer
US3161257A (en) * 1959-05-01 1964-12-15 Young Alec David Jet pipe nozzle silencers
US4175640A (en) * 1975-03-31 1979-11-27 Boeing Commercial Airplane Company Vortex generators for internal mixing in a turbofan engine
JPS62276202A (ja) * 1986-04-30 1987-12-01 ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン ケ−シング
JPH11166451A (ja) * 1997-10-31 1999-06-22 General Electric Co <Ge> シェヴロン排気ノズル

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2650752A (en) * 1949-08-27 1953-09-01 United Aircraft Corp Boundary layer control in blowers
US2740596A (en) * 1953-08-19 1956-04-03 United Aircraft Corp Vortex generator
US2934889A (en) * 1956-02-14 1960-05-03 United Aircraft Corp Noise abatement means
GB874512A (en) * 1959-03-13 1961-08-10 Boeing Co Jet propulsion engine noise suppression nozzle
GB1045295A (en) * 1964-03-25 1966-10-12 Peter Bradshaw Improvements in or relating to a jet noise suppression device
US3455413A (en) 1967-08-22 1969-07-15 Jack C Henley Ultrasonic silencer for jet engines
US3578264A (en) * 1968-07-09 1971-05-11 Battelle Development Corp Boundary layer control of flow separation and heat exchange
US3579993A (en) 1969-08-04 1971-05-25 Rohr Corp Sound suppression system
US3664455A (en) * 1971-03-15 1972-05-23 Rohr Corp Twisted vane sound suppressor for aircraft jet engine
US3776363A (en) * 1971-05-10 1973-12-04 A Kuethe Control of noise and instabilities in jet engines, compressors, turbines, heat exchangers and the like
FR2241695B1 (ja) 1973-08-21 1978-03-17 Bertin & Cie
US4019696A (en) * 1973-12-28 1977-04-26 The Boeing Company Method of and apparatus for enhancing Coanda flow attachment over a wing and flap surface
US4217756A (en) 1977-12-27 1980-08-19 Boeing Commercial Airplane Company Vortex mixers for reducing the noise emitted by jet engines
US4284170A (en) 1979-10-22 1981-08-18 United Technologies Corporation Gas turbine noise suppressor
US4354648A (en) * 1980-02-06 1982-10-19 Gates Learjet Corporation Airstream modification device for airfoils
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
US5156362A (en) * 1991-05-31 1992-10-20 General Electric Company Jet engine fan nacelle
US5772155A (en) * 1996-06-01 1998-06-30 Nowak; Dieter K. Aircraft wing flaps

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2944623A (en) * 1955-09-02 1960-07-12 Jr Albert G Bodine Jet engine noise reducer
US3161257A (en) * 1959-05-01 1964-12-15 Young Alec David Jet pipe nozzle silencers
US4175640A (en) * 1975-03-31 1979-11-27 Boeing Commercial Airplane Company Vortex generators for internal mixing in a turbofan engine
JPS62276202A (ja) * 1986-04-30 1987-12-01 ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン ケ−シング
JPH11166451A (ja) * 1997-10-31 1999-06-22 General Electric Co <Ge> シェヴロン排気ノズル

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007187161A (ja) * 2006-01-13 2007-07-26 Snecma 超音速航空機のターボファンジェットエンジン用の、可変領域を有するコア排気ミキサ
JP2008057540A (ja) * 2006-08-31 2008-03-13 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン動力装置およびナセル
JP2008196484A (ja) * 2007-01-26 2008-08-28 Snecma 超音速機用複流ターボジェットの可変断面フローミキサ
JP2010537098A (ja) * 2007-08-17 2010-12-02 エアバス オペレーションズ （エスアーエス） 噴射騒音が軽減される航空機用ターボシャフト・エンジン
JP2011525959A (ja) * 2008-06-26 2011-09-29 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 双対タブ排気ノズル
JP2011169172A (ja) * 2010-02-16 2011-09-01 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン
US9500161B2 (en) 2012-10-25 2016-11-22 Deutsches Zentrum Fuer Luft- Und Raumfahrt E.V. Nozzle, structural element, and method of producing a nozzle
JP2015036551A (ja) * 2013-08-14 2015-02-23 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ ガスタービン発電プラントにおける改良されたインテーク配列
US9863316B2 (en) 2013-08-14 2018-01-09 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Intake arrangement in gas turbine power plant

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