Воздухозаборник двухконтурного турбореактивного двигателя



Воздухозаборник двухконтурного турбореактивного двигателя
Воздухозаборник двухконтурного турбореактивного двигателя
Воздухозаборник двухконтурного турбореактивного двигателя
Воздухозаборник двухконтурного турбореактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2413657:

СНЕКМА (FR)

Воздухозаборник для капота турбореактивного двигателя с всасывающим патрубком спереди содержит верхнюю часть, нижнюю часть, внутреннюю (ближнюю к фюзеляжу самолета) боковую сторону (115int) и внешнюю боковую сторону (115ext), определяющие переднюю кромку (115) между внешней стенкой (111) капота и внутренней стенкой (113), образующей канал питания турбореактивного двигателя воздухом. Передняя кромка внешней боковой стенки (115ext) находится сзади по отношению к передней кромке внутренней боковой стороны (115int). Двухконтурный турбореактивный двигатель может оснащаться таким воздухозаборником. Изобретение позволяет уменьшить шум, воспринимаемый в кабине летательного аппарата, путем переноса конуса шума к внешней стороне. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Настоящее изобретение касается области летательных аппаратов, приводимых в движение, по меньшей мере, одним турбореактивным двигателем, установленным вблизи от фюзеляжа, в частности - под крылом, и предназначено для уменьшения шума от двигателя.

Звук, создаваемый гражданскими турбокомпрессорными двигателями, имеет два главных источника: звук от струи при выходе из сопла и шум от всасывающего патрубка в передней части. Настоящее изобретение касается шума, распространяющегося от двигателя к передней части аппарата.

Этот шум генерируется при наложении узкополосного и широкополосного спектров. Узкополосный спектр составлен из различных частот перехода лопаток (FPA) и различных частот вращения (FMR), а широкополосный спектр определяется турбулентным течением в двигателе.

Шум типа FPA, так же как и широкополосный шум при взлете и посадке, распространяются, главным образом, в зонах, окружающих аэропорты.

Шум типа FMR связан с ударной волной, генерируемой на околозвуковом режиме, на уровне передней кромки лопатки всасывающего патрубка и присутствует на всей фазе взлета, вплоть до режима полета. Шум этого типа одновременно воспринимается как на земле, так и в кабине летательного аппарата. Для обычного воздухозаборника FMR расходится на низкой частоте вперед по отношению к двигателю с направленностью максимума в пределах от 60 до 80° по отношению к оси двигателя. Таким образом, шум мало ослабляется стенкой фюзеляжа и передается к частям перед кабиной.

Турбореактивный двигатель помещен в капот, имеющий канал воздухозаборника, ориентированный по его оси, с передней, практически кольцевой кромкой, с аэродинамическим профилем, чтобы обеспечить подачу поступившего воздуха к двигателю. Чтобы ограничить шум двигателя по направлению к поверхности земли, предлагается использовать капоты, имеющие профиль входа скошенной формы. Плоскость входа в двигатель отклонена кзади удлинением нижней части канала воздухозаборника. Нижняя кромка находится впереди по отношению к плоскости обычного входа. Эта форма позволяет большей части шума, распространяющегося вперед, отразиться кверху. Для этого форма профиля входа может также иметь вид ковша. В любом случае форма определена таким образом, чтобы не было отрицательного влияния на параметры двигателя во время различных фаз полета. Таким способом изменяют границы конуса шума. В вертикальной плоскости часть угла при вершине снизу меньше, чем часть угла при вершине сверху в той же самой плоскости. Т.е. зона, скрытая каналом воздухозаборника, имеет большую длину в нижней части. Воздухозаборники, устроенные так, чтобы ослабить шум на уровне поверхности земли в течение фаз посадки или взлета, описаны, например, в патентах EP 823547, EP 1308387, EP 1071608 или US 3946830.

Этот способ ослабления шума не позволяет получить достаточный эффект для шума, воспринимаемого в кабине.

Технической задачей настоящего изобретения является создание простого способа ослабления шума, воспринимаемого в кабине летательного аппарата, расположенной спереди двигателя.

