Способ снижения вибрационного воздействия силовой установки летательного аппарата



Способ снижения вибрационного воздействия силовой установки летательного аппарата
Способ снижения вибрационного воздействия силовой установки летательного аппарата
Способ снижения вибрационного воздействия силовой установки летательного аппарата
Способ снижения вибрационного воздействия силовой установки летательного аппарата
Способ снижения вибрационного воздействия силовой установки летательного аппарата
Способ снижения вибрационного воздействия силовой установки летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2574498:

Публичное акционерное общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ПАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") (RU)

Изобретение относится к области авиации, в частности к силовым установкам летательных аппаратов. Способ снижения вибрационного воздействия силовой установки летательного аппарата, при котором расчетным методом выбирают соотношение длин внутреннего и внешнего контуров двигателя в пределах больше 1,41 или меньше 0.9 для всех возможных условий эксплуатации летательного аппарата. Достигается устранение потерь тяги двигателей, увеличение ресурса конструкции летательного аппарата. 3 ил., 2 табл.

 

Предлагаемое изобретение относится к области авиационной техники, а именно к силовым установкам летательных аппаратов (ЛА), преимущественно самолетов с турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД).

Известно, что применение ТРДД на летательных аппаратах, а на самолетах - двигателей с большой и сверхбольшой степенью двухконтурности, обеспечило наряду с повышением мощности в одном агрегате также повышение топливной эффективности и снижение уровня шума.

Опыт эксплуатации самолетов с двигателями большой и сверхбольшой степенью двухконтурности показал, что, наряду с положительными моментами, возникли и отрицательные, заключающиеся в том, что в вибрационном спектре двигателей появились инфранизкие частоты, не воспринимаемые человеческих ухом, но вредно влияющие на организм и на выносливость конструкции.

Считается, что увеличение степени двухконтурности, неизбежно влекущее за собой увеличение диаметра вентилятора, а следовательно, и снижение частоты его вращения, и является причиной возбуждения инфранизкочастотных вибраций.

Способом борьбы с этим явлением предлагается применение средств снижения виброактивности двигателей и передачи вибраций на конструкции путем встраивания в узлы крепления двигателей блоков виброизоляции, имеющих нелинейную характеристику с участком квазинулевой жесткости (B.C. Бакланов «Инфразвук: вредное явление прогресса. Проблемы виброакустики в гермокабине самолетов с двигателями нового поколения», журнал «Авиапанорама», №3, 2013 г.; B.C. Бакланов «Эволюция двигателей самолетов нового поколения и экология», сборник докладов VIII научной конференции по гидроавиации «Гидроавиасалон - 2010», сентябрь 10-11, часть I, Москва 2010 г.).

Данный способ можно принять в качестве прототипа предлагаемого изобретения.

Главным недостатком данного способа является то, что в нем не рассматривается возможность исключения из виброспектра двигателя инфранизкочастотных вибраций.

Аналогично вышеназванному способу решает задачу «Устройство для демпфирования вибраций двигателя самолета», патент США №5065959 МПК B64D 27/00. Способ предусматривает прикрепление двигателя к планеру посредством демпфирующих элементов. Но в данном способе также не рассматривается возможность исключения инфранизкочастотных вибраций двигателя.

ГОСТ 26382-84 «Двигатели газотурбинные гражданской авиации, допустимые уровни вибрации и общие требования к контролю вибрации» различает источники возбуждения вибрации двигателей с частотой первой роторной гармоники и источники возбуждения вибраций с частотой, отличающейся от первой роторной гармоники.

Первая роторная гармоника является самой низкой частотой роторного происхождения, равна частоте вращения ротора, вызывается статической и динамической несбалансированностью ротора.

К числу источников возбуждения вибрации газотурбинного двигателя с частотой, отличающейся от частоты первой роторной гармоники, ГОСТ относит пульсации воздуха в воздухозаборнике и, вообще, помпажные явления в проточной части.

Инфранизкие частоты в виброспектре ТРДД и являются внероторными, поскольку частоты вращения самого низкочастотного ротора, ротора вентилятора, при существующих диаметрах, значительно превышают инфранизкий диапазон.

Энциклопедия «Авиация» под редакцией Г.П. Свищева (научное издательство «Большая Российская энциклопедия», Центральный аэродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского, Москва, 1994 г.) трактует один из видов помпажа, как собственно помпаж газотурбинного двигателя - продольные автоколебания потока во всем воздушно-газовом тракте двигателя и воздухозаборника, в результате потери устойчивости этой разветвленной динамической системы с большим числом степеней свободы, которые могут происходить с различными частотами, соответствующими разным формам колебаний.

