Турбореактивный двигатель с пониженным испусканием шума для летательного аппарата



Турбореактивный двигатель с пониженным испусканием шума для летательного аппарата
Турбореактивный двигатель с пониженным испусканием шума для летательного аппарата
Турбореактивный двигатель с пониженным испусканием шума для летательного аппарата
Турбореактивный двигатель с пониженным испусканием шума для летательного аппарата
Турбореактивный двигатель с пониженным испусканием шума для летательного аппарата
Турбореактивный двигатель с пониженным испусканием шума для летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2451814:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН (САС) (FR)

Двухконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата содержит гондолу, кольцевой канал холодного потока, наружный обтекатель вентилятора и множество утолщений вблизи выпускного отверстия канала холодного потока. Гондола снабжена наружным обтекателем и включает вентилятор и центральный генератор. Наружный обтекатель вентилятора ограничивает кольцевой канал холодного потока со стороны наружного обтекателя гондолы. Кромка выпускного отверстия холодного потока образует заднюю кромку упомянутой гондолы и определена наружным обтекателем гондолы и наружным обтекателем вентилятора, сходящимися навстречу друг другу. Каждое утолщение выступает в упомянутый кольцевой канал холодного потока и имеет выпуклую поверхность, а также две плоские боковые поверхности, которые проходят продольно по отношению к турбореактивному двигателю. Выпуклая поверхность и боковые поверхности утолщения придают ему приблизительно прямоугольное сечение, которое проходит в направлении, параллельном продольной оси. Изобретение позволяет повысить эффективность снижения шума турбореактивного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к турбореактивному двигателю с пониженными испусканиями шума для летательного аппарата.

Известно, что позади двухконтурного турбореактивного двигателя, установленного на летательном аппарате, сверхзвуковой холодный поток, протекающий в направлении ниже по потоку от упомянутого турбореактивного двигателя, приходит в соприкосновение с внешним аэродинамическим воздушным потоком упомянутого турбореактивного двигателя. Поскольку скорости упомянутого холодного потока и упомянутого воздушного потока отличаются друг от друга, это приводит к взаимопроникающему струйному срезу, который вырабатывает шум, известный на авиационном языке как «шум струи».

В дополнение, в результате отсутствия непрерывности статического давления между внешним давлением и давлением на выходе из сопла этот сверхзвуковой холодный поток вызывает последовательность интервалов сжатия-расширения (колебаний скорости), которые действуют как усилители шума и производят шум, известный на авиационном языке как «шум интервалов ударного возмущения» («shock cell noise»), этот англоязычный термин «шум интервалов ударного возмущения» является широко признаваемым.

Для того чтобы ослаблять шум, испускаемый позади двухконтурного турбореактивного двигателя, уже была приведена в действие идея модификации задней части сопла холодного потока. Например, уже были предложены удлинение упомянутого сопла назад с использованием «шевронов» (например, см. US 4284170 и US 6360528) или формирование задней части упомянутого сопла в виде «волнистых приливов» (например, см. GB 2160265, US 4786016 и US 6082635).

Помимо того обстоятельства, что эти известные сопла требуют определенных специальных форм, которые, в общем, увеличивают себестоимость, массу и лобовое сопротивление, должно быть указано, что, хотя они эффективны в снижении шума струи созданием турбулентности, которая способствует тому, чтобы холодный поток и внешний аэродинамический воздушный поток смешивались, они имеют всего лишь весьма ограниченный эффект снижения шума интервалов ударного возмущения.

Еще один источник, документ EP-1703114, описывает турбореактивный двигатель с пониженным шумом, в котором множество утолщений распределено по периферии выпускного отверстия холодного потока, выступающих в это отверстие, каждое из упомянутых утолщений образует сужение, за которым следует расширение, присоединенное к кромке упомянутого выпускного отверстия холодного потока.

Задача настоящего изобретения состоит в том, чтобы усовершенствовать такие утолщения, чтобы предоставить возможность не только ослабления шума струи, но также и снижения шума интервалов ударного возмущения.

