Турбовентиляторный авиационный двигатель

 

Турбовентиляторный авиационный двигатель включает в себя вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, а также общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта. В реактивном сопле установлен акустический экран, наружной трактовой стенкой которого образован диффузорный кольцевой канал с трактовой стенкой сопла для потока воздуха вентилятора. Степень расширения диффузорного кольцевого канала акустического экрана с трактовой стенкой сопла составляет 1,055...4,255. Изобретение позволяет повысить шумоглушение струи турбовентиляторного авиационного двигателя со смешением потока газа из турбинного тракта и потока воздуха вентилятора, а также позволяет снизить вторичные потери и обеспечить оптимальный спектр шума струи. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам подавления шума турбовентиляторных авиационных двигателей.

Известно обладающее неизменяемой геометрией смесительно-эжекторное устройство подавления шума турбовентиляторного авиационного двигателя, содержащее смеситель, образованный волнообразными выступами, прикрепленный к выхлопному торцу двигателя и преобразующий вентиляторный и центральный потоки в смешанный выходной поток. За смесителем укреплено образованное неподвижными волнообразными выступами выходное сопло, которое имеет приспособление для ввода в выходной поток и перемешивания с ним атмосферного воздуха. Передний торец сопла расположен спереди от заднего торца смесителя, поэтому смеситель по крайней мере частично размещен в сопле. Сзади от сопла укреплен выхлопной бандаж. Двигатель, смеситель, сопло и бандаж последовательно расположены на одной линии [1].

Недостатком известного устройства является уменьшение полетной тяги и увеличение расхода топлива вследствие аэродинамических потерь давления от выступающих частей эжекторного устройства, излишнего веса двигателя и нарушения центровки самолета. Также недостатком устройства является увеличение стоимости двигателя и самолета, а также неоправданно высокие затраты на переоборудование эксплуатируемых самолетов для обеспечения требований по шуму главы 3 действующих норм ИКАО и главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года.

Известен хвостовой насадок для уменьшения шума и улучшения рабочих характеристик турбовентиляторного двигателя, который снабжен выпускным трактом, через который выходят центральный и вентиляторный газовые потоки. Хвостовой насадок, соединенный с выпускным трактом для улучшения рабочих характеристик и уменьшения шума двигателя, содержит выпускную часть, смеситель и сопло. Передний торец выпускной части насадка соединен с выпускным трактом двигателя. Между передним и задним торцами выпускной части расположен расширяющийся к заднему торцу проточный канал с внутренним диаметром d3 у переднего торца и d2 у заднего торца. Смеситель, по меньшей мере частично расположенный в выпускной части, обеспечивает перемешивание центрального и вентиляторного потоков между собой. Смешанный поток поступает от заднего торца смесителя в сопло насадка, образующее сплошной, не разделенный на части проточный канал, через который проходит весь смешанный поток. Передний торец сопла, соединенный с задним торцем выпускной части, имеет внутренний диаметр d2. Сопло суживается в направлении потока до диаметра d4 у заднего торца сопла. Величина d2 больше, чем d3 или d4. Отношение d2 и d3 составляет приблизительно 1,1. Таким образом, в проточном канале насадка, в месте соединения выпускной части с соплом, образован участок увеличенного внутреннего диаметра, уменьшающий шум потока и улучшающий рабочие характеристики двигателя. Задний торец смесителя выровнен относительно участка увеличенного диаметра, поэтому смеситель не выступает в полость сопла [2].

Недостатком известного устройства является неполное использование возможностей уменьшения шума выхлопной струи для обеспечения требований по шуму главы 3 действующих норм ИКАО и главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года. Это объясняется участком увеличенного внутреннего диаметра d2 хвостового насадка больше d3 или d4, отношение d2/d3 которых составляет ~1,1, что не обеспечивает торможения потока до уровня низкоскоростной (дозвуковой) струи. Большие габариты d2 не позволяют разместить двигатель в мотогондоле и увеличивают аэродинамическое сопротивление, а также нарушают центровку самолета.

