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KR102015154B1 - 가스 터빈으로부터 배출 가스를 배출하기 위한 방법 및 최적화된 형상을 가진 가스 터빈 배출 조립체 - Google Patents

가스 터빈으로부터 배출 가스를 배출하기 위한 방법 및 최적화된 형상을 가진 가스 터빈 배출 조립체 Download PDF

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KR102015154B1
KR102015154B1 KR1020147018546A KR20147018546A KR102015154B1 KR 102015154 B1 KR102015154 B1 KR 102015154B1 KR 1020147018546 A KR1020147018546 A KR 1020147018546A KR 20147018546 A KR20147018546 A KR 20147018546A KR 102015154 B1 KR102015154 B1 KR 102015154B1
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KR
South Korea
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pipe
flow
gas
gas turbine
ejector
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KR1020147018546A
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English (en)
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KR20140116858A (ko
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파비안 아몬
알렉산더 브리손
가이 크라브
쟉크 데몰리스
로렝 호쉬세이
줄리엥 뮤노즈
Original Assignee
사프란 헬리콥터 엔진스
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.)
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Publication date
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Publication of KR20140116858A publication Critical patent/KR20140116858A/ko
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Abstract

본 발명의 목적은 가스 터빈의 배출 흐름의 이젝터와 파이프 사이에 형성된 주변 개구 내에 고온의 공기의 역흐름을 방지하기 위한 것이다. 이를 위하여, 본 발명에 따르면, 일차 흐름이 엔진 베이 내로 역으로 흐르는 것을 방지하기 위해 상기 주변 개구는 부분적으로 밀폐된다.
구체적으로, 본 발명은 가스 터빈으로부터 배출 가스를 배출하기 위한 방법을 포함하는데, 일차 흐름(Fp)을 엔진 베이(Mb) 내에 재유입시키기 위한 영역을 형성할 수 있는 주변 개구(1)의 하나 이상의 섹터(21)의 중심(C)에서의 각도 및 위치는, 다음의 거동 변수들 즉 파이프(2)의 유입부에서의 속도 및 공기 선회, 엔진 베이(Mb)와 배출 흐름의 기하학적 형태, 및 이차 흐름(Fs)의 유입부(E1) 위치 및 기하학적 형태로부터, 일차 흐름(Fp)과 이차 흐름(Fs) 사이에서, 상호작용의 상관관계에 의해 결정된다. 보다 구체적으로, 주변 개구는 상기와 같은 방식으로 식별된 각 섹터(21)들에 걸쳐 밀폐된다.

Description

가스 터빈으로부터 배출 가스를 배출하기 위한 방법 및 최적화된 형상을 가진 가스 터빈 배출 조립체{METHOD FOR DISCHARGING EXHAUST GAS FROM A GAS TURBINE AND EXHAUST ASSEMBLY HAVING AN OPTIMISED CONFIGURATION}
본 발명은 가스 터빈으로부터 배출 가스를 배출하기 위한 방법 및 상기 방법을 실행하기에 적합한 형상을 가진 이젝터 및 파이프 사이에 연결부를 가진 가스 터빈 배출 조립체에 관한 것이다.
본 발명의 분야는 가스 터빈, 보다 구체적으로는, 이러한 가스 터빈에 의해 배출된 가스를 배출하도록 구성된 수단에 관한 것이다.
헬리콥터의 엔진은, 통상, 연소 챔버 내에 주입된 압력 하에서 공기와 연료의 혼합물로부터 실질적으로 운동 에너지를 가진 가스 흐름(gas stream)을 공급하는 가스 발전기(압축기, 연소 챔버 및 터빈의 조립체) 및 기어 트레인을 통해 출력 샤프트(output shaft)에 기계적인 파워(mechanical power)를 전달하기 위해 가스 흐름에 의해 회전 구동되는 터빈을 포함한다.
