Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой



Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой
Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой
Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой
Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой
Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой
Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой
Гондола летательного аппарата (варианты) с улучшенной обработкой шумов и летательный аппарат, оснащенный такой гондолой

 


Владельцы патента RU 2454556:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН (САС) (FR)

Гондола летательного аппарата содержит канал для газового потока, ограниченный двумя концентрическими внутренней и внешней стенками, закрытыми, по меньшей мере, частично, покрытием для поглощения части звуковой энергии. На части длины канала, между внутренней и внешней стенками, расположена, по меньшей мере, одна распорка. Профиль двух стенок распорки содержит, по меньшей мере, одну вогнутую часть для увеличения количества отражений акустического луча на покрытии, предназначенном для поглощения части звуковой энергии. В другом варианте гондолы летательного аппарата канал для газового потока представляет собой вторичный канал двигательной установки. Еще одно изобретение группы относится к летательному аппарату, содержащему один из вариантов указанной выше гондолы. Изобретения позволяют повысить эффективность глушения шума в канале двигательной установки. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение относится к устройству, позволяющему улучшить эффективность акустических обработок в канале двигательной установки летательного аппарата.

На фиг.1 поз.10 изображена силовая установка летательного аппарата, называемая также турбореактивным двигателем, связанная соединительными средствами с летательным аппаратом, в частности пилоном 12 под крылом 14. Двигательная установка содержит двигатель 16, включающий, с одной стороны, вентилятор с ротором 18, снабженным лопастями, и статором 20, снабженным лопатками, и, с другой стороны, первичный канал 22, в котором по ходу потока 24 воздуха размещены ступени компрессора 26, камера сгорания 28 и ступени турбины 30. Двигатель 16 расположен в гондоле 32, которая содержит перед вентилятором воздухозаборник 34, а на выходе статора вентилятора - вторичный канал 36.

По меньшей мере, одна распорка 38, называемая также ответвлением, связывает, обычно, двигатель и гондолу, размещаясь между внутренней стенкой 40 и внешней стенкой 42 вторичного канала, при этом упомянутая распорка образует перегородку во вторичном канале 36, расположенную по ходу потока 24 воздуха и в радиальном направлении.

В соответствии с вариантом осуществления двигательная установка содержит две радиальных распорки 38 и 38′, размещенных в вертикальной плоскости в угловых положениях, соответственно верхнем на 12 часов и нижнем на 6 часов, при этом упомянутые распорки образуют два ответвления, разделяющих вторичный канал 36 на два параллельных С-образных в поперечном разрезе двигателя канала. Обычно, верхнее ответвление 38 переходит в пилон 12 в случае размещения двигательной установки под крылом для усиления связи между двигателем и остальной частью летательного аппарата.

Каждое ответвление содержит первую поверхность, называемую левой поверхностью 44, и вторую поверхность, называемую правой поверхностью 46.

В соответствии с известным уровнем техники ответвления 38 имеют приближенные к плоским поверхности 44 и 46 и имеют размеры в зависимости от механических и аэродинамических напряжений таким образом, чтобы не оказывать отрицательного влияния на рабочие характеристики двигательной установки.

Шум, создаваемый двигательной установкой 10, состоит, с одной стороны, из шума струи, производимого снаружи каналов вследствие смешивания различных потоков воздуха и выхлопных газов, и, с другой стороны, шума, производимого внутренними частями, так называемым внутренним шумом, производимым вентилятором, компрессорами, турбинами и сгоранием, который распространяется внутри каналов.

Каким бы ни был источник шума, акустическое поле образуется в канале в форме комбинации «элементарных звуков», называемых модами, причем каждая мода распространяется вдоль канала по особым направлениям. Почти все моды распространяются, вращаясь в канале, отражаясь на внутренних и внешних стенках рассматриваемого канала и стенках ответвлений. В качестве примера на фиг.2 и 3 изображен акустический луч 48, связанный с данной модой, который распространяется во вторичном канале 36 с двумя отражениями 50.1 и 50.2 на внутренней 40 и внешней 42 стенках, отражением 50.3 на левой поверхности верхнего ответвления, за которым следуют два отражения 50.4, 50.5 на внутренней 40 и внешней 42 стенках перед выходом из канала.

