Выходное устройство авиационного реактивного двигателя

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Выходное устройство авиационного реактивного двигателя, установленного на летательное средство, содержащее крыло, содержит выходное сопло двигателя и шумоглушитель, снабженный выходным соплом. Выходное устройство управляемо конфигурируется таким образом, что на режимах взлета, набора высоты и посадки в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов выходная струя двигателя через шумоглушитель поступает в выходное сопло шумоглушителя, а на режиме крейсерского полета поступает в выходное сопло двигателя, минуя шумоглушитель. Выходное сопло шумоглушителя выполнено таким образом, что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла. Изобретение повышает эффективность глушения шума при взлете, наборе высоты и посадке и по меньшей мере частично компенсирует потери подъемной силы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкции и размещению на авиационной силовой установке элементов, а, именно, выхлопных устройств авиационных реактивных двигателей для уменьшения их шума и частичной компенсации потерь силы тяги двигателя при глушении его шума.

Снижение шума реактивных двигателей является одной из серьезных проблем современной авиации. Установлены предельные допустимые значения уровня шума самолетов на режимах взлета, набора высоты и посадки, которые постоянно ужесточаются. Шум авиационных двигателей складывается из шумов внутренних агрегатов и узлов (компрессора, турбины, камеры сгорания и др.) и шума выхлопной струи из сопла реактивных двигателей. На основании экспериментальных данных установлено, что наибольший шум возникает от выхлопной струи из сопла двигателей. (Виноградов В.Ю., Сайфуллин А.А., Зигангирова Р. Теоретический подход к вопросам разработки систем глушения шума авиационных ГТД // Молодой ученый. - 2015. - №12.1. - С. 16-17.)

Известно выходное устройство двигателя и группы авиационных двигателей силовой установки (варианты). (Патент РФ №2641341, B64D 33/04, F02K 1/11 опубл. 17.01.2018 г.). Глушение шума в этом выходном устройстве обеспечивается шумоглушителем, снабженным выходным соплом. Выходное устройство управляемо конфигурируется таким образом, что на режимах взлета, набора высоты и посадки в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов выходная струя двигателя через шумоглушитель поступает в выходное сопло шумоглушителя, а на режиме крейсерского полета поступает в выходное сопло двигателя, минуя шумоглушитель

К недостаткам указанного известного технического решения следует отнести потери мощности на преодоление сопротивления шумоглушителя на режимах взлета, набора высоты и посадки самолета в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов, что требует повышения мощности реактивного двигателя на указанных режимах.

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности снижения уровня шума авиационного реактивного двигателя на режимах взлета, набора высоты и посадки с, по меньшей мере, частичной компенсацией потери давления.

Предлагаются два варианта технического решения.

1. Рассматриваем первый вариант. Для решения поставленной задачи с достижением заявляемого технического результата выходное сопло шумоглушителя выполнено таким образом, что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла.

2. Согласно второму варианту предлагаемого технического решения выходное сопло шумоглушителя выполнено с дистанционным управлением, поворотным, по меньшей мере, в вертикальной плоскости, так что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла, величина которых изменяется при изменении угла поворота сопла шумоглушителя. Привод механизма поворота выходного сопла шумоглушителя может быть выполнен гидравлическим или электрическим.

В результате проведенного поиска по патентной и научно-технической литературе не выявлено известности предлагаемой совокупности существенных признаков.

Выходное устройство авиационного двигателя согласно первому варианту исполнения работает следующим образом.

На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета выхлопная струя двигателя проходит через шумоглушитель и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через выходное сопло. Поскольку сопло выходного отверстия после глушителя выполнено таким, что обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе, Крыла, эта сила, по меньшей мере, частично компенсирует потерю мощности двигателя для обеспечения требуемой подъемной силы.

Выходное устройство авиационного двигателя согласно второму варианту исполнения предлагаемого технического решения работает следующим образом.

На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета механизм перемещения сопла выходного отверстия после глушителя по команде осуществляет поворот сопла в вертикальной плоскости для обеспечения наряду с продольной тягой вертикальной силы в дополнение к подъемной силе крыла. Эта сила, по меньшей мере, частично компенсирует потерю мощности двигателя для обеспечения требуемой подъемной силы. Возможность управления поворотом сопла в вертикальной плоскости позволяет выбрать наилучшее положение сопла для каждого этапа режима взлета, набора высоты и посадки самолета.

На крейсерском режиме полета самолета отсутствие глушителя перед выходным соплом двигателя обеспечивает отсутствие потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе, что в свою очередь способствует снижению расхода топлива на крейсерском режиме полета самолеча, который является самым продолжительным режимом в полете.

Применение предложенного технического решения в вариантах позволит поднять эффективность шумоглушения при взлете и посадке, и, по меньшей мере, частично компенсировать потери подъемной силы.

1. Выходное устройство авиационного реактивного двигателя, установленного на летательное средство, содержащее крыло, содержит выходное сопло двигателя и шумоглушитель, снабженный выходным соплом, выходное устройство управляемо конфигурируется таким образом, что на режимах взлета, набора высоты и посадки в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов выходная струя двигателя, через шумоглушитель поступает в выходное сопло шумоглушителя, а на режиме крейсерского полета поступает в выходное сопло двигателя, минуя шумоглушитель, отличающееся тем, что выходное сопло шумоглушителя выполнено таким образом, что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла.

2. Выходное устройство авиационного реактивного двигателя, установленного на летательное средство, содержащее крыло, содержит выходное сопло двигателя и шумоглушитель, снабженный выходным соплом, выходное устройство управляемо конфигурируется таким образом, что на режимах взлета, набора высоты и посадки в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов выходная струя двигателя через шумоглушитель поступает в выходное сопло шумоглушителя, а на режиме крейсерского полета поступает в выходное сопло двигателя, минуя шумоглушитель, отличающееся тем, что выходное сопло шумоглушителя выполнено с дистанционным управлением, поворотным, по меньшей мере, в вертикальной плоскости, так что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла, величина которых изменяется при изменении угла поворота сопла шумоглушителя.

3. Выходное устройство авиационного реактивного двигателя по п. 2, отличающееся тем, что привод механизма поворота сопла выполнен гидравлическим.

4. Выходное устройство авиационного реактивного двигателя по п. 2, отличающееся тем, что привод механизма поворота сопла выполнен электрическим.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов. Выходное устройство авиационного двигателя содержит выходной патрубок (1), основное выходное сопло (2) двигателя, по меньшей мере одну поворотную заслонку (3), привод механизма управления и шумоглушитель (4).

Изобретение относится к устройствам для реверсирования и изменения направления вектора тяги авиационных турбореактивных двухконтурных двигателей. .

Изобретение относится к средствам движения самолетов. .

Изобретение относится к области авиационных двигателей и тормозных устройств самолетов. Отклоняющая решетка реверсивного устройства наружного корпуса двигателя включает монолитные секции.

Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов. Выходное устройство авиационного двигателя содержит выходной патрубок (1), основное выходное сопло (2) двигателя, по меньшей мере одну поворотную заслонку (3), привод механизма управления и шумоглушитель (4).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем смазки трансмиссий. Выполненный с возможностью висения летательный аппарат (1) имеет средство (6) приведения в движение, по меньшей мере один винт (3), трансмиссионное средство (5) для передачи мощности от средства (6) приведения в движение на винт (3) и смазываемое с помощью смазочного материала, теплообменник (9), принимающий нагретый смазочный материал от трансмиссионного средства (5) и подающий охлажденный смазочный материал на трансмиссионное средство (5), и вентилятор (10) для производства воздушного потока через теплообменник (9) с целью охлаждения смазочного материала.

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит несущую поверхность и турбореактивный двигатель.
Изобретение относится к авиационной технике. Система подачи сжиженных азота, двуокиси углерода либо инертных газов к двигателям самолета или вертолета состоит из размещенных в корпусе самолета или вертолета емкостей со сжиженным азотом, двуокисью углерода либо инертным газом.

Летательный аппарат (10) с малой радиолокационной сигнатурой включает двигательную установку (18) для приведения в движение летательного аппарата (10), имеющего воздухозаборник (16) и сопловое отверстие (14), нишу (20, 24, 26), через которую предусмотрена возможность ввода других компонентов летательного аппарата (10) вовнутрь.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Летательный аппарат (1) выполнен с возможностью висения, имеет средство (7) приведения в действие и, по меньшей мере, одну выхлопную трубу (8, 8'), соединенную с выпускным отверстием средства (7) приведения в действие, чтобы выпускать выхлопной газ, создаваемый посредством сгорания топлива, из летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Внутренняя конструкция гондолы турбореактивного двигателя содержит активные и пассивные подвижные элементы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к реверсорам тяги. Створчатый реверсор тяги содержит, по меньшей мере, один неподвижный конструктивный элемент с установленной на нем, по меньшей мере, одной створкой.

Изобретение относится к авиации, в частности к гондоле турбореактивного двигателя, имеющего переменное сечение сопла. Гондола содержит верхнюю по потоку неподвижную конструкцию, подвижный обтекатель и нижнее по потоку сопло с переменным сечением.

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Выходное устройство авиационного реактивного двигателя, установленного на летательное средство, содержащее крыло, содержит выходное сопло двигателя и шумоглушитель, снабженный выходным соплом. Выходное устройство управляемо конфигурируется таким образом, что на режимах взлета, набора высоты и посадки в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов выходная струя двигателя через шумоглушитель поступает в выходное сопло шумоглушителя, а на режиме крейсерского полета поступает в выходное сопло двигателя, минуя шумоглушитель. Выходное сопло шумоглушителя выполнено таким образом, что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла. Изобретение повышает эффективность глушения шума при взлете, наборе высоты и посадке и по меньшей мере частично компенсирует потери подъемной силы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.

Наверх