이러한 터빈은 파워 터빈(power turbine)으로 알려져 있는데 이젝터(ejector)에 의해 자체적으로 연장되는 배출 파이프에 결합되며, 이 조립체는 자유 터빈 배출부(free turbine outlet)에서 정압(static pressure)을 낮은 수준으로 유지하고 총 압력 손실을 제한하기 위해 제공된다. 따라서, 배출 조립체와 자유 터빈의 출력(output)은 향상되고 출력 샤프트에 전달된 기계적 파워(mechanical power)는 증가된다. 게다가, 이젝터는 헬리콥터의 로터 또는 빔(beam)으로부터 가스 흐름 배출구를 변환시키기(divert) 위해 굽어지는 것이 바람직할 수 있다.
헬리콥터 및 엔진 조립체의 작동 상태에 상관없이, 엔진(M)의 구성요소(펌프, 교류발전기(alternator), 전기 하우징 등)를 냉각시키고 환기시키기(ventilate) 위하여, 도 1에 개략적으로 도시된 단면도는, 엔진 베이(Mb) 내의 순환(circulation) 및 엔진 카울링(Mc)의 유입부(E1a, E1b) 통로를 거쳐 주변 압력에서 외부로부터 시작하는, 신선한 공기(fresh air)의 이차 흐름(Fs)을 사용하는 것을 예시한다. 이차 흐름(Fs)은 엔진(M)을 따라 흐르고 메인 파이프(2)를 따라 흐른다. 가스 터빈의 후방 단부(rear end)에서, 이러한 흐름(Fs)들은 특정 거리에 있는 파이프를 둘러싸는 이젝터(3)의 상류 단부와 파이프(2)의 하류 단부 사이에 있는 주변 개구(1)를 통해 적어도 부분적으로 유입된다(drawn). 이차 흐름(Fs)은 콘(4) 주위에 있는 파이프(2)로부터 배출되는 고온의 일차 흐름(Fp)의 구동 효과(driving effect) 및 이젝터(3)의 형태에 의해 생성된 음압(negative pressure)의 효과에 의해 발생된다. 이젝터(3)의 상류 단부의 형태는 이러한 두 효과들에 의해 생성된 이차 흐름이 유입될 때의 안정성을 증진시킨다(promote). 이젝터(3)의 뿔(horn) 형태의 상류 단부는 상류 단부의 형태의 한 예이다.
이젝터의 공칭 기능(nominal function)은 파이프(2)와 이젝터(3) 사이에 형성된 개구(1)를 통해 신선한 공기가 유입될 수 있게 하는 것이다. 하지만, 특정 엔진 속도(이륙, 전이 단계, 수색 및 구조 상태, 착륙 등) 및 어떤 비행 상태에서, 고온의 일차 흐름(Fp)은 반대 방향으로 개구(1)를 통과할 수 있으며, 그 뒤, 엔진 베이(Mb)를 향해 화살표(Fr) 방향으로 부분적으로 뒤로 구동된다(driven back).
이 경우, 엔진 베이(Mb) 및 설비(equipment)는 냉각되는 대신 가열된다. 또한, 내부로 유입된 신선한 공기의 이차 흐름은 줄어들고, 이에 따라, 배출 가스 배출부에서 일차 흐름의 고온의 가스의 냉각 과정이 약화된다(attenuated).
더욱이, 터빈의 배출부에서 공기가 선회(gyration)되면 주변 개구(1)를 통해 이차 흐름(Fs) 내에 유입된 공기도 선회하게 된다. 이는 주변 개구(1)를 통해 역흐름(backflow)을 유발할 수 있는 교란(disturbance)에서 고려해야 하는 추가적인 현상이다. 주변 개구를 통과하는 흐름을 일직선으로 흐르게 하도록 알려져 있는 수단은 하류 모멘텀(downstream momentum)을 증가시킴으로써 이러한 역흐름을 줄이기 위한 것이다(EP 1780124호). 하지만, 이러한 수단은 엔진의 속도를 보장할 수 없으며 이젝터(3)가 구부러져 있을 때에는 장착하기가 어려울 수도 있다.