Для ограничения звуковых шумов вблизи аэропортов международные нормы становятся все более и более жесткими для звуковых излучений.

Уже были предложены разработки для уменьшения внутреннего шума, в частности, путем наложения покрытий в области стенок каналов и ответвлений для поглощения части звуковой энергии, в том числе с использованием принципа резонаторов Гельмгольца. Известна гондола летательного аппарата, описанная в документе GB 1284341, которая содержит кольцевой канал 16, по которому течет газовый поток. Внутренняя и внешняя стенки канала содержат элементы для поглощения звуковой энергии. Согласно этому документу упомянутая гондола содержит изогнутую направляющую лопатку, которая отражает звуковые волны в направлении элементов для снижения уровня шума двигателя. Каждая изогнутая направляющая лопатка содержит левую стенку с выпуклым профилем и правую стенку с вогнутым профилем.

Однако внутренний шум, вызываемый, в основном, шумом вентилятора, большая часть которого распространяется во вторичном канале и направляется к выходу из канала, остается преобладающим источником шума, несмотря на использование акустических покрытий, в частности, по причине ограниченного количества отражений акустических лучей на упомянутых покрытиях.

Таким образом, настоящее изобретение направлено на устранение недостатков известного уровня техники путем предложения устройства, позволяющего повысить эффективность акустических обработок в канале двигательной установки летательного аппарата.

Для достижения этой цели объектом изобретения является устройство для улучшения эффективности акустической(их) обработки(ок) в гондоле летательного аппарата, содержащей канал (22, 36), в котором течет газовый поток, причем упомянутый канал (22, 36) ограничен двумя, по существу, концентрическими в внутренней (40) и внешней (42) стенками, закрытыми, по меньшей мере, частично, покрытием для поглощения части звуковой энергии, отличающейся тем, что она содержит, по меньшей мере, одну распорку (38, 38′), размещенную, по меньшей мере, на части длины канала (22, 36) между упомянутыми внутренней и внешней стенками (40, 42), а также тем, что профиль двух стенок (44, 46), по меньшей мере, одной упомянутой распорки (38, 38) содержит по меньшей мере одну вогнутую часть для увеличения количества отражений акустического луча на покрытии, предназначенном для поглощения части звуковой энергии.

Также объектом изобретения является гондола летательного аппарата, содержащая, с одной стороны, канал (36), называемый вторичным, в котором течет газовый поток, при этом упомянутый канал (36) ограничен двумя, по существу, концентрическими внутренней (40) и внешней (42) стенками, закрытыми, по меньшей мере, частично, покрытием для поглощения части звуковой энергии, и, с другой стороны, по меньшей мере, одну распорку (38, 38), проходящую в радиальной плоскости, на, по меньшей мере, части длины упомянутого канала (36), отличающаяся тем, что профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) упомянутой, по меньшей мере, одной распорки (38, 38′) выполнен с возможностью увеличения количества отражений акустического луча на покрытии, предназначенном для поглощения части звуковой энергии.

Преимущественно профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) содержит, по меньшей мере, одну вогнутую часть.

Также профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) содержит, по меньшей мере, одну выпуклую часть.

Стенка (44, 46) распорки (38, 38′) содержит акустическое покрытие, предназначенное для поглощения части звуковой энергии.

Также объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий гондолу, описанную выше.

Такая компоновка позволяет улучшить эффективность акустической обработки и получить лучшее уменьшение звука вдоль канала.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

- фиг.1 изображает продольный разрез в вертикальной плоскости силовой установки,

- фиг.2 изображает вид в перспективе задней части силовой установки, иллюстрирующий траекторию акустического луча с ответвлениями в соответствии с известным уровнем техники,

- фиг.3 изображает вид сзади силовой установки, иллюстрирующий траекторию акустического луча с ответвлениями в соответствии с известным уровнем техники,

- фиг.4 изображает вид в перспективе задней части силовой установки, иллюстрирующий траекторию акустического луча с ответвлениями по изобретению,

- фиг.5 изображает вид сзади силовой установки, иллюстрирующий траекторию акустического луча с ответвлениями по изобретению,

- фиг.6А изображает вид сзади, иллюстрирующий ответвление по варианту изобретения, и

- фиг.6В изображает вид сзади, иллюстрирующий ответвление в соответствии с другим вариантом изобретения.

