Шевронное сопло газотурбинного двигателя



Шевронное сопло газотурбинного двигателя
Шевронное сопло газотурбинного двигателя
Шевронное сопло газотурбинного двигателя
Шевронное сопло газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2615309:

Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") (RU)

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к реактивным соплам с устройствами подавления шума, и предназначено для использования в авиационных двигателях. Шевронное сопло газотурбинного двигателя включает выхлопную трубу, а также сопла наружного и внутреннего контуров, которые имеют на выходе шевроны треугольной формы с профилированными кромками. Шевроны сопла наружного контура наклонены под углом 6-8° к линии тока на выходе сопла наружного контура, представляющей собой среднюю линию между касательной к внутренним обводам сопла наружного контура и касательной к внешним обводам сопла внутреннего контура. Шевроны сопла внутреннего контура наклонены под углом 4-6° к линии тока на выходе сопла внутреннего контура, представляющей собой среднюю линию между касательной к внутренним обводам сопла внутреннего контура и касательной к внешним обводам центрального тела. Изобретение позволяет снизить шум и уменьшить аэродинамические потери при работе газотурбинного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к реактивным соплам с устройствами подавления шума, и предназначено для использования в авиационных двигателях.

В области авиационного двигателестроения существует проблема, связанная с необходимостью создания сопел с низким уровнем шума, генерируемого струей.

Наиболее близким к заявляемой конструкции является шевронное сопло, содержащее выхлопную трубу, на выходном торце которой расположены шевроны треугольной формы (Патент US 6532729, В63Н 11/00, 18.03.2003). Известное устройство имеет недостаток, обусловленный тем, что отсутствие ограничений на угол внедрения шеврона в газовый поток может приводить к усилению высокочастотного шума и уменьшению гашения шума. Прямолинейные и заостренные (сведенные на нет) кромки шевронов не позволяют получить дополнительного вихреобразования для увеличения акустического эффекта, снижения шума.

Указанные выше недостатки устраняются в заявляемом изобретении.

Технический результат заявленного изобретения заключается в снижении шума и уменьшении аэродинамических потерь при работе.

Заявленный технический результат достигается тем, что шевронное сопло газотурбинного двигателя, включающее выхлопную трубу, а также сопла наружного и внутреннего контуров, которые имеют на выходе шевроны треугольной формы, при этом шевроны имеют профилированные кромки, причем шевроны сопла наружного контура наклонены под углом 6-8° к линии тока на выходе сопла наружного контура, представляющей собой среднюю линию между касательной к внутренним обводам сопла наружного контура и касательной к внешним обводам сопла внутреннего контура, а шевроны сопла внутреннего контура наклонены под углом 4-6° к линии тока на выходе сопла внутреннего контура, представляющей собой среднюю линию между касательной к внутренним обводам сопла внутреннего контура и касательной к внешним обводам центрального тела.

При этом кромки шевронов могут быть выполнены выпуклой формы.

Кромки шевронов могут быть выполнены вогнутой формы.

Кромки шевронов могут быть выполнены прямой формы.

Представленная конструкция шевронного сопла с оптимизированным углом наклона шевронов позволяет уменьшить шум на 0,5-1,2 EPNdB (фактически воспринимаемый шум в децибелах), избежав появления паразитного высокочастотного шума, а профилирование кромок шеврона и использование определенным образом выполненных краев кромок позволяет снизить потери полного давления на 0,03-0,05%. Данный технический результат был подтвержден при испытании моделей заявленного устройства в ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова», а также при испытаниях опытных образцов в составе газотурбинного двигателя на испытательных стендах ОАО "Авиадвигатель".

Выбор углов 6-8° наклона шевронов к линии тока на выходе сопла наружного контура и углов 4-6° наклона шевронов к линии тока на выходе сопла внутреннего контура (углов внедрения шевронов в поток) обусловлен тем, что при указанных углах достигается наиболее эффективное подавление шума при минимальной потере полного давления.

Выполнение каждого из шевронов с профилированными кромками, имеющими определенным образом выполненные края, обеспечивает получение дополнительного вихреобразования и, как следствие, дополнительное снижение шума. При перетекании газа через кромку шеврона происходит дополнительное вихреобразование за счет срыва потока на краях кромки. Края профилированных кромок шеврона позволяют повысить эффективность шумоглушения струи за счет разницы скоростей (V1-V2 для сопла наружного контура и V2-V3 для сопла внутреннего контура), вследствие которой образуется вихрь, увеличивающий степень смешения потоков, тем самым уменьшая шум и потери полного давления в сопле.

Форма профиля кромки шеврона может быть выпуклой, вогнутой или прямой.

Сущность заявленного изобретения поясняется следующими чертежами:

на фиг. 1 изображен общий вид шевронного сопла;

на фиг. 2 показан общий вид шеврона;

на фиг. 3 представлено продольное сечение сопла;

на фиг. 4 показан поперечный разрез шеврона с прямой кромкой;

на фиг. 5 представлен поперечный разрез шеврона с выпуклой кромкой;

на фиг. 6 приведен поперечный разрез шеврона с вогнутой кромкой.

