Реактивная система двухконтурного турбореактивного двигателя
Реактивная система двухконтурного турбореактивного двигателя, включает, по меньшей мере, одно реактивное сопло с задней кромкой, установленное на самолете и содержащее верхнюю, нижнюю, внутреннюю боковую и наружную боковую кромки. Верхняя кромка находится спереди относительно нижней кромки, а наружная боковая кромка реактивного сопла находится спереди внутренней боковой кромки. Задняя кромка образует плоскость под углом относительно вертикального направления, находящимся в пределах от 5 до 15° и образует плоскость под углом относительно горизонтального направления, находящимся в пределах от 5 до 15°. Другое изобретение относится к реактивной системе двухконтурного турбореактивного двигателя с раздельно выходящими первичным потоком и вторичным потоком, содержащей сопло для первичного потока и сопло для вторичного потока, в которой, по меньшей мере, одно из двух сопел выполнено как указано выше. Еще одно изобретение - реактивная система двухконтурного турбореактивного двигателя со смешиваемыми первичным и вторичным потоками, в которой реактивное сопло для эжекции смешанного потока выполнено, как указано выше. Изобретения позволяют снизить шум турбореактивного двигателя самолета одновременно в двух направлениях, а именно под самолетом и в кабине самолета. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области летательных аппаратов, приводимых в движение, по меньшей мере, одним двухконтурным турбореактивным двигателем, закрепленным вблизи фюзеляжа, в частности под крылом или в хвосте, и касается средства для снижения шума, создаваемого двигателем.
Двухконтурный турбореактивный двигатель представляет собой двигатель с газовой турбиной, вращающей компрессор обтекаемой формы, как правило, установленный на входе. Воздушная масса, всасываемая двигателем, делится на концентричные первичный и вторичный потоки. Первичный поток направляется в первичный контур, где он опять сжимается, нагревается в камере сгорания, направляется на последовательные ступени турбин, затем выходит в первичном газовом потоке. Вторичный поток сжимается ступенью обтекаемого компрессора, затем выходит напрямую без нагрева. Оба потока могут выходить раздельно в виде двух концентричных потоков или смешиваться перед выходом в одном и том же канале. Одна или несколько ступеней первичного контура предназначены для приведения в движение компрессора. Турбореактивный двигатель установлен в гондоле, выполненной с возможностью максимального уменьшения аэродинамического лобового сопротивления. В случае двигателя с раздельным выходом первичного и вторичного потоков гондола содержит первую часть, охватывающую компрессор, и вторую часть, образующую обтекатель первичного контура. Каждый из двух кожухов заканчивается на выходе реактивным соплом выхода первичного и вторичного потоков. В случае смешивания потоков гондола образует только один наружный кожух, заканчивающийся общим реактивным соплом: внутри гондолы плоскость выхода первичного потока находится спереди относительно плоскости выхода смешанного потока.
Шум, создаваемый гражданскими авиационными двигателями с турбокомпрессором, имеет две основные причины: шум реактивной струи на выходе сопла и шум компрессора на входе. Настоящее изобретение касается шума, создаваемого реактивной струей на выходе сопла.
Шум, создаваемый самолетами, является отрицательным явлением, которое постоянно стремятся уменьшить. Этот шум особенно ощущается в фазах посадки и взлета в зонах, которые находятся недалеко от аэропортов и которые все больше заселяются. Уже было предложено много решений, в частности решение, описанное К. Висванатаном в статье AIAA 2004-2975 «A elegant concept for reduction of jet noise from turbofan engines» (Элегантная концепция снижения шума от струи двигателя с турбокомпрессором). Существенное снижение шума наблюдается в заднем направлении двухконтурного двигателя, когда плоскость выхода в сопле первичного контура имеет наклон в переднюю сторону. Эта плоскость соответствует плоскости, образованной свободным краем сопла. Она наклонена относительно плоскости, перпендикулярной к оси двигателя, под углом, достигающим 45°. Ось двигателя и ось газового потока совпадают.
Технической задачей настоящего изобретения является создание реактивной системы двухконтурного турбореактивного двигателя, которая обеспечит снижение шума, ощущаемого в пассажирском салоне самолета, одновременно со снижением шума сзади реактивного сопла под самолетом.
Поставленная задача решается путем создания реактивной системы двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего реактивное сопло, установленное на самолете и содержащее верхнюю кромку, нижнюю кромку, внутреннюю боковую кромку и наружную боковую кромку, при этом верхняя кромка находится спереди относительно нижней кромки, система характеризуется тем, что наружная боковая кромка реактивного сопла тоже находится спереди внутренней боковой кромки.