На фиг.1 поз.10 представлена силовая установка летательного аппарата, называемая также турбореактивным двигателем, связанная соединительными средствами с летательным аппаратом, в частности пилоном 12 под крылом 14 летательного аппарата.

Однако изобретение не ограничено таким расположением, силовая установка может быть соединена с другой частью летательного аппарата с использованием других различных соединительных средств.

В соответствии с вариантом осуществления силовая установка 10 содержит, с одной стороны, двигатель 16 с, с одной стороны, вентилятором, включающим в себя ротор 18, снабженный лопастями, и статор 20, снабженный лопатками, и, с другой стороны, первичный канал 22, в котором размещены по ходу потока 24 воздуха, обычно называемого газовым потоком, компрессорные ступени 26, камера 28 сгорания и турбинные ступени 30. Двигатель 16 размещен в гондоле 32, которая имеет перед вентилятором воздухозаборник 34 и вторичный канал 36 на выходе статора вентилятора.

Для связи двигателя с гондолой предусмотрена, по меньшей мере, одна распорка 38, называемая также ответвлением, проходящая между внутренней стенкой 40 и внешней стенкой 42 второго канала, причем упомянутая распорка образует перегородку во вторичном канале, размещенную по направлению потока 24 воздуха и в радиальном направлении.

В соответствии с вариантом осуществления двигательная установка содержит две радиальных распорки 38 и 38′, расположенные в вертикальной плоскости в угловых положениях, соответственно верхнем на 12 часов и нижнем на 6 часов, причем упомянутые распорки образуют два ответвления, разделяющих вторичный канал на два параллельных канала С-образной формы в поперечном сечении двигателя. Как правило, верхнее ответвление 38 переходит в пилон 12, в случае размещения двигательной установки под крылом, для усиления связи между двигателем и остальной частью летательного аппарата.

Каждое ответвление содержит первую поверхность, называемую левой поверхностью 44, и вторую поверхность, называемую правой поверхностью 46.

Размещение ответвлений 38 может быть различным. Таким образом, силовая установка может содержать три ответвления, размещенные под 120°, либо любое другое размещение ответвлений.

Взаимодействие потока воздуха с вентилятором производит шум, называемый шумом вентилятора, который распространяется далее во вторичный выпускной канал, а также в воздухозаборник, и который распространяется далее во всех направлениях на выходе из упомянутого канала. Настоящее изобретение направлено на улучшение обработки вентиляторного шума. Кроме того, оно может быть использовано и для других шумов, таких, например, как шум, вызванный горением, или шум, вызванный взаимодействием потока со ступенями турбин или компрессоров.

Независимо от источника шума акустическое поле структурируется в канале в форме комбинации «элементарных звуков», называемых модами, при этом каждая мода распространяется вдоль канала по особым направлениям. Почти все моды распространяются, вращаясь в канале, описывая, примерно, примерно спиральные траектории и отражаясь на внутренней и внешней стенках рассматриваемого канала и на стенках ответвлений.

Изобретение направлено, в особенности, на уменьшение восприятия на земле шума двигателя, в частности шума вентилятора силовой установки, содержащей, по меньшей мере, одну выхлопную трубу. Оно может касаться и шумов сгорания, и турбины, если, по меньшей мере, одна распорка встроена в соответствующий канал.

Обычно, внутренняя стенка 40 и/или внешняя стенка 42 закрыты, по меньшей мере, частично, покрытием для поглощения части звуковой энергии, в том числе, с использованием принципа резонаторов Гельмгольца. Это покрытие детально не описывается, так как известно специалисту в этой области техники.

В соответствии с изобретением, по меньшей мере, одна стенка, по меньшей мере, одного ответвления 38 имеет профиль, позволяющий увеличить количество отражений на, по меньшей мере, одной из внутренних 40 или внешних 42 стенок вторичного канала 36 и/или, по меньшей мере, одной из стенок самого ответвления, если последнее обработано, в частности, если оно содержит покрытие, предназначенное для поглощения части звуковой энергии для улучшения эффективности акустической(их) обработки(ок).