Низшей частоте автоколебаний соответствует собственная частота колебаний столба воздуха, заключенного в системе (Холщевников К.В. и др. «Теория и расчет авиационных лопаточных машин», Москва, «Машиностроение», 1986 г.).

Таким образом, в проточном тракте газотурбинного двигателя при наличии любого возмущения могут происходить колебания столба воздуха с собственной частотой, которые обычно, при прекращении действия возмущения, быстро затухают.

Наличие в ТРДД второго контура приводит к тому, что эти колебания в виде волн распространяются не в неограниченное пространство, а в канале, как волноводе.

Первый и второй контуры рассматриваются как органные трубы, открытые с двух концов, и тогда:

- собственная частота внутреннего контура f 0 = a 2 L 0 ,

где: f0 - частота, Гц;

а - скорость звука, м/с;

L0 - длина внутреннего контура, м.

- собственная частота внешнего контура f C = a 2 L C ,

где: LC - длина внешнего контура, м.

Соотношение этих частот определяет особенности волновых процессов, происходящих в двигателе, как волноводе. Будем считать внешний контур волноводом, внутренний - осцилятором в нем.

1. Частота волновода НИЖЕ частоты осцилятора ( f C f 0 < 1 ) . Колебания осциллятора в виде волн любой частоты, выше или равной f0, беспрепятственно распространяются вдоль волновода.

2. Частота волновода РАВНА частоте осциляции ( f C f 0 = 1 ) - в волноводе стоячая волна.

3. Частота волновода ВЫШЕ частоты осцилятора ( f C f 0 > 1 ) . Волны осцилятора с частотами, НИЖЕ или равной fC, по волноводу не распространяются. Частота fC является граничной частотой волновода, или частотой отсечки. Независимо от наличия или отсутствия среды, в волноводе устанавливается неподвижное колеблющееся во времени акустическое поле, напряженность которого максимальна при f C f 0 = 1 и экспоненциально убывает при возрастании отношения частот до 1,41, при f C f 0 > 1,41 поле исчезает.

Поле создает положительную обратную связь, превращая систему в автоколебательную.

Колебательная скорость в поле превышает скорость звука в открытой среде.

Коэффициент колебательной скорости M = W Φ a = 1 1 ( f C f 0 ) 2 , где:

а - скорость распространения малых возмущений (скорость звука) в открытой среде при данной температуре (Т K); для воздуха a = 20,05 T ;

WΦ - фазовая скорость волны в волноводе W Φ = a 1 ( f c f 0 ) 2

В машиностроении при рассмотрении механических колебаний существует понятие коэффициента динамичности или коэффициента усиления амплитуд при вынужденных колебаниях вдали от резонанса: λ = 1 1 ( f f r 0 ) 2 , где

f - частота возбуждения;

f r 0 - собственная частота системы.

(«Машиностроение», энциклопедический справочник, раздел первый «Инженерные расчеты в машиностроении», том 1, книга вторая, гос. Научно-техническое издательство машиностроительной литературы, Москва, 1947 г. ).

Введенный коэффициент колебательной скорости соотносится с коэффициентом динамичности или коэффициентом усиления амплитуд, как М2=λ.

Оба эти коэффициента в пределах 1 < f c f 0 < 1,41 всегда больше единицы. Когда колебательная скорость в канале волновода превышает скорость распространения малых возмущений (скорость звука) имеют место потери полного давления в канале относительно окружающей атмосферы. Эти потери давления носят характер волновых потерь. Коэффициент сохранения полного давления в канале при наличии волновых потерь ( 1 < f c f 0 < 1,41 ) :

σ в = 1 Δ P в P * = 1 1 K 2 ( 1 1 M ) 2 + 1 = 1 1 1 K 2 [ 1 1 ( f c f 0 ) 2 ] 2 + 1 , где:

σв - собственно коэффициент сохранения давления в волноводе;

ΔP - волновые потери давления в волноводе;

P* - полное давление в открытом пространстве;

Δ P в P * - величина пульсации давления в волноводе εв;

K - показатель изоэнтропы, для воздуха K=1,4.

Стоячее колеблющееся поле в своем частотном спектре содержит разностную частоту f P = f C f 0 = f 0 ( f C f 0 1 ) и суммарную f Σ = f C + f 0 = f 0 ( f C f 0 + 1 ) .

Первая из них может быть очень низкой (инфранизкой) частотой, вторая находится в зоне рабочих роторных частот.