본 발명의 목적은 위에서 기술된 주변 개구(peripheral opening)를 통해 고온의 공기의 일차 흐름(primary flow)이 역으로 흐르는 것을 방지하는 데 있다. 이를 위하여, 본 발명은 일차 흐름이 역으로 흘러 엔진 베이 내로 유입되는 것을 방지하기 위해 상기 주변 개구를 부분적으로 밀폐한다.
보다 구체적으로, 본 발명은, 고온의 가스의 일차 흐름을 위한 배출 파이프를 사용하여 가스 터빈으로부터 배출 가스를 배출하기 위한 방법에 관한 것으로서, 상기 가스 터빈은, 엔진 베이를 환기시키고(ventilate) 배출 가스에 혼합시킴으로써 일차 가스 흐름과 엔진 설비를 냉각시키기 위해 신선한 공기의 이차 흐름(secondary flow)을 위한 유입부(inlet)가 제공되고 엔진 설비를 위해 엔진 베이를 포함한다. 상기 파이프는 파이프와 함께 가스 배출 흐름을 형성하기 위해 미리 정해진 중첩 비율(overlap rate)로 상기 파이프를 둘러싸는 이젝터(ejector)에 의해 연장된다. 상기 파이프와 이젝터 사이에 주변 개구가 형성된다. 일차 흐름을 엔진 베이 내에 재유입(reingestion)시키기 위한 영역을 형성할 수 있는 주변 개구의 하나 이상의 섹터의 중심에서의 각도 및 위치는, 다음의 변수들 즉 파이프의 유입부에서의 공기 선회(air gyration) 및 속도, 엔진 베이와 배출 흐름의 기하학적 형태(geometry), 및 일차 흐름을 냉각시키기 위한 이차 흐름의 유입부 위치 및 기하학적 형태로부터, 일차 흐름과 이차 흐름 사이에서 상호작용의 상관관계(correlation of interaction)에 의해 결정된다. 상기 주변 개구는 상기 상관관계에 의해 식별되는 각 섹터(angular sector)들에 걸쳐 밀폐된다.
바람직한 실시예들에 따르면:
- 파이프의 내부 유압 직경에 대한 주변 개구의 높이는 일차 흐름이 재유입되는 것을 방지하기 위해 상기 파이프의 유입부에서의 공기 선회 및 속도, 배출 흐름의 기하학적 형태 및 이차 흐름의 유입부의 기하학적 형태를 포함한 변수들에 따라 결정되며;
- 주변 개구는 엔진 베이의 하나 이상의 이차 흐름 유입부의 적어도 부분적으로 직경 방향으로 맞은편으로 연장되는 하나 이상의 각 섹터에 걸쳐 밀폐되고;
- 이젝터는 가스 흐름의 배출부(outlet)를 변환시키기(divert) 위한 엘보우(elbow)를 형성하며, 상기 엘보우의 축방향 위치와 상기 엘보우의 영역에서의 배출 흐름의 각도는 밀폐되어야 하는 섹터의 각도의 폭(amplitude)과 연관되며;
- 마지막 경우에서, 주변 개구는 이젝터의 엘보우에 의해 형성된 외측 곡률(external curvature)의 상류 부분(upstream portion) 위에 위치된 하나 이상의 각 섹터에 걸쳐 밀폐된다.
또한, 본 발명은, 고온의 가스의 일차 흐름을 위한 배출 파이프 및 엔진 베이를 포함하며, 위에서 기술한 방법을 실행하도록 구성된 가스 터빈 배출 조립체에 관한 것이다. 상기 조립체에서, 파이프는 주어진 세로방향 길이에 걸쳐 상기 파이프와 중첩되는 이젝터에 의해 연장되어 이젝터와 파이프 사이에서 주변 개구를 형성한다. 신선한 공기의 이차 흐름을 위한 유입부 통로는 엔진 베이와 중첩되는 엔진 카울링(engine cowling) 내에 배열된다. 주변 개구는 각 섹터에 걸쳐 적어도 실질적으로 30°와 똑같게 연장되는 하나 이상의 마개(closure)를 가진다.