Обычно, в одном и том же ответвлении левая и правая стенки, по существу, симметричны. Тем не менее, левая и правая стенки могут иметь различный профиль и/или изменяющийся по длине ответвления профиль в направлении потока 24.

В соответствии с вариантами, по меньшей мере, одна из стенок, по меньшей мере, одного ответвления, в частности та, на которой отражается, по меньшей мере, одна звуковая волна, содержит покрытие, предназначенное для поглощения части звуковой энергии подобно внутренней или внешней стенкам вторичного канала. Тем не менее, стенки ответвлений могут не содержать никакого покрытия для поглощения части звуковой энергии.

Далее, для упрощения описания левая и правая стенки ответвлений являются, по существу, симметричными.

В соответствии с первым вариантом, изображенным на фиг.4, 5 и 6А, профиль стенок разработан таким образом, чтобы увеличить количество отражений на стенке или стенках 40 и/или 42 вторичного канала 36, особенно в области зон, содержащих акустическое покрытие, по меньшей мере, после одного отражения на упомянутом ответвлении. В связи с тем, что эффективность акустической обработки повышается с количеством отражений, устройство по изобретению позволяет улучшить эффективность акустической обработки и получить лучшее уменьшение звука вдоль канала.

Предпочтительно в соответствии с такой конфигурацией профиль стенок является вогнутым или содержит, по меньшей мере, одну изогнутую вогнутую часть.

В качестве примера на фиг.4, 5 изображен акустический луч 52, соответствующий данной моде, который распространяется во вторичном канале 36 с двумя отражениями 54.1 и 54.2 на внутренней 40 и внешней 42 стенках, с одним отражением 54.3 на левой поверхности 44 верхнего ответвления, сопровождающегося многочисленными отражениями 54.4, 54.5, 54.6 и 54.7 на внутренней 40 и внешней 42 стенках перед выходом из канала.

На фиг.6А изображена другая конфигурация, в которой акустический луч 56 дважды отражается на ответвлении 38. Таким образом, акустический луч 56 распространяется во вторичном канале 36 с первым отражением 58.1 на ответвлении, за которым следует отражение 58.2 на одной из стенок вторичного канала 36 и второе отражение 58.3 на ответвление, затем многочисленные отражения 58.4, 58.5 на внутренней 40 и внешней 42 стенках перед выходом из канала.

В соответствии с другим вариантом, изображенным на фиг.6В, профиль стенок разработан таким образом, чтобы улавливать акустическую энергию путем многочисленных отражений между ответвлением и одной из внутренней или внешней стенок вторичного канала. Такая конфигурация является тем более эффективной, что стенка вторичного канала и/или ответвления содержит под прямым углом к отражающим зонам покрытие, предназначенное для поглощения части звуковой энергии.

Предпочтительно в соответствии с такой конфигурацией профиль стенок является выпуклым или содержит, по меньшей мере, одну изогнутую выпуклую часть.

В качестве примера на фиг.6В изображен акустический луч 60, соответствующий заданной моде, которая распространяется во вторичном канале 36 с попеременными отражениями на ответвление и на одной из стенок вторичного канала.

Профиль ответвления может содержать, по меньшей мере, одну вогнутую часть и/или, по меньшей мере, одну выпуклую часть.

Во всех случаях изобретение, по существу, не создает увеличения массы, в противовес устройствам из известного уровня техники, которые вызывают увеличение массы летательного аппарата, в той мере, что используется уже существующий элемент.

В качестве альтернативы можно было бы добавить перегородки, проходящие в радиальных или не радиальных плоскостях, по меньшей мере, на части длины вторичного канала, позволяющие увеличить отражения на, по меньшей мере, одной из стенок упомянутого канала с целью получения лучшего уменьшения шума без того, чтобы упомянутые перегородки осуществляли конструктивную функцию, подобную ответвлениям 38.

Как вариант изобретение может быть использовано в первичном канале.

Наконец, тогда, когда наиболее приемлемая геометрия ответвления зависит от направления распространения акустического поля в канале и, следовательно, от мод, составляющих это поле, геометрия ответвления может быть рассчитана для обработки определенных мод, в особенности, наиболее доминирующих, в частности тех, которые образованы так называемым спектральным шумом при переходной частоте вращающихся частей, а также их гармоник.

