Хвостовой конус для ротационного газотурбинного двигателя с микроструями



Хвостовой конус для ротационного газотурбинного двигателя с микроструями
Хвостовой конус для ротационного газотурбинного двигателя с микроструями

 


Владельцы патента RU 2605869:

ЮНИВЕРСИТЕ ДЕ ПУАТЬЕ (FR)
САНТР НАСЬОНАЛЬ ДЕ РЕШЕРШ СЬЕНТИФИК (СНРС) (FR)
ЭНСМА (FR)
СНЕКМА (FR)

Задний корпус газотурбинного двигателя, имеющего первичный каскад, образующий поток, выбрасываемый первичным соплом, расположен ниже по потоку от первичного каскада и ограничивает, на внутренней стороне газотурбинного двигателя, тракт, по которому первичный поток следует ниже по потоку от первичного сопла. Задний корпус содержит часть, соединенную с системой подачи находящегося под давлением газа, и по меньшей мере одно отверстие для впрыска находящегося под давлением газа в первичный поток. Задний корпус включает неподвижный внутренний корпус, предназначенный для завершения первичного каскада на его части, расположенной ниже по потоку, упомянутую часть, имеющую отверстие, которая выполнена с возможностью вращения на неподвижном внутреннем корпусе, а также средство приведения упомянутой части во вращение вокруг оси вращения подвижных частей первичного каскада. Другие изобретения группы относятся к вариантам агрегата газотурбинного двигателя, включающего указанный выше задний корпус и систему подачи находящегося под давлением газа, а также к газотурбинному двигателю, оборудованному таким агрегатом. Группа изобретений позволяет обеспечить снижение шума газотурбинного двигателя без существенного снижения характеристик последнего. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Область техники настоящего изобретения относится к турбомашинам и, более конкретно, - к устройствам для уменьшения шума, создаваемого этими турбомашинами.

Коммерческие пассажирские самолеты обычно оснащены двухконтурными газотурбинными двигателями, которые состоят из газовой турбины, которая приводит в действие туннельный вентилятор, причем последний обычно расположен выше по потоку от двигателя. Масса воздуха, забираемого двигателем, разделяется на первичный поток, который протекает через газовую турбину, или первичный каскад, и вторичный поток, который поступает от вентилятора, при этом эти два потока являются концентричными. Первичный поток выходит из вентилятора и проходит через первичный каскад, где он снова сжимается, нагревается в камере сгорания, направляется в последовательные ступени турбины, а затем выбрасывается как первичный газовый поток. Вторичный или обходной поток сжимается ступенью туннельного вентилятора, а затем сразу выбрасывается без нагрева. Эти два потока могут выбрасываться раздельно как два концентричных потока или, альтернативно, прежде чем выбрасываться, могут быть смешаны в одном и том же контуре.

Газотурбинный двигатель обычно заключен в гондолу, которая сконфигурирована таким образом, чтобы сделать аэродинамическое сопротивление как можно меньшим; она содержит первую часть, расположенную выше по потоку, которая закрывает вентилятор, и вторую часть, расположенную ниже по потоку, которая образует обтекатель для направления вторичного или обходного потока. Первичный поток в его находящейся ниже по потоку части направляется между капотом двигателя, называемым первичным капотом, и коническим корпусом, который закрывает двигатель сзади, и который обычно называется хвостовым конусом. Обтекатель гондолы с первичным капотом составляет эжекторную струйную трубу для вторичного или обходного потока, в то время как первичный капот с хвостовым конусом составляет эжекторную струйную трубу для первичного потока.

Уменьшение шума, вызванного реактивной струей турбореактивных двигателей, является постоянной проблемой для самолетостроителей и конструкторов двигателей, и для ее разрешения предлагались различные решения.

Одной из мер, принятых в настоящее время, является использование шевронов, которые установлены на первичном сопле двигателя. Эта технология используется в настоящее время по существу на тех двигателях, в которых потоки разделены. Это, однако, хотя и довольно эффективно с акустической точки зрения, оказывает отрицательное воздействие на характеристики крейсерского полета.

Другим решением, которое рассматривалось промышленностью, является использование микроструй на капотах, окружающих первичный поток и/или вторичный обходной поток. Эти микроструи распределены на капотах по окружности азимутально и впрыскивают воздух в соответствующую реактивную струю под различными углами падения и бокового скольжения. Однако исследования, поведенные с различными устройствами, показали, что акустические улучшения, которые могут быть достигнуты при использовании такого рода систем управления, остаются ограниченными,- факт, который может быть приписан отсутствию возможности этого способа управления внешней струей оказывать влияние на те области, в которых шум создается, в этом примере - ниже по потоку от эжекторными соплами. Проблема состоит в том, что посредством устройств, расположенных на внешней поверхности реактивного самолета, а именно, - в области наружной обечайки первичного сопла, вносимые возмущения быстро ассимилируются турбуленцией слоя, в котором смешиваются два потока. Поэтому воздействие, которое эти возмущения оказывают на развитие турбуленции, в большей степени определяется изменением начальных условий смешивающего слоя, чем непосредственным воздействием на находящиеся ниже по потоку зоны потока, где расположены основные источники шума.

Задачей изобретения является устранение этих недостатков посредством предложения нового устройства для уменьшения обусловленного реактивной струей шума турбореактивных двигателей, которое бы работало лучше, чем существующие устройства, и которое не ухудшало бы характеристики этих турбореактивных двигателей в крейсерском режиме как с точки зрения тяги, так и с точки зрения удельного потребления топлива.

С этой целью одним объектом настоящего изобретения является задний корпус для газотурбинного двигателя, содержащий первичный каскад, который создает первичный поток, предназначенный для выбрасывания первичным соплом, упомянутый задний корпус выполнен с возможностью расположения ниже по потоку от упомянутого первичного каскада и ограничения по внутренней стороне газотурбинного двигателя тракта, по которому упомянутый первичный поток следует ниже по потоку от первичного сопла, отличающийся тем, что он содержит соединение с системой подачи находящегося под давлением газа и, по меньшей мере, одно отверстие, предназначенное для впрыска этого находящегося под давлением газа через это отверстие в упомянутый первичный поток.

Присутствие отверстия в хвостовом конусе корпуса позволяет посредством изменения условий, при которых впрыскивается находящийся под давлением газ, по сравнению со статическим давлением, получаемом в первичном потоке, создать явление нерегулярного потока вдоль хвостового конуса, который распространяется по всей длине этого конуса и за него, уменьшая, таким образом, порожденный первичным потоком шум реактивной струи.

Предпочтительно отверстие выполнено таким образом, что проходящая через него струя составляет угол между 20 и 90° с направлением первичного потока. Эта ориентация направлена на то, чтобы заставить струю проникнуть в первичный поток как можно дальше и лучше создать явление нерегулярного потока.

В одном конкретном варианте исполнения отверстие выполнено таким образом, что струя впрыскивается под прямыми углами к поверхности упомянутого корпуса.

Предпочтительно корпус содержит несколько, между 2 и 8, отверстий, причем упомянутые отверстия распределены равномерно по его окружности. Минимальное количество в два отверстия позволяет сохранять симметрию принятой конфигурации и уменьшить факторы, порождающие вибрацию, в то время как излишне большое количество отверстий имеет недостаток - при эквивалентном диаметре отверстий и скорости впрыска, связанный со слишком большим отбором воздуха.

В одном конкретном варианте исполнения корпус содержит по меньшей мере одно средство для приведения его во вращение вокруг оси вращения подвижных частей упомянутого первичного каскада.

Приведение корпуса во вращение создает явление нерегулярного потока как результат чередования возмущения в данной плоскости, обусловленного прохождением струи, а также периодом спокойствия, который продолжается до тех пор, пока в этой плоскости не пройдет следующее отверстие.

Изобретение относится также к агрегату, состоящему из корпуса, как он описан здесь ранее, и системы подачи находящегося под давлением газа, в котором система подачи выполнена в таких размерах, чтобы обеспечивать каждое отверстие расходом, меньшим чем или равным 0,25% от расхода первичного потока.

В одном конкретном варианте исполнения поперечное сечение отверстия и система подачи выполнены в таких размерах, что струя имеет скорость, которая является самое большее скоростью звука, при прохождении ею через упомянутое отверстие.

В одном конкретном варианте исполнения корпус содержит по меньшей мере одно средство для приведения его во вращение вокруг оси вращения подвижных частей упомянутого первичного каскада, а система подачи находящегося под давлением газа обеспечивает постоянное давление.

В другом варианте исполнения корпус содержит средство крепления для неподвижного крепления его к упомянутому первичному каскаду, а давление, обеспечиваемое системой подачи, регулируется в зависимости от времени.

Наконец, изобретение относится к газотурбинному двигателю, оснащенному вышеописанным здесь агрегатом.

Настоящее изобретение будет более понятно, а другие его цели, детали, признаки и преимущества станут видны более отчетливо при ознакомлении с нижеследующим подробным пояснительным описанием одного варианта исполнения изобретения, представленного в качестве чисто иллюстративного и неограничивающего примера, со ссылками на приложенные схематичные чертежи.

На этих чертежах:

- фиг.1 представляет собой вид в перспективе с задней стороны двухконтурного газотурбинного двигателя с устройством уменьшения шума в соответствии с одним вариантом исполнения настоящего изобретения;

- фиг.2 представляет собой схематичный вид сечения двигателя по фиг.1; и

- фиг.3 представляет собой схематичные вид сечения задней части первичного каскада газотурбинного двигателя по фиг.1.

Рассмотрим фиг.1, которая показывает двухконтурный газотурбинный двигатель 1 с высокой степенью двухконтурности, установленный на пилоне 2 летательного аппарата (не показан). Газотурбинный двигатель 1 содержит гондолу 3, передняя часть которой окружает вентилятор, а задняя часть которой образует эжекторное сопло 4 для вторичного или обходного потока. Первичный каскад турбореактивного двигателя закрыт последовательностью корпусов, заканчивающихся у находящегося ниже по потоку конца в первичным капоте 5, который разделяет первичный и вторичный потоки. Внутри первичный поток направляется хвостовым конусом 7, который вместе с первичным капотом 5 образует эжекторное сопло 6 первичного потока. Этот хвостовой конус 7 пронизан серией отверстий 8, которые равномерно распределены по его периферии ниже по потоку от эжекторного сопла 6 первичного потока. Эти отверстия 8, назначением которых является впрыск в первичный поток микроструй 9 находящегося под давлением воздуха, ориентированы таким образом, чтобы производить этот впрыск в радиальной плоскости относительно оси вращения турбомашины 1. Хотя из фиг.1 это не очевидно, хвостовой конус выполнен с возможностью вращения относительно оси вращения этой турбомашины таким образом, чтобы направление микроструй 9 постоянно изменялось.

Фиг.2 показывает хвостовую часть турбореактивного двигателя 1. Находящийся ниже по потоку конец гондолы 3 и первичный капот 5, оба цилиндрической формы, направляют вторичный или обходной поток 20, в то время как первичный поток 10 направляется внутренней поверхностью первичного капота 5 и хвостовым конусом 7. Этот чертеж показывает также отверстия 8, выполненные во внешней стенке хвостового конуса 7, в которые посредством непоказанной системы подачи подается находящийся под давлением воздух. Хвостовой конус 7 прикреплен так, что он может вращаться к внутреннему корпусу 17, которым заканчивается первичный каскад в своей находящейся ниже по потоку части.

Фиг.3 показывает подробный вид самой удаленной части двигателя, при этом первичный поток 10 направляется между первичным капотом 5 и внутренним корпусом 17. Хвостовой конус 7 установлен таким образом, что он может вращаться на этом внутреннем корпусе 17 посредством поворотного средства, такого как привод, роликовые подшипники и подшипники скольжения, никакое из которых не изображено. Имеется также непоказанное устройство для управления вращением хвостового конуса относительно внутреннего корпуса 17. Это поворотное устройство может быть составлено, например, из редукторной системы, приводящей один из валов турбины газотурбинного двигателя.

Фиг.3 показывает также две возможные ориентации микроструй 9, которые впрыскиваются в первичный поток ниже по потоку от первичного эжекторного сопла 6. В первом случае микроструи ориентированы радиально по отношению к оси вращения турбомашины, а во втором случае их направление составляет с этой осью вращения угол в 20°. Между этими двумя величинами возможны также другие углы впрыска. Во всех случаях струи впрыскиваются в направлении и с моментом, которые таковы, что они проникают глубоко внутрь первичного потока и не распыляются незамедлительным смешиванием с этим потоком, протекая вдоль стенки конуса 7.

Теперь будет описано, каким образом работает устройство для уменьшения шума турбореактивного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.

Предложенная технология заключается, главным образом, в том, чтобы заставить часть центрального каскада, - в данном примере хвостовой конус 7, - вращаться, и в оснащении ее двумя или большим количеством струй сжатого воздуха, которые азимутально распределены по периферии конуса и подают этот воздух непрерывно. Непрерывное вращательное движение этих струй, таким образом, вносит в реактивную струю нерегулярную составляющую, поскольку в данной радиальной плоскости за прохождением струи хронологически следуют моменты без возмущения. Поэтому полученная динамика потока является более близкой к динамике спутной струи, чем к динамике смешанного слоя. Следовательно, можно ожидать, что эти внесенные в поток возмущения не будут слишком быстро ассимилированы турбуленцией смешанного слоя и будут сохранять присущую им природу на существенной осевой протяженности или же вплоть до конца потенциального конуса.

Предложенное устройство характеризуется также своей чрезвычайной простотой:

- его относительно легко оптимизировать, потому что оно затрагивает лишь ограниченное количество параметров, - такие как количество и положение отверстий 8, скорости подачи струй, а также вращательная скорость, которая должна быть сообщена хвостовому конусу 7;

- в нем нет механических компонентов, которые могут быть подвержены вибрации, что повышает надежность устройства;

- оно требует лишь небольшого количества энергии вследствие вовлеченной во вращение небольшой массы;

- оно требует добавления лишь очень малого количества частей, тем самым сокращая дополнительную стоимость в смысле бортовой массы;

- оно установлено в конце центрального каскада двигателя, в таком месте, где есть неиспользуемое пространство: в известном уровне техники хвостовой конус обычно пуст;

- оно не требует внесения никаких модификаций формы центрального каскада, и поэтому не вносит аэродинамических потерь.

В предпочтительном варианте исполнения это устройство построено со следующими конкретными параметрами:

- количество отверстий 8, впрыскивающих сжатый воздух, изменяется от 2 до 8 в соответствии с диаметром конуса 7. Получаемые из этих отверстий микроструи 9 распределены равномерно по азимуту, так что при этом сохраняют симметрию геометрии хвостовой части турбореактивного двигателя. Это сохранение симметрии позволяет обойти некоторые проблемы, связанные с вибрацией, которые могли бы возникнуть во вращающихся конструкциях;

- угол проникновения микроструй в первичный поток, как показано на фиг.3, может изменяться между 20° до 90° относительно оси струи в зависимости от предусмотренной ситуации. Эти струи, в частности, могут быть ориентированы, например, перпендикулярно стенке хвостового конуса 7;

- подача микроструй 9 определяется в процентном отношении от расхода первичного потока, что делает возможным приспособление настоящего изобретения под размеры различных существующих турбореактивных двигателей. После экспериментирования было найдено, что эти струи остаются эффективными при расходе, который в процентном отношении не превышает, на отверстие 8, 0,25% от первичной реактивной струи. В результате, даже если конус 7 оснащен восемью отверстиями, расход, инжектированный посредством этих отверстий, который отбирает воздух, выходящий из компрессора, не превысит 2% от расхода первичной реактивной струи. Такой уровень отбора остается совместимым с хорошей работой двигателя, не ухудшая слишком значительно его характеристики в смысле взлетной тяги. По окончании этапа взлета, и особенно во время крейсерского полета, когда проблемы шума, создаваемого турбореактивным двигателем, чувствуются не так остро, предусматривается, чтобы устройство уменьшения шума было выведено из работы, так чтобы оно не понижало термодинамическую эффективность или характеристики реактивного двигателя, как оно это делало в системах предшествующего уровня техники;

- давление внутри системы впрыска, подающей микроструи, может быть установлено на такой величине, что скорость воздуха микроструй является самое большее скоростью звука при прохождении им отверстий 8;

- размер отверстий 8 может изменяться в соответствии с количеством установленных на конусе 7 отверстий 8 и принятым давлением впрыска, от 0,01 до 0,05 м в диаметре;

- приданная конусу 7 вращательная скорость зависит от его размера, поэтому - от размера двигателя, на котором он установлен. В качестве примера, - на турбореактивном двигателе с диаметром первичного капота 5 в 0,76 м конус 7 в его самой широкой части имеет диаметр в 0,30 и работает на скорости в 11000 об/мин.

Устройство в соответствии с настоящим изобретением было описано как устройство с непрерывным впрыском сжатого воздуха из приведенного во вращение конуса, при этом имеет место эффект образования нерегулярного потока текучей среды, впрыскиваемой в первичный поток 10, источник которого расположен в центре этого первичного потока. Эта нерегулярная природа, как уже говорилось ранее, обусловлена чередованием, в данной плоскости, возмущения из-за прохождения струи 9 и периода спокойствия, который продолжается до тех пор, пока в этой плоскости не пройдет следующее отверстие 8. Могут быть придуманы и другие устройства, которые выполняют ту же самую функцию, и они также попадают в контекст настоящего изобретения.