Амплитуда колебаний связана с величиной пульсаций полного давления.

Таким образом, процесс в волноводе определяется отношением низших частот волновода и осцилятора, что применительно к двухконтурному двигателю означает: генерирование инфранизкочастотных вибраций, их частота и амплитуда, а также наличие волновых потерь полного давления воздуха и связанных с этим потерь тяги, зависят от отношения длины внутреннего контура и длины наружного контура.

У ТРДД с общим воздухозаборником и общим соплом (двигатель со смешением потоков) длина внешнего контура всегда больше длины внутреннего контура ( f C f 0 < 1 ) , поэтому волновые процессы в них отсутствуют.

У ТРДД с общим воздухозаборником, но раздельными соплами (двигатель без смешения потоков) наблюдается большое разнообразие в длинах наружного контура: от короткого капота вентилятора до удлиненного почти до обреза сопла внутреннего контура канала ( f C f 0 > 1 ) .

При определенных сочетаниях длин контуров ТРДД волновые явления в той или иной степени могут присутствовать постоянно на земле и в полете на высоте, а могут проявляться только в полете с определенной высоты.

Величина фактора динамического состояния двигателя f C f 0 с высотой снижается ( f C f 0 ) н = ( f C f 0 ) 0 T H * T 0 , где: T H * - температура торможения на высоте, K;

индексы: Н - высота;

0 - земля.

В свете приведенных положений, данные по двигательным установкам коммерческих самолетов, например фирмы Боинг, сведены в таблицу 1.

Из таблицы видно, что на первых этапах применения ТРДД большой тяги и степени двухконтурности волновые процессы в воздушно-газовом тракте этих установок на самолетах В747 отсутствовали.

Неприятности с возникновением инфранизкочастотных вибраций при подъеме самолета на высоту начались с RB211-524D и CFM 56-3.

Известно, что в программу летных испытаний на летающей лаборатории VC-10 ТРДД Роллс-Ройс RB211 входило исследование условий возникновения вибраций (СИ ЦИАМ №15, 1970 г.). Следует отметить, что при стендовых заводских испытаниях двигателей обычно на входе присутствует измерительный тракт расхода воздуха длиной в несколько калибров, что исключает появление волновых процессов в ТРДД.

Серьезно стал вопрос на В757 с двигателем RB211-535C (1982 г.), в результате, в 1983 году появился RB211-535Е4 со смешением потоков.

Об озабоченности специалистов фирмы Боинг вопросами вибрации свидетельствует приведенный выше патент №5065959 от 1991 г.

Меняют облик, становятся двигателями со смешением потоков и RB211-524G (1988 г.), и CFM 56-5C1 (1991 г.), несмотря на трудности компоновки на самолет гондолы большого диаметра.

Не понятным остается положение с В787 (DREAM LINER), хотя у него уже трещит крыло, как объявлено в прессе.

Сопоставительный анализ заявляемого способа с известными техническими решениями позволяет сделать вывод о соответствии заявляемого решения критериям изобретения новизна и изобретательский уровень. Заявляемое решение пригодно к осуществлению промышленным путем.

Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в устранении потерь тяги двигателей, увеличении ресурса конструкции летательного аппарата (ЛА) и двигателя по условиям усталостной прочности, обеспечении нормальных условий для работы экипажа, комфортных условий для пассажиров и безопасности полетов путем устранения условий для генерирования инфранизкочастотных вибраций турбореактивными двухконтурными двигателями независимо от степени их двухконтурности.

Технический результат достигается устранением условий для возникновения волновых процессов в проточной части двигателей, сопровождающихся потерями тяги и появлением в вибрационном спектре двигателя инфранизких частот. При этом расчетным методом выбирают соотношение длин внутреннего и внешнего контуров двигателя в пределах больше 1,41 или меньше 0,9 для всех возможных условий эксплуатации летательного аппарата.

Для двигателей с общим воздухозаборником и общим соплом результат достигается автоматически (Lc>L0; L 0 L C < 1 ). Для двигателей с раздельными соплами нужное соотношение длин может быть обеспечено как за счет укорочения сопловой части канала наружного контура, так и за счет удлинения сопла внутреннего контура.

Предлагаемый способ поясняется следующими фигурами.

На фиг. 1 схематично показан ТРДД с общим воздухозаборником в двух вариантах исполнения контуров: вверху - с раздельными соплами (без смешения потоков), L 0 L C = f C f 0 > 1 внизу - с общим соплом (со смешением потоков), для которого L 0 L C = f C f 0 < 1 .