1. Гондола летательного аппарата, содержащая канал (22, 36), в котором течет газовый поток, причем упомянутый канал (22, 36) ограничен двумя, по существу, концентрическими внутренней (40) и внешней (42) стенками, закрытыми, по меньшей мере, частично, покрытием для поглощения части звуковой энергии, отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере, одну распорку (38, 38), размещенную, по меньшей мере, на части длины канала (22, 36) между упомянутыми внутренней и внешней стенками (40, 42), а также тем, что профиль двух стенок (44, 46), по меньшей мере, одной упомянутой распорки (38, 38) содержит по меньшей мере одну вогнутую часть для увеличения количества отражений акустического луча на покрытии, предназначенном для поглощения части звуковой энергии.

2. Гондола летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) содержит, по меньшей мере, одну выпуклую часть.

3. Гондола летательного аппарата по одному из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что стенка (44, 46) распорки (38, 38) содержит акустическое покрытие, предназначенное для поглощения части звуковой энергии.

4. Гондола летательного аппарата, содержащая, с одной стороны, канал (36), называемый вторичным, в котором течет газовый поток, при этом упомянутый канал (36) ограничен двумя, по существу, концентрическими внутренней (40) и внешней (42) стенками, закрытыми, по меньшей мере, частично, покрытием для поглощения части звуковой энергии и, с другой стороны, по меньшей мере, одну распорку (38, 38′), проходящую в радиальной плоскости, на, по меньшей мере, части длины упомянутого канала (36), отличающаяся тем, что профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) упомянутой, по меньшей мере, одной распорки (38, 38′) выполнен с возможностью увеличения количества отражений акустического луча на покрытии, предназначенном для поглощения части звуковой энергии.

5. Гондола летательного аппарата по п.4, отличающаяся тем, что профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) содержит, по меньшей мере, одну вогнутую часть.

6. Гондола летательного аппарата по п.4, отличающаяся тем, что профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) содержит, по меньшей мере, одну выпуклую часть.

7. Гондола летательного аппарата по п.5, отличающаяся тем, что профиль, по меньшей мере, одной стенки (44, 46) содержит, по меньшей мере, одну выпуклую часть.

8. Гондола летательного аппарата по одному из пп.4-7, отличающаяся тем, что стенка (44, 46) распорки (38, 38′) содержит акустическое покрытие, предназначенное для поглощения части звуковой энергии.

9. Летательный аппарат, содержащий гондолу по одному из предыдущих пунктов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. .

Изобретение относится к технике глушения шума компрессорных станций и испытательных боксов для газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и может быть использовано при изготовлении звукопоглощающих устройств турбореактивных двигателей. .

Изобретение относится к глушителям шума энергетических установок и может быть использовано в осевых компрессорах энергетических и приводных (газоперекачивающих) газотурбинных установок.

Изобретение относится к технологии изготовления многослойных панелей из полимерных композиционных материалов и может быть использовано при изготовлении звукопоглощающих конструкций авиадвигателей.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, точнее - к двигателям со звукопоглощающими конструкциями. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам шумоподавления. .

Изобретение относится к акустической панели, обладающей, по меньшей мере, одной изменяющейся характеристикой

Изобретение относится к соединительной структуре корпуса турбины с корпусом подшипника работающего на отработавших газах турбокомпрессора согласно ограничительной части п.1 формулы изобретения и работающему на отработавших газах турбокомпрессору согласно ограничительной части п.11 формулы изобретения