Для этой цели согласно изобретению двухконтурный турбореактивный двигатель для летательного аппарата, содержащий вокруг своей продольной оси:

- гондолу, снабженную наружным обтекателем гондолы и содержащую вентилятор, формирующий холодный поток, и центральный генератор, формирующий горячий поток;

- кольцевой канал холодного потока, созданный вокруг упомянутого центрального генератора горячего потока;

- наружный обтекатель вентилятора, ограничивающий упомянутый кольцевой канал холодного потока со стороны упомянутого наружного обтекателя гондолы;

- выпускное отверстие холодного потока, у которого кромка, которая образует заднюю кромку упомянутой гондолы, определена упомянутым наружным обтекателем гондолы и упомянутым наружным обтекателем вентилятора, сходящимися навстречу друг другу, пока они не встречаются; и

- поблизости от упомянутого выпускного отверстия холодного потока, множество утолщений, распределенных по периферии упомянутого наружного обтекателя вентилятора, выступающих в упомянутый кольцевой канал холодного потока и образующих, для упомянутого холодного потока, сужение, за которым следует расширение, присоединенное к кромке упомянутого выпускного отверстия холодного потока,

примечателен тем, что каждое утолщение имеет выпуклую поверхность, образующую упомянутое сужение и упомянутое расширение, и две плоских боковых поверхности, которые проходят продольно по отношению к упомянутому турбореактивному двигателю, упомянутая выпуклая поверхность и упомянутые боковые поверхности придают упомянутому утолщению по меньшей мере приблизительно прямоугольное сечение, которое проходит в направлении, параллельном упомянутой продольной оси.

В силу настоящего изобретения периферия упомянутого холодного потока, на выходе соответствующего сопла, подвергается разделению на отдельные струи с разными ориентациями и разными структурами, согласно тому, проходят ли упомянутые струи через утолщения или через продольные каналы между упомянутыми утолщениями. Более точно, струи холодного потока, проходящие по упомянутым продольным каналам, имеют направление, которое продолжает наружный обтекатель вентилятора и, на кромке упомянутого выпускного отверстия холодного потока, получают ускорение величиной, равной номинальной величине для сопла. Напротив, струи холодного потока, которые проходят через утолщения, направлены наружу, продолжая упомянутое расширение, и проникают в аэродинамический воздушный поток вокруг турбореактивного двигателя. В дополнение, на кромке упомянутого выпускного отверстия, они могут получать ускорение, во многом превосходящее упомянутое номинальное ускорение вследствие большего расширения, вызванного упомянутыми утолщениями.

Более того, вследствие наличия упомянутых плоских боковых поверхностей, много срезов формируется между струями холодного потока, проходящими по утолщениям, и струями, проходящими по упомянутым продольным каналам, таким образом, вызывая формирование вихрей, которые способствуют перемешиванию между внешним аэродинамическим воздушным потоком и упомянутым холодным потоком. Ориентация упомянутых плоских боковых поверхностей, например, может быть радиальной по отношению к упомянутому турбореактивному двигателю.

Таким образом, упомянутые утолщения согласно настоящему изобретению:

- привносят радиальную неоднородность в поле давления холодного потока на выпуске из сопла вентилятора, то есть локально расстраивают структуру упомянутого холодного потока, вызывая, позади турбореактивного двигателя, уменьшение интенсивности интервалов ударного возмущения, а потому амплитуды колебаний скорости; и, одновременно,

- способствуют перемешиванию между холодным потоком и аэродинамическим воздушным потоком вокруг турбореактивного двигателя, приводя к снижению шума струи.

Утолщения согласно настоящему изобретению, поэтому, способны одновременно оказывать влияние как на турбулентность (источник шума), так и на интервалы ударного возмущения (которые усиливают этот шум).

Предпочтительно упомянутые утолщения равномерно распределены по периферии упомянутого наружного обтекателя вентилятора. Они также могут иметь периферийную ширину, равную толщине упомянутых продольных каналов.