Известно также устройство глушителя шума реактивного сопла, предназначенного для снижения суммарного уровня внешнего шума самолета при полете на малых высотах путем экранирования ядра турбинной струи как основного источника шума, которое отличается наличием и конструктивным выполнением за задним срезом турбинного сопла внешнего нижнего полукруглого цилиндрического экрана-отражателя, образования потоками пара испаряющейся рабочей жидкости (воды, азота или углекислого газа), вытекающих из множества мелких сопел, расположенных по внешней кромке среза мотогондолы, поглощающих и отражающих шум струи [3].

Недостатком известного устройства являются неоправданно высокие затраты на модернизацию двигателей, невозможность размещения полостей для рабочей жидкости в эксплуатируемых соплах, высокие затраты на транспортировку рабочих жидкостей, а также высокая вероятность трещинообразований перфорации при испарениях на трактовой стенке экрана, высокая степень засорения отверстий и низкая надежность конструкции.

Известен глушитель шума реактивного сопла газотурбинного двигателя для снижения суммарного уровня внешнего шума двигателя при взлете, посадке и полете самолета на малых высотах, путем экранирования высокоскоростного ядра горячей струи с помощью кольцевой малоскоростной пелены турбулентного смешения газов, действующей как акустический звукопоглощающий низкочастотный фильтр. Известное устройство реактивного сопла двигателя отличается наличием и конструктивным выполнением кольцевого кожуха из гофрированной панели с внутренним протоком газа, отбираемого от сопла, турбины или компрессора двигателя по мелким треугольным каналам и выпускаемого через множество мелких сопел, расположенных по периферии среза основного реактивного сопла. При этом образуется множество струй с наружной и внутренней зонами турбулентного смешения и звукопоглощающей пеленой по наружной границе горячей реактивной струи [4].

Недостатком известной конструкции является уменьшение тяги двигателя в полете и повышенный расход топлива из-за отборов воздуха от сопла, турбины или компрессора для создания кольцевой малоскоростной пелены турбулентного смешения газов. В известной конструкции трудно достичь оптимального спектра частот (высоких и низких) "настроенного" выхлопа струи турбинного тракта для обеспечения поглощения звука (по энергии), близкого к единице на режимах взлета и посадки, и обеспечения требований по шуму согласно главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является турбовентиляторный авиационный двигатель ПС-90А, включающий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, а также общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта [5].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является неполное использование возможностей более эффективного глушения шума и повышения запасов по шуму согласно главы 3 действующих норм ИКАО, при этом запасы по шуму (EPN ДБ) с двигателями ПС-90А составляют: 10,4 EPN ДБ для самолета ТУ-204; 8,7 EPN ДБ для самолета ТУ-204-100; 5,5 EPN ДБ для самолета ТУ-214; 5,3 EPN ДБ для самолета ИЛ-96-300. Известно, что значительное снижение шума двигателя и самолета происходит в результате уменьшения скорости реактивных струй (шум пропорционален восьмой степени скорости струи). Других эффективных методов глушения шума до сих пор не найдено, поскольку шум образуется уже вне двигателя - при смешении струи с возмущенным потоком воздуха, образующимся за двигателем. При этом в общем шуме турбовентиляторного авиационного двигателя появляется пропорциональный величине расхода воздуха шум вентилятора. Однако этот шум на пути его распространения к выходу из силовой установки эффективно поглощается с помощью звукопоглощающих конструкций.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении шумоглушения струи турбовентиляторного авиационного двигателя со смешением потока газа из турбинного тракта и потока воздуха вентилятора путем размещения в реактивном сопле смесительно-диффузорного устройства подавления шума струи в виде акустического экрана, наружной трактовой стенкой которого с трактовой стенкой сопла образован диффузорный кольцевой канал для потока воздуха вентилятора и обеспечения истечения дозвуковой низкоскоростной струи, коаксиально охватывающей поток газа из турбинного тракта, уже разбавленной воздухом вентиляторного тракта посредством смесителя, а также оптимизации степени расширения диффузорного кольцевого канала для обеспечения запасов по шуму самолетов с двигателями ПС-90А согласно главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года. Также технической задачей является снижение вторичных потерь и обеспечение оптимального спектра шума струи, обеспечивающей более эффективное акустическое зонирование окрестностей аэропортов.