Таким образом, изобретение касается воздухозаборника для кожуха турбореактивного двигателя с всасывающим патрубком спереди, содержащего верхнюю, нижнюю, внутреннюю боковую и внешнюю боковую части, которые в совокупности определяют переднюю кромку смыкания внешней стенки кожуха и внутренней стенки, образующей канал питания турбореактивного двигателя воздухом, причем воздухозаборник характеризуется тем, что передняя кромка внешней боковой стороны находится сзади по отношению к передней кромке внутренней боковой стороны.

Внутренняя сторона и внешняя сторона определяются по отношению к положению кожуха на летательном аппарате: внутренняя сторона - та, что расположена около фюзеляжа, а внешняя сторона - та, что от него удалена. Передняя часть и задняя часть определены по отношению к направлению перемещения двигателя.

Изобретение позволяет уменьшить шум, воспринимаемый в кабине летательного аппарата, путем переноса конуса шума к внешней стороне.

Преимущественно, передняя кромка верхней части находится сзади по отношению к передней кромке нижней части. Также равным образом обеспечивается ослабление шума, воспринимаемого на поверхности земли в фазах полета вблизи от аэропорта.

Согласно предпочтительному способу реализации передняя кромка, объединяющая различные стороны входа, образует плоскость, отклоненную по отношению к оси двигателя.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием предпочтительного варианта воплощения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

фиг.1 изображает вид сбоку передней части кожуха известного турбореактивного двигателя;

фиг.2 - вид сбоку внешней стороны передней части кожуха турбореактивного двигателя согласно изобретению;

фиг.3 - вид сверху кожуха на фиг.2, закрепленного под крылом самолета, согласно изобретению;

фиг.4 - вид сбоку с внешней стороны передней части кожуха турбореактивного двигателя, передняя кромка которого не является плоской, согласно изобретению.

Капот 1 (фиг.1) образует оболочку двухконтурного турбореактивного двигателя (не показаны) с всасывающими патрубками спереди. На фиг.1 передняя часть находится с правой стороны. В гражданских самолетах двигатель установлен чаще всего под крылом при помощи пилона (не показан). Капот имеет аэродинамический профиль, чтобы сопротивление внешних и внутренних поверхностей было настолько мало, насколько это возможно, а также чтобы обеспечить обтекание воздухозаборника без турбулентности в различных фазах полета, особенно при взлете. Различают внешнюю поверхность 11 капота, внутреннюю поверхность 13 (показана штриховой линией) и кромку 15, формирующую поверхность соединения между обеими первыми. Эта кромка является передней кромкой. Канал подвода воздуха, ограниченный внутренней поверхностью 13, образует сужение позади передней кромки. Верхняя часть 15S передней кромки 15 и нижняя часть 15I по отношению к горизонтальной плоскости, проходящей по оси XX двигателя, также горизонтальна.

Капот 1 (фиг.1) имеет переднюю кромку, отклоненную кзади. Верхняя часть 15S короче по отношению к нижней части 15I. Преимущественно, передняя кромка расположена в одной плоскости, но она может иметь также неортоскопический профиль. Таким образом, нижняя часть имеет поверхность большей площади для отражения звуковых волн кверху, когда самолет в полете.

Величина угла А1 между плоскостью, образованной кромкой 15 и вертикальной плоскостью, ограничена риском отрыва струек воздуха, проникающих в канал воздухозаборника, именно на верхнюю часть. Считается, что угол А1 не должен превосходить по величине 15°.

На фиг.2 показан капот 110 согласно изобретению с внешней стороны по отношению к самолету (не показан), на котором он установлен. На фиг.3 показан капот 110 на виде сверху, установленный под крылом А1 (показано левое крыло самолета) на пилоне P.

Капот 110 имеет те же характеристики, что и капот 1, за исключением канала воздухозаборника. Капот 110 имеет внешние поверхности 111 и внутренние поверхности 113, кромку 115, являющуюся передней кромкой капота 110. В описываемом варианте осуществления передняя кромка нижней части 115I кромки 115 вдвинута вперед по отношению к передней кромке верхней части 115S.