Упомянутые утолщения могут быть сконфигурированы с упомянутым наружным обтекателем вентилятора для того, чтобы формировать его неотъемлемую часть. Однако, преимущественно, упомянутые утолщения являются компонентами, которые добавляются на и присоединяются к упомянутому наружному обтекателю вентилятора. Таким образом, согласно изобретению можно совершенствовать не только турбореактивные двигатели, которые находятся в процессе изготовления, но также и те, которые построены ранее.

Фигуры прилагаемых чертежей облегчат понимание того, каким образом может быть воплощено изобретение. На этих чертежах идентичные позиции обозначают подобные элементы.

Фиг.1 изображает, в схематическом осевом разрезе, усовершенствованный турбореактивный двигатель согласно настоящему изобретению.

Фиг.2 иллюстрирует, на увеличенном частичном схематическом виде, заднюю часть сопла холодного воздуха турбореактивного двигателя по фиг.1.

Фиг.3 - схематический и частичный вид сзади сопла по фиг.2, если смотреть в направлении стрелки III по фиг.1 и 2.

Фиг.4 схематично иллюстрирует процесс, в силу которого утолщения, согласно настоящему изобретению улучшают смешивание потока на выпуске из сопла холодного потока.

Фиг.5 схематично иллюстрирует процесс, в силу которого утолщения, согласно настоящему изобретению, разрушают структуру холодного потока.

Фиг.6 - график, показывающий, для известного двигателя и для этого же самого известного двигателя, усовершенствованного в соответствии с изобретением, колебание давления Р позади упомянутого двигателя в зависимости от расстояния d вдоль его оси.

Двухконтурный турбореактивный двигатель 1, с продольной осью L-L и показанный на фиг.1, содержит гондолу 2, ограниченную снаружи наружным обтекателем 3 гондолы.

Гондола 2 содержит, в передней части, воздухозаборник 4, снабженный передней кромкой 5, а в задней части воздуховыпускное отверстие 6, снабженное задней кромкой 7.

Внутри упомянутой гондолы 2 расположены:

- вентилятор 8, направленный к воздухозаборнику 4 и способный формировать холодный поток 9 для турбореактивного двигателя 1;

- центральный генератор 10, содержащий, известным образом, компрессоры низкого давления и высокого давления, камеру сгорания и турбины низкого давления и высокого давления, и формирующий горячий поток 11 упомянутого турбореактивного двигателя 1; и

- кольцевой канал 12 холодного воздуха, созданный вокруг центрального генератора 10, между внутренним обтекателем 13 вентилятора и наружным обтекателем 14 вентилятора.

Наружный обтекатель 14 вентилятора образует сопло для холодного потока и сужается, к задней части турбореактивного двигателя 1, к упомянутому наружному обтекателю 3 гондолы для того, чтобы формировать с ним кромку 7 упомянутого отверстия 6, которая, поэтому, составляет выпускное отверстие холодного потока.

Поблизости от упомянутого выпускного отверстия 6 холодного потока 9 турбореактивный двигатель 1 содержит множество утолщений 20 (см. фиг.2 и 3), равномерно распределенных по периферии наружного обтекателя 14 вентилятора. Утолщения 20 выступают в кольцевой канал 12 холодного потока и, между собой, ограничивают продольные каналы 21. Предпочтительно утолщения 20 являются компонентами, которые добавлены на и прикреплены к упомянутому наружному обтекателю 14 вентилятора любым известным средством (не изображено), таким как сварка, соединение болтами и т.д.

Каждое утолщение 20 имеет выпуклую поверхность 22, образующую, для холодного потока 9, сужение 22С, направленное вперед, за которым следует расширение 22D, направленное назад. В дополнение задняя часть каждого расширения 22D присоединена к задней кромке 7 отверстия 6.

Как может быть видно на фиг.2 и 3, каждое утолщение 20 содержит две плоские боковые поверхности 20L, идущие продольно по отношению к турбореактивному двигателю 1, а выпуклая поверхность 22 и упомянутые боковые поверхности 20L придают каждому утолщению 20 по меньшей мере приблизительно прямоугольное сечение, которое проходит в направлении, параллельном упомянутой продольной оси L-L.