바람직한 실시예들에 따르면:
- 각 섹터의 마개(closure)는, 복합재의 스트립(strip) 접합, 시트 금속(sheet metal)의 스트립 용접 중에서 선택된 한 공법을 사용하여 형성되며, 그 뒤, 적절한 곡률의 이젝터가 파이프에 결합되고, 맞은편 연장 부분들을 견고하게 연결함으로써(rigid connection) 이젝터가 파이프에 고정되는데, 이 해결책들은 개방된 상태로 유지되는 주변 개구를 밀폐하고 상류 단부에서 이젝터를 수용하기(retaining) 위한 결부 탭(attachment tab)을 사용할 필요를 없애는 이점을 가지고;
- 동일한 연장선(extension)을 가진 2개의 밀폐 섹터(closed sector)는 중간 개방 섹터에 의해 분리되고, 상기 중간 개방 섹터는 주변 개구의 나머지 부분(rest)에 대해 일반적으로 직경 방향으로 맞은편에 배열되며(diametrically opposite);
- 두 밀폐 섹터들은 30° 내지 90° 사이의 각도로 연장되고 중간 개방 섹터는 30° 내지 60° 사이의 각도로 연장되며;
- 모든 밀폐 섹터들이 조합되었을 때, 개구의 차단부(interruption)는 실질적으로 30° 내지 270° 사이, 바람직하게는 60° 내지 180° 사이의 각도로 연장되고;
- 개방 섹터의 개수는 최대 5이다.
본 발명의 그 외의 세부사항, 특징 및 이점들은 첨부된 도면들을 참조하여 비-제한적인 방식으로 기술된 하기 설명을 읽음으로써 자명하게 될 것이다:
- 도 1은 종래 기술에 따른(이미 언급한) 가스 터빈의 후방 단부를 개략적으로 도시한 부분적인 세로 횡단면도;
- 도 2는 파이프와 굽어진 이젝터 사이의 주변 개구의 측면도로서, 본 발명에 따른 파이프/이젝터 개구의 국부 마개의 한 예가 제공되고;
- 도 3a 및 3b는 본 발명에 따라 각각 1개 및 2개의 밀폐 섹터를 형성하기 위해 파이프와 이젝터 사이가 결합된 파이프/이젝터 중첩 영역을 개략적으로 도시한 횡단면도;
- 도 4는 이젝터와 파이프 사이의 개방 섹터 영역을 개략적으로 도시한 세로 횡단면도;
- 도 5는 도 1에 따른 가스 터빈의 후방 단부를 도시한 부분적인 세로 횡단면도로서, 일차 흐름의 냉각을 위해 이차 흐름의 유입 위치에 따른 개구의 밀폐 섹션의 위치의 한 예가 제공되고;
- 도 6은 도 1에 따른 가스 터빈의 후방 단부를 도시한 부분적인 세로 횡단면도로서, 이젝터가 굽어졌을 때 개구의 밀폐 섹션의 위치의 한 예가 제공된다.
본 명세서에서, 용어 "세로방향의(longitudinal)"는 가스 터빈의 중심선을 따른 방향을 의미하고, 용어 "횡단방향의(transverse)"는 이 축에 대해 수직인 방향으로 정의되며, 용어 "반경방향의(radial)"는 상기 축으로부터 횡단 평면으로 연장되는 방향을 의미한다. 용어 "상류(upstream)" 및 "하류(downstream)"는 공기 흐름(air stream)이 최종적으로 파이프 내로 배출될 때까지 가스 터빈의 세로축을 따라 흐르는 공기 흐름의 전체적인 흐름 방향에 대한 위치에 관한 것이다. 예시된 예들에서, 헬리콥터는 가스 터빈에 의해 추진된다(propelled). 게다가, 동일한 도면부호는 이러한 요소들이 기술되는 통로를 가리킨다.
도 2에 도시된 주변 개구(1)의 측면도를 보면, 가스 터빈의 굽어진 이젝터(3)와 파이프(2) 사이에 상기 개구(1)의 국부 마개(local closure)의 한 예가 예시된다. 이러한 밀폐는, 파이프(2)에 결부되고 이젝터(3)의 상류 단부(30) 영역에서 이젝터(3)에 결부되어 상기 단부의 뿔-모양의 올라간 에지(raised edge)를 형성하는 부분(20)에 의해 구현된다. 상기 부분은 시트 금속 또는 복합재로 형성될 수 있다. 임의의 적절한 강성의 연결 수단, 가령, 용접, 접함 등도 사용될 수 있다.
이 예에서, 밀폐 부분(20)은 실질적으로 120°와 똑같은 각 섹터(angular sector)에 걸쳐 연장된다. 도 3a 및 3b에 예시된 또 다른 실시예들에 따르면, 밀폐 섹션(21)은 약 180°의 단일 섹터(21a)에 걸쳐 연장되거나(도 3a) 혹은 중심(C)에서 60°와 똑같은 각도를 가진 2개의 섹터(21b 및 21c)에 걸쳐 연장될 수 있다(도 3b). 밀폐 섹션(21a 및 21b-21c)은 개방 섹터(1a 및 1b-1c)와 상호보완적이다(complemented).
도 3에 따른 예에서, 밀폐 섹션(21b 및 21c)은 동일한 연장선(extension)을 가지며 중심(C)에서 약 60°와 똑같은 각도를 가진 중간 개방 섹터(1c)에 의해 분리되며(separated), 상기 중간 개방 섹터는 중심에서 약 180°의 각도를 가진 중간 섹터(1c)보다 더 큰 폭(amplitude)을 가진 주변 개구(1b)의 나머지 부분(rest)에 대해 전체적으로 직경 방향으로 맞은편에 배열된다(diametrically opposite). 구체적으로, 개방 섹터(1a, 1b 및 1c)는, 밑에서 기술되는 것과 같이, 신선한 공기의 이차 흐름(secondary flow)의 유입 위치에 따라 배열된 반경축(x'x) 주위에서 대칭으로 연장된다.
게다가, 파이프/이젝터 위치배열은 이젝터(3)와 파이프(2) 사이의 개방 섹터 영역에서 축(Y'Y)을 따라 세로방향의 횡단면이 도시된 도 4에 기하학적으로 예시된다. 두 상대 특징들은 이러한 기하학적 형태(geometry)에 따라 결정되는 것이 바람직하다:
- 파이프를 이젝터로부터 반경 방향으로 분리시키는 높이(h)에 대해, 파이프(2)의 단부와 이젝터(3)의 에지(30) 사이의 중첩 길이(Lr)는 1≤Lr/h≤15이고,
- 파이프(2)의 내부 유압 직경(Dhi)에 대한 높이(h)의 개방 크기는 3%≤h/Dhi≤12%이다.
보다 일반적으로, 주변 개구의 섹터들의 중심에서의 각도 및 위치는, 다음의 변수들 즉 자유 터빈(12)(도 1)의 유입부에서의 속도 및 공기 선회(air gyration), 엔진 베이(Mb)와 배출 흐름의 기하학적 형태, 및 이차 흐름의 유입부(E1a 및 E1b) 위치 및 기하학적 형태로부터, 일차 흐름(Fp)과 이차 흐름(Fs) 사이에서, 가령, 예컨대, 디지털 툴(digital tool)을 사용하여 모델링(modeling) 함으로써 상호작용의 상관관계(correlation of interaction)에 의해 결정된다. 따라서, 이러한 주변 개구는 상기 상관관계에 의해 식별된 각 섹터들에 걸쳐 밀폐된다(closed).
도 5의 부분적인 세로방향 횡단면을 보면, 가스 터빈의 후방 단부에 대한 주변 개구(1)의 밀폐 섹션(21)의 배열이 도시된다. 밀폐 섹션(21)은 적절한 곡률(curvature)로 이젝터(3)의 상류 단부(3a)로부터 "연속적으로(continuously)" 연장되고, 그 뒤, 파이프(2)에 결합된다. 상기 예에서, 이차 흐름(Fs)의 최종 공기 유입 통로(E1b)는 이러한 이차 흐름(Fs)이 이젝터(3)와 파이프(2) 사이의 개구(1) 내에 흡입될 때 똑같은 영역에서 반경 방향으로 배열된다. 이 경우, 섹션(21)은 엔진 베이(Mb)의 엔진 카울링(Mc)을 통해 이차 흐름(Fs)의 공기 유입 통로(E1b)의 반경 방향으로 맞은편에 위치된다.
일반적으로, "연속" 또는 이와 유사한 타입으로 연결되면, 이젝터와 파이프 사이에서, 특히 밀폐 섹션이 180°보다 더 넓게 연장될 때, 고정 탭(fixing tab)을 제거할 수 있는 이점이 있다.
도 6의 부분적인 세로방향 횡단면을 보면, 가스 터빈의 후방 단부는 굽어진 이젝터(3)를 포함한다. 밀폐 섹션(21)은 이젝터의 엘보우(33)에 의해 형성된 외측 곡률(Ce)의 상류 부분 위에 위치된 각 섹터에 걸쳐 연장된다.
본 발명은 본 명세서에 기술되고 예시된 실시예들에만 제한되지 않는다. 특히, 일차 흐름을 냉각시키기 위해 엔진 베이 내의 이차 흐름을 안내하도록(guide) 그 외의 다른 형상(configuration)들도 고려될 수 있다.
게다가, 자유 터빈 배출구에서의 공기 선회(gyration)는 파이프 유입부에서의 공기 선회를 결정하기 위한 기본적인 변수이다. 배출 가스의 흐름의 기하학적 형태는, 특히, 적어도 부분적으로 축방향으로 대칭인 파이프의 흐름 경로의 형상, 및 배출 흐름에서의 장애물(obstacle) 또는 브랜치(branch)의 존재 및 개수에 따른다. 파이프와 이젝터는 몇 개의 엘보우를 포함할 수 있으며, 이러한 엘보우의 개수와 위치도 고려해야 하는 요인들일 수 있다. 그 외에도, 변수로서 엔진 베이의 기하학적 형태에 대해서, 이차 흐름과 접촉하고 있는 벽 및 베이 내에서의 장애물의 존재, 뿐만 아니라 이차 흐름의 유입부 형상, 위치 및 개수도 고려하는 것이 유용할 것이다.

Claims (9)

  1. 가스 터빈으로부터 배출 가스를 배출하기 위한 방법으로서, 상기 가스 터빈은 엔진 베이(Mb) 및 고온 가스의 일차 흐름(Fp)을 배출하기 위한 파이프(2)를 포함하고 상기 엔진 베이를 통과하고 엔진 베이와 고온 가스의 일차 흐름을 냉각시키기 위해 신선한 공기의 이차 흐름(Fs)을 제공하기 위한 유입부(E1a,E1b)들을 가지며 엔진 베이(Mb) 내에 신선한 공기의 이차 흐름(Fs)을 제공하는 유입부를 포함하며, 상기 파이프(2)는 파이프와 함께 가스 배출 흐름을 형성하기 위해 결정된 중첩 비율(Lr/h)을 가지며 상기 파이프(2)를 둘러싸는 이젝터(3)에 의해 연장되고, 상기 파이프(2)와 이젝터(3) 사이에 주변 개구(1)가 형성되는, 가스 터빈으로부터 배출 가스를 배출하기 위한 방법에 있어서,
    상기 일차 흐름(Fp)을 엔진 베이(Mb) 내에 재유입시키기 위한 영역을 형성하는 주변 개구(1)의 하나 이상의 섹터(21; 21a, 21b, 21c)의 중심(C)에서의 각도 및 위치는, 파이프의 유입부에서 공기 선회 및 속도, 엔진 베이(Mb)와 배출 흐름의 기하학적 형태 및 이차 흐름(Fs)의 유입부(E1a,E1b)의 위치 및 기하학적 형태를 포함한 변수로부터 일차 흐름(Fp)과 이차 흐름(Fs) 사이에서 상호작용의 상관관계에 의해 결정되고, 상기 주변 개구(1)는 상기 상관관계에 의해 식별되는 각 섹터(21; 21a, 21b, 21c)들에 걸쳐 밀폐되며,
