Анимация двухвального турбовентилятора с высокой степенью двухконтурности. A. Ротор низкого давления B. Ротор высокого давления C. Компоненты статора 1. Гондола 2. Вентилятор 3. Компрессор низкого давления 4. Компрессор высокого давления 5. Камера сгорания 6. Турбина высокого давления 7. Турбина низкого давления 8. Сопло газогенератора 9. Сопло вентилятора 
Турбовентиляторный двигатель CFM56-3 
Схема турбовентиляторного двигателя Турбовентиляторным двигателем в популярной литературе обычно называют турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с высокой (выше 2) степенью двухконтурности. В данном типе двигателей используется одноступенчатый вентилятор большого диаметра, обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полёта, включая низкие скорости при взлёте и посадке. По причине большого диаметра вентилятора сопло внешнего контура таких ТРДД становится достаточно тяжёлым и его часто выполняют укороченным, со спрямляющими аппаратами (неподвижными лопатками, поворачивающими воздушный поток в осевом направлении). Соответственно, большинство ТРДД с высокой степенью двухконтурности — без смешения потоков. Экономичность турбовентиляторных двигателей обусловлена тем, что в отличие от обычного ТРДД энергия реактивной струи в виде давления и высокой температуры не теряется на выходе из двигателя, а преобразуется во вращение вентилятора, который создает дополнительную тягу, тем самым повышается КПД. В турбовентиляторном двигателе вентилятор может создавать до 70-80 % всей тяги двигателя.[1][2]
Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству турбореактивного двигателя (ТРД), последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.
Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом.
По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе невысока — сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора.
ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию.
Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.
Недостатки — большие масса и габариты. Особенно — большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полёте.
Область применения таких двигателей — дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры, военно-транспортная авиация.
ru.mobile.bywiki.com
Двухконтурный газотурбинный двигатель используется в сочетании с понижающим редуктором для уменьшения скорости вращения вентилятора относительно скорости вращения турбины низкого давления. Раскрыты также турбинный модуль и способ его конструирования. Газотурбинный двигатель выполнен таким образом, что число лопаток в турбине низкого давления, умноженное на скорость вращения турбины низкого давления, приводит к образованию рабочего шума, который лежит за пределами диапазона чувствительности для человеческого слуха. Достигается снижение слышимого шума при заходе на посадку. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 1 ил.
Перекрестная ссылка на родственные заявки
[0001] Настоящая заявка испрашивает приоритет согласно предварительной заявке на патент США №61/592643, поданной 31 января 2012 г.
Уровень техники
[0002] Настоящая заявка относится к конструкции турбины, которая может работать, создавая шум, к которому менее чувствителен человеческий слух.
[0003] Газотурбинные двигатели являются известными и обычно содержат вентилятор, подающий воздух в компрессор. Воздух сжимается в компрессоре и поступает далее в секцию камеры сгорания, где он смешивается с топливом и воспламеняется. Газообразные продукты этого сгорания проходят далее к турбинным роторам, приводя их во вращение.
[0004] Обычно имеется ротор турбины высокого давления и ротор турбины низкого давления. Каждый из турбинных роторов содержит несколько рядов лопаток турбины, которые вращаются с ротором. В промежутках между рядами лопаток турбины расположены стационарные лопатки.
[0005] Турбина низкого давления может представлять собой значительный источник шума, поскольку шум возникает в результате динамического взаимодействия текучих сред между рядами лопаток и рядами сопловых лопаток. Такие взаимодействия создают звуковые тоны на частоте следования лопаток в каждой ступени турбины низкого давления и их гармоники.
[0006] Шум часто находится в диапазоне частот, к которым очень чувствителен слух человека. Для смягчения указанной проблемы в прошлом управляли соотношением стационарных и роторных лопаток, чтобы оно было выше определенного числа. Например, соотношение стационарных и роторных лопаток может быть выбрано 1,5 или больше для препятствования распространению на большое расстояние основного тона межлопаточного прохода. Это известно как "отсечка".
[0007] Однако акустически отсекающие конструкции могут быть реализованы за счет увеличения веса двигателя и ухудшения аэродинамических качеств. Иными словами, ограничение проектировщика конкретным соотношением стационарных и роторных лопаток влечет за собой ограничение в выборе такого соотношения на основании других характеристик проектируемого двигателя.