Плоские боковые поверхности 20L могут быть радиальными, то есть в таком случае такими, что их плоскости проходят через упомянутую продольную ось L-L. В дополнение периферийная ширина l20 утолщений 20 может быть равной периферийной ширине l21 продольных каналов 21.

Когда летательный аппарат (не изображен), который несет турбореактивный двигатель 1, движется вперед, аэродинамический воздушный поток V обтекает вокруг гондолы 2 в соприкосновении с наружным обтекателем 3 гондолы (см. фиг.1 и 4). Более того, как проиллюстрировано фиг.4, на периферии холодного потока 9 струи 9.20 этого потока проходят по утолщениям 20, тогда как другие струи 9.21 упомянутого холодного потока проходят между упомянутыми утолщениями, через продольные каналы 21.

Конечно, на выпуске из отверстия 6 задней кромки струи 9.21 направлены в продолжение наружного обтекателя 14 вентилятора, тогда как струи 9.20 направлены в качестве продолжения расширений 22D утолщений 20. Таким образом, струи 9.20 пересекают аэродинамический воздушный поток V быстрее, чем струи 9.21. Это имеет следствием лучшее проникновение холодного потока 9 в аэродинамический воздушный поток V, а потому лучшее смешивание последнего с упомянутым холодным потоком 9. Поэтому шум струи снижается.

Более того, как проиллюстрировано фиг.5, струи 9.20 холодного потока 9, проходящие по сужениям-расширениям 22C-22D, на задней кромке 7, получают ускорение, во многом превосходящее ускорение у струй 9.21, проходящих по продольным каналам 21, между утолщениями 20. Фиг.5 изображает, на виде сверху, утолщение 20 с частью наружного обтекателя 14 вентилятора, окружающей его, и заштрихованные области одинакового ускорения холодного потока 9 (эти области одинакового ускорения являются результатом испытания, и чем выше ускорение, тем темнее область).

Разность ускорений струй 9.20 и 9.21 на выпуске из отверстия 6 означает, что, по меньшей мере на периферии, холодный поток 9 подвергается разрушению структуры, что означает, что шумящие интервалы ударного возмущения уменьшаются.

Данное следствие показано на фиг.6.

Фиг.6 изображает результат испытаний на турбореактивном двигателе, установленном на самолете дальнего действия. Фиг.6 является графиком, показывающим колебания давления Р позади турбореактивного двигателя в зависимости от расстояния d от него.

Кривая 23, показанная сплошной линией на фиг.6, соответствует упомянутому турбореактивному двигателю, усовершенствованному в соответствии с изобретением прикреплением 36 равномерно распределенных утолщений 20 на периферии выпускного отверстия его наружного обтекателя вентилятора, с тем чтобы обеспечивать то же самое количество продольных каналов 21, с одинаковой периферийной шириной упомянутых утолщений, каждое из последних имеет длину порядка 200 мм.

Напротив, кривая 24, показанная пунктирной линией на фиг.6, соответствует такому же турбореактивному двигателю, не усовершенствованному в соответствии с изобретением.

При сравнении кривых 23 и 24 можно видеть, что настоящее изобретение обеспечивает снижение амплитуды этих колебаний давления приблизительно на 20%.

1. Двухконтурный турбореактивный двигатель для летательного аппарата, содержащий вокруг своей продольной оси:
- гондолу, снабженную наружным обтекателем гондолы и содержащую вентилятор, формирующий холодный поток, и центральный генератор, формирующий горячий поток;
- кольцевой канал холодного потока, созданный вокруг упомянутого центрального генератора горячего потока;
- наружный обтекатель вентилятора, ограничивающий упомянутый кольцевой канал холодного потока со стороны упомянутого наружного обтекателя (3) гондолы;
- выпускное отверстие холодного потока, у которого кромка, которая образует заднюю кромку упомянутой гондолы, определена упомянутым наружным обтекателем гондолы и упомянутым наружным обтекателем вентилятора, сходящимися навстречу друг другу, пока они не встречаются; и
- поблизости от упомянутого выпускного отверстия холодного потока множество утолщений, распределенных по периферии упомянутого наружного обтекателя вентилятора, выступающих в упомянутый кольцевой канал холодного потока и образующих, для упомянутого холодного потока, сужение, за которым следует расширение, присоединенное к кромке упомянутого выпускного отверстия холодного потока,
в котором каждое утолщение имеет выпуклую поверхность, образующую упомянутое сужение и упомянутое расширение, и две плоские боковые поверхности, которые проходят продольно по отношению к упомянутому турбореактивному двигателю, упомянутая выпуклая поверхность и упомянутые боковые поверхности придают упомянутому утолщению по меньшей мере приблизительно прямоугольное сечение, которое проходит в направлении, параллельном упомянутой продольной оси.