Сущность технического решения заключается в том, что в турбовентиляторном авиационном двигателе, включающем вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, а также общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, согласно изобретению в реактивном сопле установлен акустический экран, наружной трактовой стенкой которого образован диффузорный кольцевой канал с трактовой стенкой сопла для потока воздуха вентилятора, при этом степень расширения диффузорного кольцевого канала акустического экрана с трактовой стенкой сопла составляет 1,055...4,255. Входная часть акустического экрана расположена концентрично или коаксиально трактовой стенке сопла. Выходная часть акустического экрана в поперечном сечении реактивного сопла образована поверхностью двойной кривизны. Выходной торец акустического экрана образован поверхностью двойной кривизны. Выходной торец акустического экрана расположен выше по потоку от выходного торца реактивного сопла на расстоянии Т=(0,015...0,155) L или D, где L - расстояние между входным и выходным торцами акустического экрана в направлении вдоль оси вращения турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части акустического экрана. Входной торец акустического экрана расположен от выходного торца смесителя ниже по потоку в пределах зон К=(0,007...0,555) L или D, где L - расстояние между входным и выходным торцами акустического экрана в направлении вдоль оси вращения турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части акустического экрана.

Установка в реактивном сопле акустического экрана, наружной трактовой стенкой которого образован диффузорный кольцевой канал с трактовой стенкой сопла для потока воздуха вентилятора, позволяет более эффективно и с минимальными потерями давления глушить шум в самом двигателе за счет смешения потоков газа из турбинного тракта и потоков воздуха вентилятора в смесителе, а далее с последующим смешением этого потока с потоком воздуха вентилятора, образованного этим диффузорным кольцевым каналом в сопле.

При степени расширения кольцевого канала акустического экрана с трактовой стенкой сопла, составляющей 1,055...4,255, обеспечивается торможение потока воздуха вентилятора до скоростей от 120 до 50 м/сек соответственно, при этом обеспечивается средняя скорость между скоростью основного смешанного смесителем потока (горячего), выходящего из основного сопла, и скоростью наружного воздуха, обтекающего мотогондолу двигателя. Для обеспечения оптимального спектра частот (высоких и низких) “настроенного” выхлопа струи турбинного тракта и обеспечения поглощения звука (по энергии), близкого к единице на режимах взлета и посадки, при минимальных потерях давления отношение площадей стенок диффузорного кольцевого канала, образованного наружной трактовой стенкой акустического экрана и трактовой стенкой сопла к площади внутренних трактовых стенок акустического экрана, которые в заявляемом изобретении выполняют функции трактовых стенок сопла, составляет (0,633...0,699)√10, где √10 - акустический параметр диффузорного кольцевого канала для потока воздуха вентилятора, соответствующий логарифмическому масштабу 5 децибелл (EPN ДБ).

Расположение входной части акустического экрана концентрично или коаксиально трактовой стенке сопла обеспечивает равномерную в поперечном проходном сечении эпюру скоростей и давлений, а следовательно, равномерную эпюру скоростей и давлений на срезе сопла и повышает точность "настройки" диффузорного кольцевого канала по спектрам высоких и низких частот.

Образование выходной части акустического экрана в поперечном сечении реактивного сопла поверхностью двойной кривизны, а также образование выходного торца акустического экрана поверхностью двойной кривизны позволяет диффузорному каналу, образованному наружной трактовой стенкой акустического экрана, выполнять функции смесителя, что обеспечивает принудительное (вторичное) смешение потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, уже перемешанного в основном смесителе. Определенный выбор поверхностей двойной кривизны обеспечивает изменение вектора тяги по оптимальным требованиям на высоких и низких скоростях самолета и оптимальное акустическое зонирование окрестностей аэропортов по спектрам высоких и низких частот. Кроме того, такое выполнение акустического экрана повышает ресурс экрана при работе реверса тяги, предотвращает флаттер, а также улучшает характеристики по спектрам шума струи.