На фиг. 2 графически показаны расчетные зависимости уровня пульсаций полного давления εв и связанного с этим коэффициента сохранения полного давления в тракте двигателя σв в зависимости от того же критерия ( f C f 0 ) 0 .

На фиг. 3 графически показана расчетная зависимость низко и инфранизкочастотных вибраций (fΣ и fp), генерируемых трактом двигателя, в зависимости от первоначальной величины критерия ( f C f 0 ) 0 , с учетом влияния высоты полета.

Здесь же приведены данные относительно собственных частот и форм колебаний основных агрегатов ЛА.

ТРДД со смешением потоков имеет общий воздухозаборник 1 и общее сопло 2. ТРДД без смешения потоков имеет сопло внутреннего контура 3 и сопло наружного контура 4.

Сущность способа вытекает из рассмотрения приведенных фигур.

Из фиг. 2 следует, что чем ближе к единице подходит отношение f C f 0 (или L 0 L C ), то есть чем ближе подходит обрез сопла наружного контура к обрезу сопла внутреннего контура ( L 0 L C 1 ) , тем серьезнее последствия волнового процесса: выше пульсация и потери давления в воздушно-газовом тракте двигателя (потери тяги двигателя), с подъемом на высоту процесс усиливается, при этом из фиг. 3 следует, что частота генерируемых вибраций снижается.

В качестве примера для двигателя с длиной внутреннего контура L0=5 м и диаметром вентилятора DB=2 м рассмотрены три случая с разной длиной наружного контура в условиях МСА (Международная стандартная атмосфера). Расчетные данные сведены в таблицу 2, где:

TH и PH - абсолютная температура и атмосферное давление на высоте;

( f C f 0 ) H - фактор динамического состояния двигателя на высоте, ( f C f 0 ) 0 = L 0 L C ;

εв - волновые пульсации давления на входе в двигатель определяется по фиг. 3;

Fвх - площадь входа в двигатель;

p - пульсирующая сила, воздействующая на двигатель в продольном направлении, которая через узлы крепления передается на конструкцию самолета

p = ε 100 P H F в х ;

fP - инфранизкая частота пульсаций (определяется по фиг. 2);

fΣ - низкая частота пульсаций (определяется по фиг. 2);

σв - волновой коэффициент сохранения давления (определяется по фиг. 3);

ΔR - волновые потери тяги.

1-й случай: длина внешнего контура LC=4,3 м.

Согласно фиг. 2 на земле коэффициент пульсации ε=10%, то есть переменная возбуждающая сила, передаваемая через узлы крепления двигателя, составляет 3244 кгс, коэффициент сохранения давления σв=0,9, потери тяги 10%. Частота возбуждения, согласно фиг. 3, составляет 5,6 Гц, силовые установки, крыло и фюзеляж близки к резонансному возбуждению.

С подъемом на высоту H=11 км коэффициент пульсации возрастает примерно до 30%, при этом величина возбуждающей силы составляет 2172 кгс, а частота, согласно фиг. 3, снизилась до 0,4 ГЦ, то есть в процессе подъема на высоту все агрегаты ЛА, собственные частоты колебаний которых ниже 5,6 Гц, в той или иной мере проходят через резонанс.

2-й случай: тот же внутренний контур и диаметр вентилятора, длина внешнего контура LC=3,5 м.

Согласно фиг. 2, волновые потери давления отсутствуют (ε=0, σв=1), но с подъемом на высоту Н=11 км появляется коэффициент пульсации до ε=5% и σв=0,95, то есть появляются волновые потери тяги до 5% и резонансное возбуждение агрегатов ЛА, имеющих собственные частоты 13÷7 Гц, хотя и при уменьшенной величине возбуждающего усилия 217 кгс.

3-й случай: длина внешнего контура LC=3 м. Волновые пульсации и потери давления отсутствуют на земле и на высоте 11 км, т.к. ( f C f 0 ) H на высоте 1,45, что больше чем 1,41.

Из приведенного рассмотрения следует подтверждение основных положений предлагаемого изобретения: для исключения «вредных явлений прогресса» ТРДД (устранения инфранизкочастотных вибраций, а заодно и потерь тяги двигателей) необходимо устанавливать такие размеры длин контуров двигателя, чтобы отношение длины внутреннего контура к длине внешнего было меньше единицы или превышало 1,41 с учетом всех условий применения.