Как неожиданно выяснилось, эффект снижения шума может быть достигнут в двух направлениях, соответствующих плоскостям, проходящим через ось двигателя.
Предпочтительно задняя кромка образует плоскость под углом А1 относительно вертикали, находящимся в пределах от 5 до 15°. Такая конструкция соответствует снижению шума под самолетом. Она позволяет защитить находящиеся на земле зоны во время фаз посадки или взлета. Задняя кромка тоже образует плоскость под углом А2 относительно горизонтального направления, находящимся в пределах от 5 до 15°. Такая конструкция позволяет снизить шум, ощущаемый в кабине. Предпочтительно углы А1 и А2 равны.
Настоящее изобретение применяется для турбореактивного двигателя с раздельным выходом первичного и вторичного потоков, причем, по меньшей мере, одно из двух сопел имеет такую конструкцию.
Настоящее изобретение применяется также для турбореактивного двигателя со смешиваемыми первичным и вторичным потоками, причем такую конструкцию имеет реактивное сопло выхода смешанного потока.
Ниже следует более подробное описание предпочтительного варианта выполнения настоящего изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 изображает вид сбоку задней части гондолы известного турбореактивного двигателя;
Фиг.2 - вид сбоку снаружи задней части гондолы турбореактивного двигателя согласно изобретению;
Фиг.3 - вид сверху гондолы на фиг.2, установленной под крылом самолета согласно изобретению;
Фиг.4 - вариант выполнения изобретения для сопла со смешанными первичным и вторичным потоками, показан общий вид двигателя в три четверти вида сзади, часть кожуха вырезана согласно изобретению.
Известная гондола 1 (задняя часть схематично показана на чертеже) образует кожух турбореактивного двигателя (не показан) с расположенным на входе компрессором. На фиг.1 вход находится слева. В гражданских самолетах такой двигатель чаще всего подвешивают под крылом при помощи стойки, однако существуют и другие конфигурации, в которых двигатель закреплен на задней части фюзеляжа. Гондола имеет аэродинамический профиль, позволяющий максимально снизить лобовое сопротивление наружных и внутренних поверхностей. Согласно этому примеру речь идет о конструкции с раздельными потоками. Различают наружную цилиндрическую поверхность 2 гондолы, охватывающую компрессор, содержащую сопло 3 вторичного потока и имеющую заднюю кромку 3а. На выходе вторичного сопла находится обтекатель 5 первичного контура также цилиндрической формы, заканчивающийся соплом первичного потока 7 и кромкой 7а. В данном случае первичное сопло выполнено кольцевым вокруг конуса 9. Во время работы первичный и вторичный потоки являются концентричными и раздельными. Они соединяются только на выходе первичного сопла. Каждая из двух задних кромок 3а и 7а расположена в плоскости, перпендикулярной оси ХХ двигателя.
На фиг.2 и 3 показана конфигурация сопла в соответствии с настоящим изобретением. На фиг.2 задняя часть гондолы показана сбоку и снаружи, то есть в направлении фюзеляжа. На фиг.3 та же гондола показана сверху, например под крылом.
Как и в предыдущем случае, задняя часть гондолы содержит цилиндрический кожух 12 компрессора, заканчивающийся соплом 13 вторичного потока, ограниченным задней кромкой 13а. Кожух 15 первичного контура заканчивается соплом 17, ограниченным его задней кромкой 17а. В сторону выхода двигатель продолжен конусом 19.
Сопло вторичного потока 13 содержит верхнюю кромку 13s и нижнюю кромку 13i, определенные относительно горизонтальной плоскости, проходящей через ось ХХ двигателя. Различают также наружную боковую кромку 13ext и внутреннюю боковую кромку 13int, определенные относительно вертикальной плоскости, проходящей через ось ХХ двигателя. Вертикальное и горизонтальное направления следует рассматривать, когда двигатель установлен на самолете и самолет находится на земле. Внутреннее и наружное положения определяются относительно положения двигателя на самолете. Внутренней стороной является сторона, находящаяся рядом с фюзеляжем, наружной стороной является сторона, удаленная от фюзеляжа.
Для сопла первичного потока на чертеже используются соответствующие позиции: нижняя кромка 17i и верхняя кромка 17s, а также внутренняя боковая кромка 17int и наружная боковая кромка 17ext.
Согласно изобретению одно из двух сопел 13 и 17, например сопло вторичного потока 13, выполняют следующим образом.
Верхняя кромка 13s находится спереди относительно нижней кромки 13i. Когда задняя кромка 13а является плоской, как на фиг.2, эта плоскость наклонена вверх под определенным углом А1 относительно вертикали 0z. Предпочтительно этот угол находится в пределах от 5 до 15°; в частности, он составляет около 10°. Таким образом, нижняя часть имеет большую поверхность отражения звуковых волн вверх, когда самолет находится в полете.