2. Турбореактивный двигатель по п.1, в котором упомянутые утолщения равномерно распределены по периферии упомянутого наружного обтекателя вентилятора.

3. Турбореактивный двигатель по п.1,
в котором периферийная ширина утолщений равна периферийной ширине продольных каналов между упомянутыми утолщениями.

4. Турбореактивный двигатель по п.1,
в котором упомянутые утолщения являются компонентами, которые добавляются на и присоединяются к упомянутому наружному обтекателю вентилятора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к изготовлению смесителей потока из композитного материала с керамической матрицей (керамического матричного композита) для двухконтурных газотурбинных авиационных двигателей.

Изобретение относится к упругим элементам машин и приборов (мембранам, сильфонам), а также к элементам строительных конструкций (куполам сооружений, плитам перекрытий, цилиндрическим и коническим оболочкам), армирующим оболочкам металлокерамических камер сгорания для двигателей внутреннего сгорания.

Изобретение относится к шевронам уменьшения шума для сопел турбореактивных двигателей летательных аппаратов, а также к соплам, оснащенным упомянутыми шевронами, и турбореактивным двигателям, оснащенным по меньшей мере одним таким соплом

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к устройствам узловых соединений корпусов газотурбинных двигателей летательных аппаратов, конкретнее к конструкции выходных устройств в которых часть рабочего тела минует турбину

Кольцевой кожух сопла турбомашины включает множество рельефных элементов, выступающих от заднего края кожуха и расположенных на расстоянии друг от друга вдоль окружности. Каждый рельефный элемент имеет контур по существу треугольной формы с основанием, образованным частью заднего края кожуха, и вершиной, представляющей собой точку контура, находящуюся на наибольшем расстоянии от основания и соединенную с ним двумя боковыми краями. Каждый рельефный элемент имеет ребро на каждом боковом крае. Каждое ребро наклонено в радиальном направлении относительно рельефного элемента в плоскости, наклоненной относительно радиального направления на угол, меньший или равный 45°. Другое изобретение группы относятся к соплу турбомашины, имеющему основной и вспомогательный кожухи, расположенные концентрично друг другу, причем, по меньшей мере, один из указанных кожухов выполнен как указано выше. Еще одно изобретение группы относится к турбомашине, содержащей указанное выше сопло. Группа изобретений позволяет снизить шум газовой струи и уменьшить влияние рельефных элементов на аэродинамические характеристики сопла. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Устройство снижения аэроакустических шумов турбореактивного двигателя содержит группу шевронных элементов и полоз, установленный на окружности сопла гондолы турбореактивного двигателя с возможностью поворота вокруг оси указанного сопла. Каждый шевронный элемент соединен с полозом с помощью направляющего элемента, выполненного с возможностью перемещения по полозу при его повороте с обеспечением перемещения указанного шевронного элемента. Два шевронных элемента, последовательно расположенные на окружности сопла, наклоняются по-разному для обеспечения смешения потока, поступающего из турбореактивного двигателя, с окружающим наружным воздухом. Первый шевронный элемент расположен параллельно внутренней стенке сопла, а второй шевронный элемент расположен параллельно внешней стенке сопла. Другое изобретение группы относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей сопло с внутренней и внешней стенками и указанное выше устройство снижения аэроакустических шумов. Группа изобретений позволяет обеспечить снижение аэроакустических шумов турбореактивного двигателя на этапах взлета и посадки, а также уменьшить аэродинамические потери на других этапах его работы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 11 ил.
Наверх