    상기 파이프(2)의 내부 유압 직경(Dhi)에 대한 주변 개구(1)의 높이(h)는 일차 흐름(Fp)이 재유입되는 것을 방지하기 위해 상기 파이프의 유입부에서 공기 선회, 배출 흐름의 기하학적 형태, 이차 흐름(Fs)의 유입부(E1a,E1b)의 기하학적 형태를 포함한 변수들을 기초하여 결정되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈으로부터 배출 가스를 배출하기 위한 방법.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서,
    주변 개구는 엔진 베이의 하나 이상의 이차 흐름 유입부의 적어도 부분적으로 직경 방향으로 맞은편으로 연장되는 하나 이상의 각 섹터에 걸쳐 밀폐되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈으로부터 배출 가스를 배출하기 위한 방법.
  4. 제1항에 있어서,
    이젝터는 가스 흐름의 배출부(outlet)를 변환시키기(divert) 위한 엘보우를 형성하며, 상기 엘보우의 축방향 위치와 상기 엘보우의 영역에서의 배출 흐름의 각도는 밀폐되어야 하는 섹터의 각도의 폭과 연관되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈으로부터 배출 가스를 배출하기 위한 방법.
  5. 제4항에 있어서,
    주변 개구는 이젝터의 엘보우에 의해 형성된 외측 곡률(Ce)의 상류 부분(21) 위에 위치된 하나 이상의 각 섹터에 걸쳐 밀폐되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈으로부터 배출 가스를 배출하기 위한 방법.
  6. 고온 가스의 일차 흐름을 위한 배출 파이프 및 엔진 베이를 포함하며, 제1항 또는 제3항 또는 제4항 또는 제5항에 따른 방법을 실행하도록 구성된 가스 터빈 배출 조립체로서, 상기 파이프는 주어진 세로방향 길이에 걸쳐 상기 파이프와 중첩되는 이젝터에 의해 연장되어 이젝터와 파이프 사이에서 주변 개구를 형성하고, 신선한 공기의 이차 흐름을 위한 유입부 통로는 엔진 베이와 중첩되는 엔진 카울링(engine cowling) 내에 배열되는, 가스 터빈 배출 조립체에 있어서,
    주변 개구는 각 섹터에 걸쳐 적어도 30°로 연장되는 하나 이상의 마개(closure)를 가지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 배출 조립체.
  7. 제6항에 있어서,
    각 섹터의 마개(closure)는, 복합재의 스트립 접합, 시트 금속의 스트립 용접 및 맞은편 연장 부분들을 견고하게 연결하여 이젝터가 파이프에 고정되는 기술 중에서 선택된 하나의 기술을 이용하여 형성되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 배출 조립체.
  8. 제7항에 있어서,
    동일한 연장선(extension)을 가진 2개의 밀폐 섹터(21b, 21c)는 중간 개방 섹터(1c)에 의해 분리되고, 상기 중간 개방 섹터는 주변 개구(1b)의 나머지 부분(rest)에 대해 직경 방향으로 맞은편에 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 배출 조립체.
  9. 제6항에 있어서,
    모든 밀폐 섹터들이 조합되었을 때, 개구의 차단부(interruption)는 30° 내지 270° 사이의 각도로 연장되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 배출 조립체.