Кроме того, наружная боковая кромка 13ext находится спереди относительно внутренней боковой кромки 13int. Когда задняя кромка 13а является плоской, она образует угол А2 относительно горизонтального направления 0y, перпендикулярного к оси ХХ (фиг.3). Предпочтительно этот угол находится в пределах от 5 до 15°; в частности, он составляет около 10°.
Оба угла А1 и А2 могут быть одинаковыми.
В примере на фиг.2 и 3 оба сопла 13 и 17 выполнены таким образом, чтобы задние кромки 13а и 17а ограничивали выходные плоскости 13а и 17а, параллельные между собой. Таким образом, для сопла 17 верхняя кромка 17s находится спереди относительно нижней кромки 17i. Кроме того, наружная боковая кромка 17ext находится спереди относительно внутренней боковой кромки 17int.
Возможны также другие варианты выполнения дополнительно к показанному на фиг.2 и 3. Например, изобретение может использоваться только для сопла компрессора, или только для сопла первичного потока, или выходные плоскости обоих сопел могут быть наклонены под разными углами.
Кроме того, этот вариант выполнения относится к соплам, задняя кромка которых находится только в одной плоскости. Однако изобретение охватывает также случаи, когда задняя кромка одного или другого или обоих сопел не находится только в одной плоскости. Например, сопло может иметь форму совка или определять, по меньшей мере, две разные плоскости, образующие между собой угол.
Внутреннюю поверхность сопла предпочтительно обрабатывают материалом, способным поглощать звуковые волны, что само по себе известно.
На фиг.4 показан другой вариант выполнения для гондолы со смешиванием первичного и вторичного потоков перед выходом.
Гондола 100 содержит кожух 112 компрессора. Внутри кожуха показан обтекатель 115 первичного контура, заканчивающийся соплом 117 первичного потока. Выход первичного потока внутри кожуха ограничен снаружи соплом 117 и изнутри центральным конусом 119. Цилиндрический кожух выполнен, начиная от компрессора до выхода сопла 117 первичного потока. Форма сопла 117 способствует, по меньшей мере, частичному смешиванию перед выходом первичного и вторичного потоков в общем сопле 113.
Изобретение применяется для сопла 113 для эжекции смеси первичного и вторичного потоков.
Так же как и для одного из сопел 13 или 17 предыдущего варианта выполнения, сопло 113 содержит, относительно направления движения самолета, верхнюю кромку 113s, находящуюся спереди относительно нижней кромки 113i. Наружная боковая кромка также находится спереди относительно внутренней боковой кромки 113int.
Выходная плоскость, образованная задней кромкой 113а, наклонена в ортогональной области 0xyz, с одной стороны, относительно вертикали 0z, проходящей через ось ХХ, под углом А1, с другой стороны, относительно горизонтали 0y под углом А2. Предпочтительно эти углы находятся в пределах от 5 до 15°; в частности, они составляют около 10°.
В данном случае задняя кромка 113а сопла 113 находится только в одной плоскости. Однако в рамках настоящего изобретения можно выполнять сопло таким образом, чтобы его задняя кромка не была плоской и чтобы она имела форму, например, совка.
1. Реактивная система двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего по меньшей мере одно реактивное сопло (13; 17; 113) с задней кромкой, установленное на самолете и содержащее верхнюю кромку (13s; 17s; 113s), нижнюю кромку (13i; 17i; 113i), внутреннюю боковую кромку (13int; 17int, 113int) и наружную боковую кромку (13ext; 17ext; 113ext), при этом верхняя кромка (13s; 17s; 113s) находится спереди относительно нижней кромки (13i; 17i), отличающаяся тем, что наружная боковая кромка (13ext; 17ext; 113ext) реактивного сопла тоже находится спереди внутренней боковой кромки (13int; 17int, 113int), при этом задняя кромка (13а; 17а; 113а) образует плоскость под углом А1 относительно вертикального направления, находящимся в пределах от 5 до 15°, и образует плоскость под углом А2 относительно горизонтального направления, находящимся в пределах от 5 до 15°.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что углы А1 и А2 равны.
3. Реактивная система двухконтурного турбореактивного двигателя с раздельно выходящими первичным потоком и вторичным потоком, содержащая сопло (17) для первичного потока и сопло (13) для вторичного потока, в которой, по меньшей мере, одно из двух сопел (13 и 17) выполнено по любому из пп.1-2.
4. Реактивная система двухконтурного турбореактивного двигателя со смешиваемыми первичным и вторичным потоками, в которой реактивное сопло (113) для эжекции смешанного потока выполнено по любому из пп.1-2.