Кожух имеет внешнюю боковую переднюю кромку 115Ext и внутреннюю боковую переднюю кромку 115int, которые расположены с одной и другой стороны от вертикальной плоскости, проходящей через ось двигателя. Определяют внешние и внутренние кромки по отношению к капоту летательного аппарата. Например, для кожуха, смонтированного на правой стороне летательного аппарата, внешняя передняя кромка - это правая передняя кромка кожуха, а внутренняя боковая передняя кромка - это левая передняя кромка капота.

Согласно изобретению внешняя передняя кромка 115ext находится сзади по отношению к внутренней передней кромке 115int. Это расположение позволяет получить еще большую поверхность отражения на внутренней стороне 113 внутренней боковой стороны канала воздухозаборника. Передняя кромка 115 находится в одной плоскости. Эта плоскость наклонена, таким образом, одновременно под углом А1 по отношению к правой вертикали Oz, проходящий через ось двигателя (фиг.2), и под углом A2 по отношению к правой горизонтали Oy, перпендикулярной оси двигателя (фиг.3). Углы могут быть равны в обоих случаях или различны. Изобретение включает в себя также случай, когда угол А1 равен 0°. Угол А1 преимущественно находится в пределах от 0 до 15°, а угол A2 преимущественно находится в пределах от 0 до 15°, угол 0° не приемлем.

На фиг.1-3 показан вариант выполнения, когда передняя кромка находится в одной плоскости. Изобретение включает в себя также случай, когда передняя кромка имеет форму ковша, или его части находятся, по меньшей мере, в двух различных плоскостях, или профиль передней кромки может быть более сложен. На фиг.4 представлен такой пример реализации.

Внутренние поверхности 113 или 113' канала входа преимущественно покрываются материалом, предназначенным поглощать звуковые волны. Профиль рукава входа на уровне передней кромки также выполнен с учетом аэродинамики, чтобы избежать отрыва струек воздуха, входящих во впускной канал.

1. Воздухозаборник для капота турбореактивного двигателя с всасывающим патрубком спереди, содержащий верхнюю часть (115S), нижнюю часть (115I), внутреннюю боковую сторону (115int) и внешнюю боковую сторону (115ext), определяющие переднюю кромку (115) между внешней стенкой (111) капота и внутренней стенкой (113), образующей канал питания турбореактивного двигателя воздухом, отличающийся тем, что передняя кромка внешней боковой стенки (115ext) находится сзади по отношению к передней кромке внутренней боковой стороны (115int).

2. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что передняя кромка верхней части (115S) находится сзади по отношению к передней кромке нижней части (115I).

3. Воздухозаборник по п.2, отличающийся тем, что передняя кромка (115) образует плоскость, отклоненную по отношению к оси двигателя.

4. Воздухозаборник по п.3, отличающийся тем, что указанная плоскость отклонена под углом А1 по отношению к вертикали, находящимся в пределах от 0 до 15°.

5. Воздухозаборник по любому из пп.3 или 4, отличающийся тем, что указанная плоскость отклонена под углом А2 по отношению к горизонтали, перпендикулярной оси XX двигателя, находящимся в пределах от 0 до 15°, причем угол 0° не приемлем.

6. Воздухозаборник по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что передняя кромка образует поверхность в форме ковша или имеет сложную форму.

7. Двухконтурный турбореактивный двигатель, воздухозаборник капота которого выполнен по любому из пп.1-6.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям. .

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям. .

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям. .

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

Изобретение относится к воздухозаборным каналам двигателей летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области энергетики, к устройствам для подготовки атмосферного воздуха газотурбинной установки и может быть использовано в различных климатических зонах.

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

Изобретение относится к области двигателестроения и может найти применение в лопатках водного устройства газотурбинного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу оптимизации компоновки авиационных двигателей силовой установки на воздушном судне. .

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. .

Изобретение относится к авиационному оборудованию. .
Наверх