[0008] Традиционно турбина низкого давления приводила во действие секцию компрессора низкого давления и вентиляторную секцию. Позднее стали использовать понижающий редуктор, чтобы иметь возможность приводить во вращение вентилятор и компрессор низкого давления с различными скоростями.
Сущность изобретения
[0009] В характерном варианте реализации газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, содержащую компрессор низкого давления и компрессор высокого давления, секцию камеры сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления. Турбина низкого давления приводит во вращение компрессор низкого давления и вентилятор. Для уменьшения скорости вращения вентилятора относительно входной скорости турбины низкого давления используют понижающий редуктор. Турбина низкого давления имеет определенное число лопаток в каждом из множества рядов турбины. Рабочие лопатки турбины низкого давления вращаются с определенной скоростью. Число лопаток и скорость вращения выбирают таким образом, чтобы, по меньшей мере, для одного из рядов лопаток турбины низкого давления была справедлива следующая формула: (число лопаток × скорость вращения)/60≥5500. Угловая скорость вращения представляет собой скорость при заходе на посадку, выраженную в оборотах в минуту.
[0010] В другом варианте реализации согласно предыдущему варианту реализации число, полученное в результате вычисления по указанной формуле, больше или равно 6000.
[0011] В другом варианте реализации согласно предыдущему варианту реализации газотурбинный двигатель рассчитан на создание тяги, составляющей 15000 фунтов или больше.
[0012] В другом варианте реализации согласно непосредственно предыдущему варианту реализации формула справедлива для большинства рядов лопаток турбины низкого давления.
[0013] В другом варианте реализации согласно непосредственно предыдущему варианту реализации формула справедлива для всех рядов лопаток турбины низкого давления.
[0014] В другом варианте реализации согласно характерному варианту реализации формула справедлива для большинства рядов лопаток турбины низкого давления.
[0015] В другом варианте реализации согласно характерному варианту реализации формула справедлива для всех рядов лопаток турбины низкого давления.
[0016] В другом характерном варианте реализации способ конструирования газотурбинного двигателя включает в себя шаги установки понижающего редуктора между турбиной низкого давления и вентилятором, и выбора числа лопаток роторов турбины низкого давления в сочетании со угловой скоростью вращения турбины низкого давления таким образом, что следующая формула справедлива, по меньшей мере, для одного из рядов лопаток турбины низкого давления: (число лопаток × скорость)/60≥5500. Угловая скорость вращения представляет собой скорость при заходе на посадку, выраженную в оборотах в минуту.
[0017] В другом варианте реализации в результате вычисления по указанной формуле получают число, большее или равное 6000.
[0018] В другом варианте реализации согласно предыдущему варианту реализации газотурбинный двигатель рассчитывают на создание тяги 15000 фунтов или больше.
[0019] В другом варианте реализации согласно непосредственно предшествующему варианту реализации формула справедлива для большинства рядов лопаток турбины низкого давления.
[0020] В другом варианте реализации согласно непосредственно предшествующему варианту реализации формула справедлива для всех рядов лопаток турбины низкого давления.
[0021] В другом варианте реализации согласно характерному варианту реализации формула справедлива для большинства рядов лопаток турбины низкого давления.
[0022] В другом варианте реализации согласно непосредственно предшествующему варианту реализации формула справедлива для всех рядов лопаток турбины низкого давления.
[0023] В другом характерном варианте реализации турбинный модуль газотурбинного двигателя содержит турбину низкого давления с определенным числом турбинных лопаток в каждом из множества рядов турбины. Лопатки турбины низкого давления работают с определенной угловой скоростью вращения. Число лопаток и скорость вращения выбраны так, что следующая формула справедлива, по меньшей мере, для одного из рядов лопаток турбины низкого давления: (число лопаток × скорость)/60≥5500. Угловая скорость вращения представляет собой скорость при заходе на посадку, выраженную в оборотах в минуту.
[0024] В другом варианте реализации согласно предыдущему варианту реализации в результате вычисления по указанной формуле получают число, большее или равное 6000.
[0025] В другом варианте реализации согласно предыдущему варианту реализации газотурбинный двигатель рассчитан на создание тяги, составляющей 15000 фунтов или больше.
[0026] В другом варианте реализации согласно непосредственно предшествующему варианту реализации формула справедлива для большинства рядов лопаток турбины низкого давления.
[0027] В другом варианте реализации согласно непосредственно предшествующему варианту реализации формула справедлива для всех рядов лопаток турбины низкого давления.
[0028] В другом варианте реализации согласно характерному варианту реализации формула справедлива для большинства рядов лопаток турбины низкого давления.
[0029] В другом варианте реализации согласно характерному варианту реализации формула справедлива для всех рядов лопаток турбины низкого давления. Эти и другие характеристики изобретения станут более понятными из приведенного далее описания и чертежей, краткое описание которых следует ниже.
Краткое описание чертежей
[0030] На фиг. 1 показан газотурбинный двигатель.
Осуществление изобретения
[0031] На фиг. 1 схематически показан газотурбинный двигатель 20. Газотурбинный двигатель 20 раскрыт здесь в виде двухкаскадного турбовентиляторного двигателя, который обычно содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию камеры сгорания 26 и турбинную секцию 28. Альтернативные двигатели могут содержать секцию усилителя тяги (не показана) или промежуточный контур наряду с другими системами или компонентами. Вентиляторная секция 22 нагнетает воздух в наружный контур, в то время как компрессорная секция 24 нагнетает воздух во внутренний контур для сжатия и подачи в секцию камеры сгорания 26 с последующим расширением в турбинной секции 28. В данном неограничительном варианте осуществления показан турбовентиляторный газотурбинный двигатель, однако, следует понимать, что описанные здесь концепции не ограничены применением в турбовентиляторных двигателях, поскольку эти положения могут быть использованы для других типов турбинных двигателей, включая трехконтурные конструкции.
[0032] Двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, установленные с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси A двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя при помощи нескольких подшипниковых систем 38. При этом следует понимать, что различные подшипниковые системы 38 могут быть альтернативно или дополнительно установлены на различных участках.
[0033] Низкоскоростной контур 30 обычно содержит внутренний вал 40, который соединяет вентилятор 42, компрессор 44 низкого давления и турбину 46 низкого давления. Внутренний вал 40 соединяется с вентилятором 42 при помощи редукторного устройства 48 для обеспечения приведения в действие вентилятора 42 с более низкой скоростью, чем скорость низкоскоростного каскада 30. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, который соединяет компрессор 52 высокого давления и турбину 54 высокого давления. Камера 56 сгорания расположена между компрессором 52 высокого давления и турбиной 54 высокого давления. Между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления обычно находится промежуточная силовая рама 57 неподвижной конструкции 36 двигателя. Промежуточная силовая рама 57 служит дополнительной опорой для подшипниковых систем 38 в турбинной секции 28. Внутренний вал 40 и наружный вал 50 являются концентричными и вращаются при помощи подшипниковых систем 38 вокруг центральной продольной оси A двигателя, коллинеарной их продольным осям.
[0034] Воздушный поток внутреннего контура сжимается компрессором 44 низкого давления, затем компрессором 52 высокого давления, смешивается с топливом и сжигается в камере 56 сгорания и далее расширяется в турбине 54 высокого давления и турбине 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 57 имеет аэродинамические поверхности 59, которые расположены на пути движения воздушного потока во внутреннем контуре. В ответ на указанное расширение турбины 46, 54 приводят во вращение соответствующий низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32
[0035] Термины "низкий" и "высокий", применяемые к скорости вращения или к давлению контуров, компрессоров и турбин, являются, разумеется, относительными друг друга. Таким образом, низкоскоростной каскад работает с более низкой скоростью вращения, чем высокоскоростной каскад, а секции низкого давления работают при более низком давлении, чем секции высокого давления.
[0036] Двигатель 20 в одном примере представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. В другом примере степень двухконтурности двигателя 20 превышает приблизительно шесть (6), в частности превышает приблизительно десять (10), редукторное устройство 48 представляет собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу, с понижающим передаточным числом, большим чем примерно 2.3, а турбина 46 низкого давления имеет отношение давлений больше чем приблизительно 5. В одном раскрытом варианте осуществления степень двухконтурности двигателя 20 больше чем приблизительно десять (10:1), диаметр вентилятора значительно превосходит диаметр компрессора 44 низкого давления, а турбина 46 низкого давления имеет отношение давлений больше чем приблизительно 5:1. Коэффициент давления турбины 46 низкого давления представляет собой отношение давления, измеренного перед входом турбины 46 низкого давления к давлению на выходе турбины 46 низкого давления перед реактивным соплом. Редукторное устройство 48 может представлять собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу с понижающим передаточным числом, большим чем примерно 2,5:1. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены только в качестве примера для одного варианта осуществления двигателя с редукторным устройством и что настоящее изобретение может быть использовано для других газотурбинных двигателей, в том числе для безредукторных турбовентиляторных двигателей.
[0037] Значительная величина тяги обеспечивается потоком B наружного контура, благодаря высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 рассчитана на определенный режим полета - обычно крейсерский режим со скоростью примерно 0,8 Мах на высоте примерно 35000 футов. Этот режим полета при 0,8 Маха и 35,000 футах с оптимальным потреблением топлива двигателем, также известный как крейсерский полет с минимальным удельным расходом топлива по тяге (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption,) представляет собой промышленный стандартный параметр, определяющий количество сжигаемого топлива, выраженное в фунтах, разделенное на тягу, выраженную в фунтах-сила, развиваемую двигателем в этой минимальной точке. «Минимальное отношение давлений в вентиляторе» представляет собой отношение давлений только на лопатке вентилятора без системы выходных направляющих лопаток вентилятора (FEGV, от англ. Fan Exit Guide Vane). Минимальное отношение давлений в вентиляторе согласно одному раскрываемому в данном описании неограничительному варианту осуществления составляет менее чем приблизительно 1,45. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» представляет собой фактическую окружную скорость лопатки вентилятора в фут/сек, деленную на промышленную стандартную температурную поправку [(Tокружающей среды °R)/ (518,7°R)0,5]. «Нижняя приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» согласно одному неограничительному варианту осуществления, раскрываемому в настоящем документе, составляет менее чем приблизительно 1150 фут/сек.
[0038] Применение понижающего редуктора между турбиной контура низкого давления и вентилятором позволяет увеличить скорость вращения компрессора низкого давления. В прошлом скорость вращения турбины низкого давления была несколько ограничена тем, что скорость вращения вентилятора не может быть чрезмерно большой. Максимальная скорость вращения вентилятора имеет место на наружной кромке его лопатки, при этом в более крупных двигателях диаметр вентилятора является гораздо большим, чем он может быть в менее мощных двигателях. Однако применение понижающего редуктора освободило конструктора от ограничения скорости вращения турбины низкого давления, вызванного необходимостью исключать чрезмерно высокие скорости вращения вентиляторов.
[0039] Как оказалось, можно выбрать определенное соотношение между числом вращающихся лопаток и угловой скоростью вращения турбины низкого давления, чтобы получить в результате шумовые частоты, которые в меньшей степени воспринимаются человеческим слухом.
[0040] Выведена следующая формула:
(число лопаток × угловая скорость вращения)/60≥5500.
[0041] Таким образом, число вращающихся лопаток в любой ступени турбины низкого давления, умноженное на угловую скорость вращения турбины низкого давления (в оборотах в минуту), разделенное на 60, должно быть больше или равно 5500. Точнее, это количество должно превышать 6000.
[0042] Рабочая скорость турбины низкого давления, используемая в указанной формуле, должна соответствовать режиму работы двигателя в каждой контрольной точке замера шумов, определяемой в соответствии с частью 36 Федеральных норм летной годности. Более конкретно, скорость вращения может быть принята в качестве контрольной точки замера шумов на участке захода на посадку согласно Части 36 Федеральных авиационных правил (Federal Airworthiness Regulations). В рамках настоящей заявки и ее формулы изобретения термин «скорость при заходе на посадку» соответствует этой контрольной точке сертификации.
[0043] Предусмотрено, что все ряды в турбине низкого давления соответствуют вышеуказанной формуле. Однако данное положение может также распространяться на турбины низкого давления, где большинство рядов лопаток в турбине низкого давления соответствуют вышеуказанной формуле, однако, некоторые ряды могу не соответствовать ей.
[0044] В результате этого при работе будет возникать шум, к которому человеческий слух менее чувствителен.
[0045] В вариантах осуществления изобретения результат расчета по указанной формуле может быть большим или равным 5500 и возрастать далее. Таким образом, путем тщательного выбора числа лопаток и управления рабочей скоростью турбины низкого давления (специалистам известно, каким образом управлять этой скоростью) можно обеспечить частоты шумов, создаваемых турбиной низкого давления, к которым человеческий слух менее чувствителен.
[0046] Данное изобретение в наибольшей степени может быть использовано для реактивных двигателей, рассчитанных на создание тяги, составляющей 15000 фунтов тяги или более. В этом диапазоне тяги реактивные двигатели, известные из уровня техники, обычно имеют частотный диапазон шумов около 4000 Гц. Поэтому, как указано выше, имеют место проблемы, связанные с шумом.
[0047] Двигатели с меньшей тягой (<15000 фунтов) могут работать в режимах, которые иногда превосходят величину 4000 и даже приближаются к 6000, однако это происходит не в сочетании с редукторным устройством и не для двигателей с приводом сравнительно высокой мощности, которые имеют большие вентиляторы и, следовательно, повышенные ограничения на скорость вращения турбины низкого давления.
[0048] В данном описании раскрыт один вариант осуществления настоящего изобретения, однако для специалистов очевидно, что в пределах объема этого изобретения в него могут быть внесены определенные видоизменения. По этой причине следует изучить прилагаемую формулу изобретения, чтобы определить истинный объем и содержание данного изобретения.
1. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вентилятор, компрессорную секцию, содержащую компрессор с частью низкого давления и частью высокого давления, секцию камеры сгорания и турбину с частью низкого давления, а также понижающий редуктор, обеспечивающий уменьшение скорости указанного вентилятора относительно входной скорости указанного вентилятора;
указанная часть низкого давления указанной турбины имеет определенное число лопаток турбины в каждом из множества рядов указанной части турбины, при этом указанные лопатки турбины низкого давления предназначены для работы, по меньшей мере, некоторое время, с определенной угловой скоростью вращения, и при этом указанное количество лопаток и указанная угловая скорость вращения таковы, что следующая формула справедлива, по меньшей мере, для одного из рядов лопаток турбины низкого давления
(число лопаток × скорость) / 60≥5500; при этом
указанная угловая скорость вращения представляет собой скорость при заходе на посадку, выраженную в оборотах в минуту.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором число, полученное в результате вычисления по формуле, больше или равно 6000.
3. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором указанный газотурбинный двигатель рассчитан на создание тяги, составляющей 15000 фунтов или больше.
4. Газотурбинный двигатель по п. 3, в котором формула справедлива для большинства рядов лопаток турбины низкого давления.
5. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором формула справедлива для всех рядов лопаток турбины низкого давления.
6. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором формула справедлива для большинства рядов лопаток турбины низкого давления.
7. Газотурбинный двигатель по п. 6, в котором формула справедлива для всех рядов лопаток турбины низкого давления.
8. Способ конструирования газотурбинного двигателя, содержащий шаги установки понижающего редуктора между частью турбины низкого давления и вентилятором, и выбора числа лопаток в каждом ряду роторов части турбины низкого давления в сочетании со угловой скоростью вращения турбины низкого давления таким образом, чтобы следующая формула была справедливой, по меньшей мере, для одного из рядов лопаток турбины низкого давления:
(число лопаток × скорость) / 60 ≥ 5500; при этом
указанная угловая скорость вращения представляет собой скорость при заходе на посадку, выраженную в оборотах в минуту.
9. Способ конструирования газотурбинного двигателя по п. 8, в котором в результате вычисления по формуле получают число, которое большее или равно 6000.
10. Способ конструирования газотурбинного двигателя по п. 9, в котором указанный газотурбинный двигатель рассчитывают на создание тяги, составляющей 15000 фунтов или больше.
11. Способ по п. 10, в котором формула справедлива для большинства рядов лопаток турбины низкого давления.
12. Способ по п. 11, в котором формула справедлива для всех рядов лопаток турбины низкого давления.
13. Способ по п. 8, в котором формула справедлива для большинства рядов лопаток турбины низкого давления.
14. Способ по п. 13, в котором формула справедлива для всех рядов лопаток турбины низкого давления.
15. Турбинный модуль, содержащий:
указанную часть низкого давления, имеющую определенное число лопаток турбины в каждом из множества рядов указанной части турбины, при этом указанные рабочие лопатки турбины низкого давления предназначены для работы, по меньшей мере, некоторое время, с определенной угловой скоростью вращения, при этом указанное число лопаток и указанная угловая скорость вращения таковы, что следующая формула справедлива, по меньшей мере, для одного из рядов лопаток узла низкого давления
(число лопаток × скорость) / 60 ≥ 5500; при этом
указанная угловая скорость вращения представляет собой скорость при заходе на посадку, выраженную в оборотах в минуту.
16. Турбинный модуль по п. 15, в котором число, полученное в результате вычисления по формуле, больше или равно 6000.
17. Турбинный модуль по п. 16, в котором указанный газотурбинный двигатель рассчитан на создание тяги, составляющей 15000 фунтов или больше.
18. Турбинный модуль по п. 17, в котором формула справедлива для большинства рядов лопаток турбины низкого давления.
19. Турбинный модуль по п. 18, в котором формула справедлива для всех рядов лопаток турбины низкого давления.
20. Турбинный модуль по п. 15, в котором формула справедлива для большинства рядов лопаток турбины низкого давления.
www.findpatent.ru
Турбовентиляторный авиационный двигатель включает в себя вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, а также общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта. В реактивном сопле установлен акустический экран, наружной трактовой стенкой которого образован диффузорный кольцевой канал с трактовой стенкой сопла для потока воздуха вентилятора. Степень расширения диффузорного кольцевого канала акустического экрана с трактовой стенкой сопла составляет 1,055...4,255. Изобретение позволяет повысить шумоглушение струи турбовентиляторного авиационного двигателя со смешением потока газа из турбинного тракта и потока воздуха вентилятора, а также позволяет снизить вторичные потери и обеспечить оптимальный спектр шума струи. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам подавления шума турбовентиляторных авиационных двигателей.
Известно обладающее неизменяемой геометрией смесительно-эжекторное устройство подавления шума турбовентиляторного авиационного двигателя, содержащее смеситель, образованный волнообразными выступами, прикрепленный к выхлопному торцу двигателя и преобразующий вентиляторный и центральный потоки в смешанный выходной поток. За смесителем укреплено образованное неподвижными волнообразными выступами выходное сопло, которое имеет приспособление для ввода в выходной поток и перемешивания с ним атмосферного воздуха. Передний торец сопла расположен спереди от заднего торца смесителя, поэтому смеситель по крайней мере частично размещен в сопле. Сзади от сопла укреплен выхлопной бандаж. Двигатель, смеситель, сопло и бандаж последовательно расположены на одной линии [1].
Недостатком известного устройства является уменьшение полетной тяги и увеличение расхода топлива вследствие аэродинамических потерь давления от выступающих частей эжекторного устройства, излишнего веса двигателя и нарушения центровки самолета. Также недостатком устройства является увеличение стоимости двигателя и самолета, а также неоправданно высокие затраты на переоборудование эксплуатируемых самолетов для обеспечения требований по шуму главы 3 действующих норм ИКАО и главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года.
Известен хвостовой насадок для уменьшения шума и улучшения рабочих характеристик турбовентиляторного двигателя, который снабжен выпускным трактом, через который выходят центральный и вентиляторный газовые потоки. Хвостовой насадок, соединенный с выпускным трактом для улучшения рабочих характеристик и уменьшения шума двигателя, содержит выпускную часть, смеситель и сопло. Передний торец выпускной части насадка соединен с выпускным трактом двигателя. Между передним и задним торцами выпускной части расположен расширяющийся к заднему торцу проточный канал с внутренним диаметром d3 у переднего торца и d2 у заднего торца. Смеситель, по меньшей мере частично расположенный в выпускной части, обеспечивает перемешивание центрального и вентиляторного потоков между собой. Смешанный поток поступает от заднего торца смесителя в сопло насадка, образующее сплошной, не разделенный на части проточный канал, через который проходит весь смешанный поток. Передний торец сопла, соединенный с задним торцем выпускной части, имеет внутренний диаметр d2. Сопло суживается в направлении потока до диаметра d4 у заднего торца сопла. Величина d2 больше, чем d3 или d4. Отношение d2 и d3 составляет приблизительно 1,1. Таким образом, в проточном канале насадка, в месте соединения выпускной части с соплом, образован участок увеличенного внутреннего диаметра, уменьшающий шум потока и улучшающий рабочие характеристики двигателя. Задний торец смесителя выровнен относительно участка увеличенного диаметра, поэтому смеситель не выступает в полость сопла [2].
Недостатком известного устройства является неполное использование возможностей уменьшения шума выхлопной струи для обеспечения требований по шуму главы 3 действующих норм ИКАО и главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года. Это объясняется участком увеличенного внутреннего диаметра d2 хвостового насадка больше d3 или d4, отношение d2/d3 которых составляет ~1,1, что не обеспечивает торможения потока до уровня низкоскоростной (дозвуковой) струи. Большие габариты d2 не позволяют разместить двигатель в мотогондоле и увеличивают аэродинамическое сопротивление, а также нарушают центровку самолета.
Известно также устройство глушителя шума реактивного сопла, предназначенного для снижения суммарного уровня внешнего шума самолета при полете на малых высотах путем экранирования ядра турбинной струи как основного источника шума, которое отличается наличием и конструктивным выполнением за задним срезом турбинного сопла внешнего нижнего полукруглого цилиндрического экрана-отражателя, образования потоками пара испаряющейся рабочей жидкости (воды, азота или углекислого газа), вытекающих из множества мелких сопел, расположенных по внешней кромке среза мотогондолы, поглощающих и отражающих шум струи [3].
Недостатком известного устройства являются неоправданно высокие затраты на модернизацию двигателей, невозможность размещения полостей для рабочей жидкости в эксплуатируемых соплах, высокие затраты на транспортировку рабочих жидкостей, а также высокая вероятность трещинообразований перфорации при испарениях на трактовой стенке экрана, высокая степень засорения отверстий и низкая надежность конструкции.
Известен глушитель шума реактивного сопла газотурбинного двигателя для снижения суммарного уровня внешнего шума двигателя при взлете, посадке и полете самолета на малых высотах, путем экранирования высокоскоростного ядра горячей струи с помощью кольцевой малоскоростной пелены турбулентного смешения газов, действующей как акустический звукопоглощающий низкочастотный фильтр. Известное устройство реактивного сопла двигателя отличается наличием и конструктивным выполнением кольцевого кожуха из гофрированной панели с внутренним протоком газа, отбираемого от сопла, турбины или компрессора двигателя по мелким треугольным каналам и выпускаемого через множество мелких сопел, расположенных по периферии среза основного реактивного сопла. При этом образуется множество струй с наружной и внутренней зонами турбулентного смешения и звукопоглощающей пеленой по наружной границе горячей реактивной струи [4].
Недостатком известной конструкции является уменьшение тяги двигателя в полете и повышенный расход топлива из-за отборов воздуха от сопла, турбины или компрессора для создания кольцевой малоскоростной пелены турбулентного смешения газов. В известной конструкции трудно достичь оптимального спектра частот (высоких и низких) "настроенного" выхлопа струи турбинного тракта для обеспечения поглощения звука (по энергии), близкого к единице на режимах взлета и посадки, и обеспечения требований по шуму согласно главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является турбовентиляторный авиационный двигатель ПС-90А, включающий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, а также общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта [5].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является неполное использование возможностей более эффективного глушения шума и повышения запасов по шуму согласно главы 3 действующих норм ИКАО, при этом запасы по шуму (EPN ДБ) с двигателями ПС-90А составляют: 10,4 EPN ДБ для самолета ТУ-204; 8,7 EPN ДБ для самолета ТУ-204-100; 5,5 EPN ДБ для самолета ТУ-214; 5,3 EPN ДБ для самолета ИЛ-96-300. Известно, что значительное снижение шума двигателя и самолета происходит в результате уменьшения скорости реактивных струй (шум пропорционален восьмой степени скорости струи). Других эффективных методов глушения шума до сих пор не найдено, поскольку шум образуется уже вне двигателя - при смешении струи с возмущенным потоком воздуха, образующимся за двигателем. При этом в общем шуме турбовентиляторного авиационного двигателя появляется пропорциональный величине расхода воздуха шум вентилятора. Однако этот шум на пути его распространения к выходу из силовой установки эффективно поглощается с помощью звукопоглощающих конструкций.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении шумоглушения струи турбовентиляторного авиационного двигателя со смешением потока газа из турбинного тракта и потока воздуха вентилятора путем размещения в реактивном сопле смесительно-диффузорного устройства подавления шума струи в виде акустического экрана, наружной трактовой стенкой которого с трактовой стенкой сопла образован диффузорный кольцевой канал для потока воздуха вентилятора и обеспечения истечения дозвуковой низкоскоростной струи, коаксиально охватывающей поток газа из турбинного тракта, уже разбавленной воздухом вентиляторного тракта посредством смесителя, а также оптимизации степени расширения диффузорного кольцевого канала для обеспечения запасов по шуму самолетов с двигателями ПС-90А согласно главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года. Также технической задачей является снижение вторичных потерь и обеспечение оптимального спектра шума струи, обеспечивающей более эффективное акустическое зонирование окрестностей аэропортов.