Шевронное сопло 1 (фиг. 1) состоит из выхлопной трубы 2, на выходном торце 3 которой расположено множество шевронов 4. При этом каждый шеврон 4 (фиг. 2) имеет треугольную форму (треугольную конфигурацию) и профилированные кромки 5 с краями 6, выполненными соответствующим образом. Между шевронами 4 выполнены скругления 7, а каждый из шевронов 4 имеет скругление 8 на его конце.

Шевроны 4 установлены под углом α1=6-8° к линии 9 тока на выходе сопла наружного 10 контура и под углом α2=4-6° к линии 11 тока на выходе сопла внутреннего 12 контура (см. фиг. 3). Линия 9 тока на выходе сопла наружного 10 контура определяется как средняя линия между касательной 13 к внутренним обводам сопла наружного 10 контура и касательной 14 к внешним обводам сопла внутреннего 12 контура. Для сопла внутреннего 12 контура линия 11 тока определяется как средняя линия между касательной 15 к внутренним обводам сопла внутреннего контура 12 и касательной 16 к внешним обводам центрального тела 17. Угол α1 наклона шеврона 4 для сопла наружного 10 контура определяется как угол между касательной 18 к внутренней поверхности шеврона 4 и линией 9 тока на выходе сопла наружного 10 контура, а угол α2 наклона шеврона 4 для сопла внутреннего 12 контура определяется как угол между касательной 19 к внутренней поверхности шеврона 4 и линией 11 тока на выходе сопла внутреннего 12 контура.

Линиями 20 на фиг. 4-6 схематично обозначены линии вихреобразования при обтекании кромки 5 шеврона 4.

Шевронное сопло газотурбинного двигателя работает следующим образом.

При обтекании шевронов 4 сопла наружного 10 контура создаются условия для появления взаимного скоса двух потоков: основного потока газа, истекающего из сопла наружного 10 контура со скоростью V2, и потока газа, идущего по наружной обечайке сопла наружного 10 контура со скоростью V1. В результате этого возникает разность скоростей (V1-V2) двух потоков, усиливается вихреобразование (см. поз. 20 на фиг. 4-6) за счет наличия соответствующих краев 6 на кромках 5 шеврона 4 и выполнения кромки 5 профилированной (например, вогнутой), при этом уменьшается шум. При обтекании шевронов 4 сопла внутреннего 12 контура создаются условия для появления взаимного скоса двух потоков: основного потока газа, истекающего из сопла внутреннего 12 контура со скоростью V3, и потока газа, истекающего из сопла наружного 10 контура со скоростью V2. В результате этого возникает разность скоростей (V2-V3) двух потоков, усиливается вихреобразование за счет наличия соответствующих краев 6 на кромках 5 шеврона 4 и выполнения кромки 5 профилированной, при этом уменьшается шум.

1. Шевронное сопло газотурбинного двигателя, включающее выхлопную трубу, а также сопла наружного и внутреннего контуров, которые имеют на выходе шевроны треугольной формы, отличающееся тем, что шевроны имеют профилированные кромки, причем шевроны сопла наружного контура наклонены под углом 6-8° к линии тока на выходе сопла наружного контура, представляющей собой среднюю линию между касательной к внутренним обводам сопла наружного контура и касательной к внешним обводам сопла внутреннего контура, а шевроны сопла внутреннего контура наклонены под углом 4-6° к линии тока на выходе сопла внутреннего контура, представляющей собой среднюю линию между касательной к внутренним обводам сопла внутреннего контура и касательной к внешним обводам центрального тела.

2. Шевронное сопло по п. 1, отличающееся тем, что кромки шевронов выполнены выпуклой формы.

3. Шевронное сопло по п. 1, отличающееся тем, что кромки шевронов выполнены вогнутой формы.

4. Шевронное сопло по п. 1, отличающееся тем, что кромки шевронов выполнены прямой формы.



 

Похожие патенты:

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.

Кольцевой кожух сопла турбомашины включает множество рельефных элементов, выступающих от заднего края кожуха и расположенных на расстоянии друг от друга вдоль окружности.

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.

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 турбореактивному двигателю с пониженными испусканиями шума для летательного аппарата. .

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

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

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых самолетов. Турбореактивный двигатель включает турбину низкого давления и регулируемый лепестковый смеситель, содержащий коническую обечайку, на ее выходе.

Изобретение относится к задней кромке для двигателя летательного аппарата, оснащенной подвижными шевронными элементами. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, снабженной средствами снижения шума, создаваемого этим двигателем. .

Изобретение относится к технике летательных аппаратов. .

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам, в частности к способам уменьшения воспринимаемого на земной поверхности шума от реактивного двигателя летательного аппарата и к устройствам для осуществления этого способа.
Наверх