Расположение выходного торца акустического экрана выше по потоку от выходного торца реактивного сопла на расстоянии Т=(0,015...0,155) L или D, где L - расстояние между входным и выходным торцами акустического экрана в направлении вдоль оси вращения турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части акустического экрана, обеспечивает косой срез диффузорного кольцевого канала, направленный коаксиально или концентрично внутрь потока из расположенного выше смесителя. Определенный выбор углов косого среза обеспечивает изменение вектора тяги по оптимальным требованиям на высоких и низких скоростях самолета и оптимальное акустическое зонирование окрестностей аэропортов по спектрам шума струи.

Расположение входного торца акустического экрана от выходного торца смесителя ниже или выше по потоку в пределах зон К=(0,007...0,555) L или D, где L - расстояние между входным и выходным торцами акустического экрана в направлении вдоль оси вращения турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части акустического экрана, обеспечивает расширение диапазона поглощения звука в диапазоне частот 1000...7000 Гц дискретных гармоник тонального шума вентилятора, шума струи и суммарного шума двигателя. Это объясняется теорией глушения шума в каналах с импедансными границами, ламинаризацией обтекания турбулентных потоков, демпфированием пограничного слоя и снижением внутренних потерь.

На фиг.1 - изображен общий вид двигателя.

На фиг.2 - поперечное сечение А-А на фиг.1 на выходе сопла.

На фиг.3 - вариант акустического экрана в сопле с вырезами и двойной кривизной на выходе экрана.

На фиг.4 - поперечное сечение Б-Б на фиг.3 на выходе сопла.

Турбовентиляторный авиационный двигатель включает вентилятор 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4, турбину низкого давления 5, смеситель 6 на выходе турбинного тракта 7, а также общее реактивное сопло 8 для потока воздуха 9 вентилятора 1 и потока газа 10 из турбинного тракта 7. В реактивном сопле 8 установлен акустический экран 11, наружной трактовой стенкой 12 которого образован диффузорный кольцевой канал 13 с трактовой стенкой 14 сопла 8 для потока воздуха 9 вентилятора 1. Степень расширения диффузорного кольцевого канала 13 акустического экрана 11 с трактовой стенкой 14 сопла 8 составляет 1,055...4,255. Степень расширения диффузорного кольцевого канала 13 определяется отношением кольцевой площади 15 косого среза, т.е. площади, проходящей через выходной торец 16 сопла 8 и выходной торец 17 акустического экрана 11, к площади 18, проходящей через входной торец 19 акустического экрана 11 в нормальном сечении к трактовой стенке 14 сопла 8. Входная часть, т.е. входной торец 19 акустического экрана 11, расположена концентрично или коаксиально трактовой стенке 14 сопла 8. Выходная часть 20 акустического экрана 11 в поперечном сечении реактивного сопла 8 образована поверхностью двойной кривизны. Выходной торец 17 акустического экрана 11 образован поверхностью двойной кривизны и расположен выше по потоку 9, 10 от выходного торца 16 реактивного сопла 8 на расстоянии Т=(0,015...0,155) L или D, где L - расстояние между входным торцом 19 и выходным торцом 17 акустического экрана 11 в направлении вдоль оси вращения 21 турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части, т.е. входного торца 19 акустического экрана 11. Входной торец 19 акустического экрана 11 расположен от выходного торца 22 смесителя 6 ниже по потоку 9, 10 на расстоянии К=(0,007...0,555) L или D, где L - расстояние между входным торцом 19 и выходным торцом 17 акустического экрана 11 в направлении вдоль оси вращения 21 турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части, т.е. входного торца 19 акустического экрана 11. Кроме того, на фиг.1 изображено: поз.23 - трактовая стенка внутренняя акустического экрана, поз.24 - конус турбинного тракта.