Звукопоглощающая выхлопная труба турбомашины содержит перфорированную внутреннюю оболочку, образующую проточный канал выхлопной трубы, сплошную внешнюю оболочку, сердечник и каркас. Внутренняя и внешняя оболочки образуют между собой пространство, закрытое на переднем и заднем концах. Сердечник расположен между внутренней и внешней оболочками, на расстоянии от них, и содержит слой, рассеивающий звуковую энергию, состоящий из полых шариков, которые удерживаются рядом друг с другом. Каркас содержит передний и задний участки, соединенные вместе продольными элементами. Каркас поддерживает сердечник и разделяет его на множество ячеек, заполненных полыми шариками, удерживаемыми между двумя перфорированными структурами. Каркас прикреплен к внешней оболочке и внутренней оболочке посредством, по меньшей мере, одного из переднего и заднего участков каркаса. Изобретение позволяет повысить эффективность звукопоглощения выхлопной трубы без увеличения массы ее конструкции. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Система теплозащитного экрана с элементом для теплозащитного экрана имеет большое количество смежно расположенных на несущей структуре элементов теплозащитного экрана. Элемент теплозащитного экрана закреплен на несущей структуре при помощи по меньшей мере одного крепежного винта в предусмотренном в несущей структуре средстве для привинчивания. Средство для привинчивания оснащено конусообразным элементом для вхождения винта, в который может быть установлен или введен крепежный винт. Также объектом изобретения является элемент для установки винта в системе теплозащитного экрана, являющийся составной частью системы теплозащитного экрана. Также заявлен способ монтажа системы теплозащитного экрана, описанного выше, по которому элемент теплозащитного экрана при вертикальном относительно несущей структуры перемещении в процессе монтажа устанавливается в свое, предусмотренное между соседними элементами теплозащитного экрана на несущей структуре, положение. Далее крепежные винты устанавливаются в соответствующий конусообразный элемент для вхождения винта и ввинчиваются в предусмотренное в несущей структуре средство для привинчивания. Также объектом изобретения является использование системы теплозащитного экрана для образования теплозащитного экрана. Изобретение позволяет упростить монтаж системы теплозащитного экрана на стенке камеры сгорания. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к конструкции с сотовым заполнителем для использования в несущей панели гондолы турбореактивного двигателя самолета, являющейся акустической панелью. Конструкция содержит блок с сотовым заполнителем, выполненный с центральной частью, содержащей срединные сотовые ячейки, и с двумя боковыми частями, содержащими каждая множество соединительных сотовых ячеек. Часть соединительных сотовых ячеек имеет одну дополнительную стенку для образования соединения. Блок или блоки соединены между собой одной соединительной зоной, полученной путем пробивания двух наложенных друг на друга дополнительных стенок, которыми снабжены соединительные сотовые ячейки, принадлежащие разным боковым частям. Достигается простота изготовления зоны соединения, надежность. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Составной узел для конструкций, обдуваемых выхлопными газами реактивного двигателя, содержит трубчатый элемент и гофрированную перегородку. Гофрированная перегородка расположена в трубчатом элементе, состоит из множества направленных в разные стороны изгибов, соединенных один с другим, и проходит в продольном направлении трубчатого элемента. Трубчатый элемент и гофрированная перегородка выполнены из керамического матричного композитного материала. Стеночная составная структура для конструкций, обдуваемых выхлопными газами реактивного двигателя, содержит стеночный элемент и множество упомянутых выше составных узлов, расположенных на стеночном элементе. Каждый составной узел расположен в продольном направлении стеночного элемента и рядом с другим составным узлом. При изготовлении составного узла для конструкций, обдуваемых выхлопными газами реактивного двигателя, формуют из керамического матричного композитного материала трубчатый элемент и гофрированную перегородку, состоящую из множества направленных в разные стороны изгибов, соединенных один с другим. Отверждают гофрированную перегородку и трубчатый элемент. Устанавливают гофрированную перегородку внутрь трубчатого элемента для получения составного узла таким образом, что изгибы гофрированной перегородки проходят в продольном направлении упомянутого трубчатого элемента. Группа изобретений позволяет обеспечить возможность составному узлу выдерживать температуру выхлопных газов авиационного двигателя без сокращения срока его службы и увеличения веса конструкции. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к энергетике. Система форсунок, включающая, по меньшей мере, две раздельные, расположенные рядом форсунки, каждая из которых включает, по меньшей мере, одну камеру сгорания и один головной торец, который включает, по меньшей мере, устройство впрыска топлива и устройство внутреннего воздушного смешивания топлива, причем каждая форсунка включает колпачок с боковой и верхней стороной, причем, по меньшей мере, верхняя сторона колпачка расположена в направлении потока перед головным торцом, за счет чего между верхней стороной колпачка и головным торцом образуется форкамера форсунки, причем, по меньшей мере, две форкамеры форсунок включают акустическое соединение. Также представлена газовая турбина с системой форсунок согласно изобретению. Изобретение позволяет демпфировать термоакустические колебания или полностью предотвратить их возникновение. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх