Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может использоваться при создании вентилятора турбовентиляторного двигателя. Предлагается вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя, включающий корпус, рабочее колесо и спрямляющий аппарат, спрямляющий аппарат снабжен аппаратом поворота лопаток на три заданных угла, каждый из которых соответствует одному из режимов работы двигателя: взлетному, набору высоты, крейсерскому режимам. Аппарат поворота лопаток спрямляющего аппарата содержит датчик оборотов и блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, выполнен в виде механического шаблона для поворота лопаток на угол, соответствующий режиму работы двигателя. В другом варианте аппарат поворота лопаток спрямляющего аппарата содержит датчик оборотов и блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, выполнен в виде микропроцессора, определяющего режим работы двигателя и дающий команду аппарату поворота на установку лопаток на угол, соответствующий этому режиму. Техническим результатом изобретения является снижение уровня шума самолета при взлете и наборе высоты в контрольных точках, регламентируемых стандартом ИКАО, а также на крейсерском режиме - в достижении максимально возможного кпд вентилятора. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к снижению уровня шума, генерируемого авиационным турбовентиляторным двигателем (ТРДД).

Известно, что уровни шума, генерируемые вентилятором ТРДД на режимах взлета и набора высоты самолетом, при трансзвуковых и сверхзвуковых режимах его работы во многом определяются шумом ударных волн и вносят заметный вклад в общий шум двигателя и самолета. Необходимо отметить, что подавляющее большинство двигателей, созданных и создаваемых для пассажирской авиации, реализованы по схеме прямой связи турбины низкого давления (ТНД) с вентилятором. Только двигатели фирмы PW серии PW 1400 имеют в цепочке ТНД - вентилятор еще и редуктор. Это значит, что все безредукторные двигатели будут иметь вентилятор, работающий на трансзвуковых и сверхзвуковых режимах. Объяснение простое - ТНД в безредукторных ТРДД имеет 5 и более ступеней. Если же еще больше снизить окружную скорость вентилятора (а значит и его шум), то число ступеней ТНД возрастет еще больше, что является неприемлемым по целому ряду соображений: увеличение массы и длины двигателя, увеличение числа деталей горячей части (диски, лопатки рабочих колес и сопловых аппаратов ТНД и т.д.), снижение ресурса. ТНД в редукторной схеме ТРДД в основном 3-х ступенчатая, а вентилятор работает на существенно меньших околозвуковых или дозвуковых скоростях. В связи с этим для выполнения новых постоянно ужесточающихся норм ИКАО необходимо изыскивать новые методы снижения шума вентилятора ТРДД.

Разрабатываемое изобретение и относится к устройствам снижения шума в источнике - снижению шума ударных волн (ШУВ), генерируемых вентилятором.

Известен турбовентиляторный авиационный двигатель - патент RU 2261999, 2003 г., F02K 3/04; F02C 7/045, содержащий вентилятор, состоящий из рабочего колеса и спрямляющего аппарата, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, общее реактивное сопло. Расстояние между периферийными задними кромками лопаток вентилятора и периферийными передними кромками лопаток его спрямляющего аппарата связано определенным соотношением (L₁). Длина воздухозаборника и его выходной диаметр связаны другим заданным соотношением (L₂). Площадь на входе в двигатель и площадь в горле воздухозаборника связаны третьим соотношением (f_вх). Такой выбор перечисленных параметров устройства повышает эффективность глушения шума вентилятора. Недостатком изобретения является то, что оно снижает уровни тонального шума на частоте следования лопаток вентилятора, в то время как на режимах взлета и набора высоты больший вклад вносит шум ударных волн.

Известен турбореактивный двигатель патент РФ RU 2592937, где в ТРДД, выбранном в качестве прототипа, используется вентилятор с входным направляющим аппаратом (ВНА), рабочим колесом и спрямляющим аппаратом, причем вентилятор работает на три контура двигателя и задние кромки лопаток ВНА в третьем контуре являются поворотными. С внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя. Внешняя поверхность разделительных полок спрямляющих лопаток выполнена на большем диаметре по отношению к внешней поверхности разделительных

полок рабочих лопаток с образованием уступа в проточной части канала третьего контура. Отношение радиальной величины h уступа между разделительными полками рабочей лопатки и спрямляющей лопатки вентилятора в канале третьего контура к осевому зазору 8 между разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора задано в пределах 0,5…1,5. Выполнение турбореактивного двигателя трехконтурным с каналом третьего контура позволяет сбрасывать неравномерный возмущенный поток воздуха в обход каналов наружного и внутреннего контуров двигателя, что повышает его надежность и улучшает согласование работы системы: воздухозаборник - двигатель - сопло. Выполнение задних кромок входного направляющего аппарата (ВНА) вентилятора поворотными в канале третьего контура позволяет регулировать расход воздуха через канал третьего контура. Это дает возможность изменять степень двухконтурности двигателя по режимам полета, уменьшая тем самым внешнее сопротивление воздухозаборника на трансзвуковых режимах, но не влияет на шум вентилятора.

При h/δ<0,5 повышаются паразитные утечки воздуха из канала наружного контура в канала третьего контура.

При h/δ>1,5 повышаются гидравлические потери в канале третьего контура.

Повышение надежности достигается оптимизацией величины отношения h/δ=0,5…1,5 - регулируя этой величиной размеры утечек и гидравлических потерь в наружном и третьем контурах.

Недостатком устройства является использование в качестве «регулятора» диапазона изменения величины отношения нерегулируемых элементов: высоты уступа h и величины осевого зазора δ, что естественно ухудшает эффективность этой идеи. Использование поворотных задних кромок ВНА дает, как отмечают авторы, эффект при регулировании степени двухконтурности двигателя - улучшая экономичность и акустические характеристики двигателя на взлете. Поясним последние, связанные между собой эффекты, - увеличение расхода воздуха через третий контур на взлете

дает соответствующий рост степени двух(трех)контурности двигателя и сопутствующие известные эффекты: увеличение экономичности и снижение шума струи. Однако в прототипе даже не упоминается ни о законах регулирования (поворота) задних кромок ВНА, ни об устройстве их поворота. В прототипе не ставится задача снижения шума вентилятора и не дается метода ее решения. В описании прототипа говорится о некотором снижении шума двигателя при добавлении третьего контура, при этом имеется ввиду снижение шума реактивной струи в связи с увеличением двух(трехконтурности) двигателя, однако там нет никаких предложений по снижению шума вентилятора, который вносит существенный вклад в общий шум двигателей и самолета на режимах взлета и набора высоты.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в снижении шума двигателя на режимах взлета и набора высоты, т.е. в тех точках, где он нормируется стандартом ИКАО, а также на крейсерском режиме - в достижении максимально возможного к.п.д. вентилятора. Технический результат достигается тем, что в вентиляторе турбовентиляторного авиационного двигателя, включающем корпус, рабочее колесо и спрямляющий аппарат, спрямляющий аппарат снабжен аппаратом поворота лопаток на три заданных угла, каждый из которых соответствует одному из режимов работы двигателя: взлетному, набору высоты, крейсерскому режимам, причем аппарат поворота лопаток спрямляющего аппарата содержит датчик оборотов и блок, срабатывающий от числа оборотов двигателя. Блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит механический шаблон для поворота лопаток на угол, соответствующий режиму работы двигателя. В другом варианте блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит микропроцессор, определяющий режим работы двигателя и дающий команду аппарату поворота лопаток на угол, соответствующий этому режиму.

Использование аппарата поворота лопаток на крейсерском режиме дает возможность повысить к.п.д. вентилятора на этом наиболее продолжительном режиме полета.

На фиг. 1 показан разрез турбовентиляторного авиационного двигателя.

На фиг. 2 показано рабочее колесо вентилятора с системой выбитых ударных волн перед ним.

На фиг. 3 показано изменение положения системы выбитых ударных волн при уменьшении величины противодавления за рабочим колесом.

На фиг. 4 показаны рабочее колесо (РК) и спрямляющий аппарат (СА) вентилятора, направление поворота и точки поворота лопаток СА.

На фиг. 1 показан разрез турбовентиляторного авиационного двигателя, имеющего одноступенчатый вентилятор, состоящий из рабочего колеса - диск 1 с установленными на нем рабочими лопатками 2, спрямляющего аппарата 3 с поворотными лопатками и аппарата поворота лопаток 4 на три заданных угла. Каждый из них соответствует одному из режимов работы двигателя: взлетному, набору высоты, крейсерском. Аппарат поворота лопаток спрямляющего аппарата содержит датчик оборотов и блок, срабатывающий от числа оборотов датчика. Блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит механический шаблон для поворота лопаток на угол, соответствующий режиму работы двигателя. Во втором варианте блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит микропроцессор, определяющий режим работы двигателя и дающий команду аппарату поворота лопаток на угол, соответствующий этому режиму работы.

На фиг. 2 показана система выбитых ударных волн (5), образующаяся перед лопатками 2 рабочего колеса.

На фиг. 3 показаны три варианта расположения ударных волн:

а) - на передней кромке лопаток РК(Р_вых=Р_расч); б) - в середине межлопаточного канала (Р_вых=Р_расч-0,025 кг/см²); в) - в конце межлопаточного канала (Р_вых=Р_расч-0,05 кг/см²).

На фиг. 4 показаны рабочее колесо и спрямляющий аппарат

вентилятора, а также направление поворота 6 и точки поворота 7 лопаток СА.

Объясним теперь физическую картину происходящего. Перед рабочим колесом при трансзвуковых и сверхзвуковых режимах его обтекания возникает система выбитых ударных волн 5 (фиг. 2). При повороте лопаток СА 3 на открытие увеличивается площадь проходного сечения и соответственно понижается величина противодавления за РК. При этом система выбитых ударных волн 5 - втягивается в межлопаточные каналы РК. Величина смещения системы выбитых ударных волн зависит от величины противодавления за РК, чем меньше противодавление, тем глубже смещается система в межлопаточные каналы и тем больше снижается шум ударных волн (ШУВ). Поэтому величина противодавления за РК является ключевым параметром для определения положения системы выбитых ударных волн 5. Технический результат достигается тем, что предлагается ввести в конструкцию двигателя аппарат поворота лопаток СА 4, который поворачивает лопатки СА вентилятора на определенные (заранее рассчитанные) углы, которые заложены в программу управления СА, и, увеличивает тем самым площадь проходных сечений в СА и понижает давление за РК, при этом система выбитых ударных волн, возникающая перед РК на трансзвуковых и сверхзвуковых режимах его обтекания, всасывается в межлопаточные каналы. Тем самым существенно снижается или уничтожается полностью шум выбитых ударных волн - это тот источник шума, который вносит заметный вклад в суммарный уровень шума самолета на взлете и наборе высоты.

Конструктивно аппарат поворота лопаток СА 4 представляет собой блок, где входной параметр (которым является число оборотов вентилятора), трансформируется через передаточный механизм в сигнал, передающийся механизму, управляющему механическим шаблоном, который и осуществляет поворот лопаток СА на угол, соответствующий данному режиму работы. В случае, когда аппарат поворота лопаток 4, имеет микропроцессор, то входной сигнал передается микропроцессору, который вырабатывает команду для механизма поворота лопаток на угол, соответствующий данному режиму работы.

Необходимо заметить, что программа управления СА настроена на два режима взлетно-посадочного цикла самолета (взлет и набор высоты) и на режим крейсерского полета, т.е. на три режима полета -. которые определяются по числу оборотов вентилятора и поворот лопаток СА производится на угол, соответствующий каждому режиму. Для первых двух режимов рассчитывают уровни шума в соответствующей контрольной точке и по разнице в уровнях шума без и с поворотом лопаток СА определяют эффективность предлагаемого решения. Расчеты эффективности предлагаемого решения следует выполнить предварительно - на стадии проектирования двигателя и самолета, определив сначала путем аэродинамического расчета течение в РК и СА, максимальные возможности раскрытия лопаток СА на каждом из режимов и рассчитав положение системы выбитых ударных волн и угла поворота лопаток СА, а затем по методике расчета шума двигателя и самолета рассчитывают как уровни шума ударных волн, так шум самолета в целом; при этом, если полученные величины снижения уровня шума самолета являются достаточными (для выполнения норм ИКАО), то имеется возможность выбирать ту или иную величину снижения уровня шума и положение рабочей точки на характеристике вентилятора, фиксируя положение, соответствующее большему значению его к.п.д. Для режима крейсерского полета выбирается то положение лопаток СА, которому соответствует режим работы вентилятора, на котором будет реализован максимум его к.п.д. Отметим, что: I. Методы расчета течения со скачками уплотнения, в том числе и с ударными волнами, хорошо известны, см., например, 1. Замтфорт Б.С., Иванов М.Я. «Обтекание решетки симметричных профилей околозвуковым неизэнтропическим потоком». М: Ученые записки ЦАГИ т. IIII, №6, 1972 г.;

II.а. Методы расчета шума двигателя и самолета также известны, например, Замтфорт Б.С., Шипов Р.А. «О расчете шума ТРДД с большой степенью двухконтурности. М. Труды ЦИАМ, №752, 1978 г.; Замтфорт Б.С., Соркин Л.И. и др. К вопросу о нормировании уровня шума реактивных двигателей. М. Труды ЦИАМ, №637, 1975 г.

б. В изобретении предлагается использовать прямой метод оценки эффективности предлагаемого изобретения - расчет снижения уровней шума в тех точках на местности, где он нормируется по стандарту ИКАО - что сразу показывает его эффективность.

Предлагаемое устройство - вентилятор с аппаратом поворота лопаток СА 4 - работает следующим образом: входной сигнал для автомата дает датчик числа оборотов РК вентилятора; каждому числу оборотов РК вентилятора соответствует необходимый режим работы двигателя и свой угол поворота лопаток СА. Аппарат поворота лопаток спрямляющего аппарата содержит датчик оборотов и блок, срабатывающий от числа оборотов датчика. Блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит механический шаблон для поворота лопаток на угол, соответствующий режиму работы двигателя.