Практическое значение предлагаемого способа заключается в том, что применение его при создании силовых установок для самолетов с ТРДД любой степени двухконтурности позволяет обойтись общепринятыми приемами крепления двигателей к самолету без создания сложных систем виброизоляции двигателя за счет исключения условий для протекания в воздушно-газовом тракте ТРДД волновых процессов, приводящих к образованию в виброспектре двигателя инфранизких частот и связанных с этим потерь тяги.

Способ снижения вибрационного воздействия силовой установки летательного аппарата, содержащей турбореактивные двухконтурные двигатели с закапотированным вентилятором, независимо от степени двухконтурности двигателей, через узлы крепления на конструкцию планера, заключающийся в устранении условий для возникновения волновых процессов в проточной части двигателей, сопровождающихся потерями тяги и появлением в вибрационном спектре двигателя инфранизких частот, отличающийся тем, что расчетным методом выбирают соотношение длин внутреннего и внешнего контуров двигателя в пределах больше 1,41 или меньше 0,9 для всех возможных условий эксплуатации летательного аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к летательным аппаратам с корпусом и фюзеляжем в виде крыла. Летательный аппарат содержит, по меньшей мере, один канал для тягового потока, проходящий сквозь корпус от направленного вперед воздухозаборника на поверхности корпуса через реактивный двигатель к реактивному соплу на поверхности корпуса.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Фюзеляж летательного аппарата содержит носовую часть с кабиной управления и передним шасси, серединную часть с элементами крепления крыльев, хвостовую часть с реактивным двигателем и оперением.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя характеризуется тем, что нижняя панель выполнена с относительной длиной , с относительной шириной и способна к перемещению на относительную длину своего выдвижения , равную от 0,6 до 0,3, при пропорциональном изменении относительной высоты расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома от 0,8 до 1,25.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих поверхностей летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикреплённый к фюзеляжу каркас, верхние и нижние аэродинамические поверхности, имеющие в стенках отверстия для входа воздуха в ограниченные стенками полости, сообщающиеся с полостями реактивные двигатели, элементы отклонения воздушных потоков.

Силовая установка для летательного аппарата содержит вентилятор (3) и узел (А) воздухозаборника. Вентилятор (3) содержит корпус (23), на внутренней стенке которого предусмотрена обшивка (25), верхний по потоку край которой смещен назад относительно верхнего по потоку края (29) указанного корпуса (23).

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель.

Изобретение относится к области авиации. Способ увеличения подъемной силы крыла самолета основан на создании над верхними плоскостями потока воздуха за счет использования на верхних плоскостях жалюзи, устроенных так, что воздушные полости внутри крыла сообщаются через синхронно с жалюзи управляемыми заслонками со всасывающими полостями турбореактивных двигателей, которые поток воздуха просасывают через жалюзи, создавая при неподвижном самолете над крыльями подвижную воздушную массу.

Изобретение относится к авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов. Устройство защиты двигателя ЛА содержит подвижную нижнюю панель, установленную в двух направляющих с фиксаторами воздухозаборника.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам авиационных двигателей. Конструкция передней кромки воздухозаборника гондолы содержит переднюю кромку, внутреннюю перегородку, средства удаления льда и/или защиты от обледенения. Внутренняя перегородка ограничивает продольный отсек внутри передней кромки. Передняя кромка выполнена из, по меньшей мере, одной многоосевой композитной конструкции, образованной путем наложения одномерных и/или двумерных слоев, присоединенных друг к другу посредством армирующих волокон, проходящих сквозь слои, по меньшей мере, по их толщине. Многоосевая композитная конструкция расположена поверх нагревательного элемента с возможностью удаления льда и/или защиты от обледенения. Достигается обеспечение эффективной защиты от обледенения или эффективное удаление льда. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель. В задней части нижней панели расположены две панельки, способные совершать одновременно колебательные перемещения вниз в продольной плоскости нижней панели. Достигается повышение эффективности бортового защитного устройства двигателя от попадания посторонних предметов. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель. В задней части нижней панели расположены две панельки, способные совершать поочередно колебательные перемещения вниз в поперечной плоскости нижней панели. Достигается повышение эффективности бортового защитного устройства двигателя от попадания посторонних предметов. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель. На оси панели расположены две панельки, способные совершать колебательные перемещения вниз в поперечной плоскости нижней панели. Достигается повышение эффективности бортового защитного устройства двигателя от попадания посторонних предметов. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель. В задней части нижней панели расположены две панельки, способные совершать поочередно колебательные перемещения вниз в продольной плоскости нижней панели. Достигается повышение эффективности бортового защитного устройства двигателя от попадания посторонних предметов. 4 ил.
Наверх