В качестве примера этот нерегулярный впрыск мог бы быть получен от вращающихся кольцевых каналов, не связанных с фиксированным конусом 7, но несущих инжекторы сжатого воздуха, что дало бы тот же самый эффект. Она могла бы быть получена даже от неподвижных инжекторов или посредством хвостового конуса 7, который является неподвижным, организацией импульсного регулирования давления, применяемого к воздуху, проходящему через отверстия 8. Таким образом, регулирование давления создало бы необходимый нерегулярный и динамический эффект в первичном потоке, что и вызывает уменьшение шума.

1. Задний корпус для газотурбинного двигателя, при этом газотурбинный двигатель содержит первичный каскад, который создает первичный поток (10), предназначенный для выбрасывания первичным соплом (6), упомянутый задний корпус выполнен с возможностью расположения ниже по потоку от упомянутого первичного каскада и ограничения, на внутренней стороне газотурбинного двигателя, тракта, по которому упомянутый первичный поток следует ниже по потоку от первичного сопла (6), при этом упомянутый задний корпус содержит часть (7), которая имеет соединение с системой подачи находящегося под давлением газа и по меньшей мере одно отверстие (8), предназначенное для впрыска этого находящегося под давлением газа через это отверстие в упомянутый первичный поток,
отличающийся тем, что этот задний корпус состоит из неподвижного внутреннего корпуса (17), предназначенного для завершения первичного каскада на его расположенной ниже по потоку части, и части (7), имеющей упомянутое отверстие, которая является подвижной во вращении на неподвижном внутреннем корпусе (17), и тем, что задний корпус содержит по меньшей мере одно средство для приведения упомянутой части (7) во вращение вокруг оси вращения подвижных частей упомянутого первичного каскада.

2. Задний корпус по п. 1, в котором отверстие (8) выполнено таким образом, что проходящая через отверстие (8) струя (9) составляет угол между 20 и 90° с направлением первичного потока (10).

3. Задний корпус по п. 2, в котором отверстие (8) выполнено таким образом, что струя (9) впрыскивается под прямым углом к поверхности упомянутого заднего корпуса.

4. Задний корпус по одному из пп. 1-3, содержащий отверстия (8), количество которых составляет между 2 и 8, причем упомянутые отверстия распределены равномерно по его окружности.

5. Агрегат для газотурбинного двигателя, состоящий из заднего корпуса по одному из пп. 1-4 и системы подачи находящегося под давлением газа, в котором система подачи выполнена в таких размерах, чтобы обеспечивать каждое отверстие (8) расходом меньшим чем или равным 0,25% от расхода первичного потока.

6. Агрегат по п. 5, в котором поперечное сечение отверстия (8) и система подачи выполнены в таких размерах, что струя (9) имеет скорость, которая является самое большее скоростью звука, при прохождении ею через упомянутое отверстие.

7. Агрегат для газотурбинного двигателя, состоящий из заднего корпуса по одному из пп. 1-4 и системы подачи находящегося под давлением газа, обеспечивающей постоянное давление.

8. Газотурбинный двигатель, оборудованный агрегатом по одному из пп. 5-7.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы на сверхзвуковом самолете. Турбореактивный двигатель включает прямоугольное сопло, выполненное с удлиненной нижней стенкой сопла с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе, а также канал наружного контура.

Сопло летательного аппарата содержит заднюю часть, образованную шевронами, распределенными вдоль периферии сопла, и средства впрыскивания дополнительных газовых струй.

Изобретение относится к оборудованию стартовых ракетных комплексов, в частности, предназначенного для защиты ракеты-носителя и полезного груза от акустического воздействия газовой струи ракетных двигателей, а также от теплового воздействия на хвостовой отсек ракеты-носителя ее при старте, и может быть использовано при запуске многоблочных ракет-носителей.

Изобретение относится к устройствам в составе пусковых установок стартовых комплексов, обеспечивающим снижение акустического воздействия на ракету-носитель и охлаждение газовой струи ее ракетного двигателя при старте.

Изобретение относится к способам защиты ракеты-носителя и ее полезного груза главным образом от акустического воздействия газовой струи ракетного двигателя при старте.

Изобретение относится к реактивным соплам с устройствами подавления шума и позволяет повысить ресурс и ремонтопригодность, а также повысить эффективность шумоглушения.
Наверх