Турбовентиляторный авиационный двигатель работает следующим образом. Определяющим параметром спектра шума для двигателя являются пики тонального шума вентилятора 1 и шум струи. Звуковое давление ~150...160 дБ, генерируемое дискретными гармониками тонального шума вентилятора 1 в условиях высокоскоростного потока ~200 м/сек, потока воздуха 9 вентилятора 1 воспринимается лепестковым смесителем 6. Полость на выходе турбинного тракта 7 до среза 16 сопла 8, ограниченная внутренней стенкой 23 акустического экрана 11 и конусом 24 турбинного тракта, образует смесительную камеру. Во время работы двигателя потоки воздуха 9 вентилятора 1 и газа 10 из турбинного тракта 7, обтекая лепестки смесителя 6, деформируются. При этом увеличивается площадь соприкосновения потока воздуха 9 с потоком газа 10 и глубина их взаимного проникновения. Это приводит к интенсивному перемешиванию потоков 9, 10 в смесительной камере на выходе турбинного тракта 7, выравниванию параметров реактивной струи на выходе 20 сопла 8, к увеличению тяги и снижению шума двигателя. При этом часть потока воздуха 9 вентилятора 1, проходя сквозь диффузорный кольцевой канал 13, тормозится от скоростей потока ~200 м/сек до 120...50 м/сек, образуя пелену высокотурбулентного потока струи, охватывающей перемешанное смесителем 6 ядро центральной струи потоков 9, 10. При степени расширения диффузорного кольцевого канала 13, составляющего 1,055...4,255, обеспечивается коэффициент поглощения звука (по энергии), близкий к единице, при этом происходит многократно уменьшаемое акустическим экраном 11 резонансное затухание косых отраженных волн, генерируемых смесителем 6, внутренней трактовой стенкой 23 акустического экрана 11 в турбинном тракте 7, которое усиливается косым срезом 15 между выходным торцом 17 акустического экрана 11 и выходным торцом 16 основного сопла 8.

Таким образом, предлагаемая конструкция повышает эффективность шумоглушения струи в турбовентиляторном авиационном двигателе и запасы по шуму согласно главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года.

Источники информации

1. Патент US №5440875, F 02 К 3/02, 15.08.1995 г.

2. Патент US №5722233, F 02 K 1/38, 03.03.1998 г.

3. Патент US №3618701, F 01 N 1/14, B 64 D 33/06, 09.11.1971 г.

4. Патент US №3599749, F 01 N 1/14, B 64 D 33/06, 17.08.1971 г.

5. Авиадвигатели мира (Jane s AERO-ENGINES), 2001 г., УДК 629.73 А22, ПС-90А, стр.241-242 - прототип.

Формула изобретения

1. Турбовентиляторный авиационный двигатель, включающий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, а также общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, отличающийся тем, что в реактивном сопле установлен акустический экран, наружной трактовой стенкой которого образован диффузорный кольцевой канал с трактовой стенкой сопла для потока воздуха вентилятора, при этом степень расширения диффузорного кольцевого канала акустического экрана с трактовой стенкой сопла составляет 1,055-4,255.

2. Турбовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входная часть акустического экрана расположена концентрично или коаксиально трактовой стенке сопла.

3. Турбовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выходная часть акустического экрана в поперечном сечении реактивного сопла образована поверхностью двойной кривизны.

4. Турбовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выходной торец акустического экрана образован поверхностью двойной кривизны.

5. Турбовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выходной торец акустического экрана расположен выше по потоку от выходного торца реактивного сопла на расстоянии Т=(0,015÷0,155) L или D, где L - расстояние между входным и выходным торцами акустического экрана в направлении вдоль оси вращения турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части акустического экрана.

6. Турбовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входной торец акустического экрана расположен от выходного торца смесителя ниже по потоку на расстоянии К=(0,007÷0,555) L или D, где L - расстояние между входным и выходным торцами акустического экрана в направлении вдоль оси вращения турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части акустического экрана.

РИСУНКИ