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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3028888B1 (fr) * 2014-11-25 2016-12-09 Snecma Dispositif de refroidissement pour une turbomachine alimente par un circuit de decharge
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US20170283080A1 (en) * 2015-09-02 2017-10-05 Jetoptera, Inc. Winglet ejector configurations
EP4306789A3 (en) * 2015-09-02 2024-06-12 Jetoptera, Inc. Fluidic propulsive system
USD868627S1 (en) 2018-04-27 2019-12-03 Jetoptera, Inc. Flying car
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
CN108614920B (zh) * 2018-04-03 2021-10-12 同济大学 一种多台设备局部排风同时系数确定方法
RU2696521C1 (ru) * 2018-05-17 2019-08-02 Общество с ограниченной ответственностью "Газпром трансгаз Ухта" Способ снижения температуры воздуха в полости между коническим корпусом силовой турбины двигателя ал-31стн и внутренним корпусом улитки газоперекачивающего агрегата ц1-16л/76-1,44
US11105511B2 (en) * 2018-12-14 2021-08-31 General Electric Company Rotating detonation propulsion system
KR20200113593A (ko) * 2019-03-26 2020-10-07 이태준 배관 직결형 터보압축기
US11772783B2 (en) * 2020-05-19 2023-10-03 Lockheed Martin Corporation Turbine engine secondary ejector system
FR3143008B1 (fr) 2022-12-09 2024-11-01 Airbus Helicopters Aéronef muni d’un moteur et d’un conduit d’échappement autour d’une tuyère d’éjection du moteur

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005507044A (ja) * 2001-10-29 2005-03-10 プラット　アンド　ホイットニー　カナダ　コーポレイション 補助動力装置設備のための受動型冷却システム
US20050274117A1 (en) * 2004-06-10 2005-12-15 Honeywell International Inc. System & method for dumping surge flow into eductor primary nozzle for free turbine

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4018046A (en) * 1975-07-17 1977-04-19 Avco Corporation Infrared radiation suppressor for gas turbine engine
US4178760A (en) * 1976-12-02 1979-12-18 Filterwerk Mann & Hummel Gmbh Filter dust ejector and check valve arrangement in exhaust system of internal combustion engine
SU1804042A1 (ru) * 1991-03-28 1994-01-15 Киевский механический завод им.О.К.Антонова Система охлаждения теплообменника двигателя
US5265408A (en) * 1992-02-13 1993-11-30 Allied-Signal Inc. Exhaust eductor cooling system
US5628623A (en) * 1993-02-12 1997-05-13 Skaggs; Bill D. Fluid jet ejector and ejection method
US5655359A (en) * 1995-05-15 1997-08-12 The Boeing Company Passive cooling device and method for cooling an auxiliary power unit on an airplane
DE19619535C1 (de) * 1996-05-15 1997-10-30 Daimler Benz Aerospace Airbus Ejektor-Ölkühlsystem für ein Flugzeug-Hilfstriebwerk
US6092360A (en) * 1998-07-01 2000-07-25 The Boeing Company Auxiliary power unit passive cooling system
US6202413B1 (en) * 1999-02-04 2001-03-20 Cummins Engine Company, Inc. Multiple nozzle ejector for wastegated turbomachinery
US20060059891A1 (en) * 2004-09-23 2006-03-23 Honeywell International, Inc. Quiet chevron/tab exhaust eductor system
US7500353B2 (en) * 2005-10-25 2009-03-10 Honeywell International Inc. Eductor swirl buster
US8132755B2 (en) * 2006-06-09 2012-03-13 Bell Helicopter Textron Inc. Engine exhaust system with directional nozzle
DE102007061994B4 (de) * 2007-12-21 2016-11-03 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas
US8322126B2 (en) * 2008-05-23 2012-12-04 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine exhaust assembly
PT2133265E (pt) * 2008-06-10 2010-10-18 Agusta Spa Helicóptero

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005507044A (ja) * 2001-10-29 2005-03-10 プラット　アンド　ホイットニー　カナダ　コーポレイション 補助動力装置設備のための受動型冷却システム
US20050274117A1 (en) * 2004-06-10 2005-12-15 Honeywell International Inc. System & method for dumping surge flow into eductor primary nozzle for free turbine

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