Сигнал от датчика оборотов трансформируется через передаточный механизм в сигнал, дающий команду механизму, сдвигающему механический шаблон для поворота лопаток 3 на угол, соответствующий данному режиму работы. В качестве механизма, сдвигающего механический шаблон, могут быть использованы приводы известных типов (электрический, гидравлический, пневматический и т.п.). В случае, когда аппарат поворота лопаток 4 имеет микропроцессор, то датчик оборотов передает сигнал микропроцессору, который вырабатывает команду для поворота лопаток 3 на угол, соответствующий данному режиму работы.

Для доказательства эффективности предлагаемого устройства снижения ШУВ была выполнена серия расчетов для ближнемагистрального трехдвигательного самолета, имеющего двигатели со степенью двухконтурности 5,3. В проведенном исследовании все геометрические и газодинамические параметры двигателя и самолета были приняты постоянными, а изменялась только величина ШУВ за счет изменения угла установки лопаток. Всего было рассчитано на двух режимах полета - взлета и набора высоты четыре варианта двигателя, отличающихся только углом установки лопаток СА.

Таким образом, понижая давление за рабочим колесом и заставляя систему выбитых ударных волн из положения перед рабочим колесом втянуться в межлопаточные каналы, удается снизить уровень шума в контрольной точке при взлете самолета на 0,6 EPNдБ. Если же пониженное давление за рабочим колесом будет таким, что система выбитых ударных волн будет располагаться в середине или в конце межлопаточного канала, то уровень шума в контрольной точке самолета при наборе высоты снизится еще на 1,8 EPNдБ. Т.е. максимальная величина снижения уровня шума достигает 2,4 EPNдБ (см. табл. 1). Дополнительный угол установки лопаток СА предлагается рассчитывать для того, чтобы проектировщик выбрал из этих двух углов (заданного и дополнительного), тот, при котором будет получено наибольшее значение к.п.д. на этом режиме и угол, соответствующий максимуму к.п.д. и станет заданным.

Таким образом, понижая давление за рабочим колесом и заставляя систему выбитых ударных волн из положения перед рабочим колесом втянуться в межлопаточный канал, удается снизить уровень шума в контрольной точке самолета при наборе высоты на 0,8 EPNдБ. Если же пониженное давление за рабочим колесом будет таким, что система выбитых ударных волн будет располагаться в середине или в конце межлопаточного канала, то уровень шума в контрольной точке самолета при наборе высоты снизится еще на 2,4 EPNдБ. Т.е. максимальная величина снижения уровня шума достигает 3,2 EPNдБ.

Т.е. предполагаемое изобретение позволяет суммарно снизить уровни шума на режимах взлета и набора высоты на 5,6 EPNдБ - это очень значимый результат. Известно, что при снижении шума струи на 1 EPNдБ потери тяги составляют 1%. Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет снизить шум генерируемый двигателями, на режимах взлета и набора высоты, не изменяя, а может быть даже улучшая к.п.д. вентилятора на режиме крейсерского полета (лопатки СА будут установлены под оптимальным углом для этого режима). При необходимости регулирования углов установки лопаток СА (значит и режимов работы вентилятора) и на других режимах работы двигателя аппарат поворота лопаток может быть настроен и на эти дополнительные режимы.

В таблицах 1 и 2 есть углы установки лопаток-оптимальный 1 и оптимальный 2. Затем при проектировании в системе аэродинамического расчета вентилятора для каждого из режимов взлета и набора высоты определяется, при каком из двух углов, оптимальный 1 или оптимальный 2, будет большее значение к.п.д. вентилятора. Углы, соответствующие большим величинам к.п.д., задаются для поворота лопаток на соответствующий угол на каждом режиме.

Предлагаемое изобретение позволит получить необходимый результат - требуемое снижение уровня шума в контрольных точках при взлете самолета и наборе высоты. Использование аппарат поворота лопаток на крейсерском режиме дает возможность повысить кпд вентилятора на этом наиболее продолжительном режиме полета.

1. Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя, включающий корпус, рабочее колесо и спрямляющий аппарат, отличающийся тем, что спрямляющий аппарат снабжен аппаратом поворота лопаток на три заданных угла, каждый из которых соответствует одному из режимов работы двигателя: взлетному, набору высоты, крейсерскому режимам, причем аппарат поворота лопаток спрямляющего аппарата содержит датчик оборотов и блок, срабатывающий от числа оборотов датчика.

2. Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит механический шаблон для поворота лопаток на угол, соответствующий режиму работы двигателя.

3. Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит микропроцессор, определяющий режим работы двигателя и дающий команду аппарату поворота лопаток на угол, соответствующий этому режиму работы.