Сущность технического решения заключается в том, что в турбовентиляторном авиационном двигателе, включающем вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, а также общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, согласно изобретению в реактивном сопле установлен акустический экран, наружной трактовой стенкой которого образован диффузорный кольцевой канал с трактовой стенкой сопла для потока воздуха вентилятора, при этом степень расширения диффузорного кольцевого канала акустического экрана с трактовой стенкой сопла составляет 1,055...4,255. Входная часть акустического экрана расположена концентрично или коаксиально трактовой стенке сопла. Выходная часть акустического экрана в поперечном сечении реактивного сопла образована поверхностью двойной кривизны. Выходной торец акустического экрана образован поверхностью двойной кривизны. Выходной торец акустического экрана расположен выше по потоку от выходного торца реактивного сопла на расстоянии Т=(0,015...0,155) L или D, где L - расстояние между входным и выходным торцами акустического экрана в направлении вдоль оси вращения турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части акустического экрана. Входной торец акустического экрана расположен от выходного торца смесителя ниже по потоку в пределах зон К=(0,007...0,555) L или D, где L - расстояние между входным и выходным торцами акустического экрана в направлении вдоль оси вращения турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части акустического экрана.
Установка в реактивном сопле акустического экрана, наружной трактовой стенкой которого образован диффузорный кольцевой канал с трактовой стенкой сопла для потока воздуха вентилятора, позволяет более эффективно и с минимальными потерями давления глушить шум в самом двигателе за счет смешения потоков газа из турбинного тракта и потоков воздуха вентилятора в смесителе, а далее с последующим смешением этого потока с потоком воздуха вентилятора, образованного этим диффузорным кольцевым каналом в сопле.
При степени расширения кольцевого канала акустического экрана с трактовой стенкой сопла, составляющей 1,055...4,255, обеспечивается торможение потока воздуха вентилятора до скоростей от 120 до 50 м/сек соответственно, при этом обеспечивается средняя скорость между скоростью основного смешанного смесителем потока (горячего), выходящего из основного сопла, и скоростью наружного воздуха, обтекающего мотогондолу двигателя. Для обеспечения оптимального спектра частот (высоких и низких) “настроенного” выхлопа струи турбинного тракта и обеспечения поглощения звука (по энергии), близкого к единице на режимах взлета и посадки, при минимальных потерях давления отношение площадей стенок диффузорного кольцевого канала, образованного наружной трактовой стенкой акустического экрана и трактовой стенкой сопла к площади внутренних трактовых стенок акустического экрана, которые в заявляемом изобретении выполняют функции трактовых стенок сопла, составляет (0,633...0,699)
10, где 10 - акустический параметр диффузорного кольцевого канала для потока воздуха вентилятора, соответствующий логарифмическому масштабу 5 децибелл (EPN ДБ).
Расположение входной части акустического экрана концентрично или коаксиально трактовой стенке сопла обеспечивает равномерную в поперечном проходном сечении эпюру скоростей и давлений, а следовательно, равномерную эпюру скоростей и давлений на срезе сопла и повышает точность "настройки" диффузорного кольцевого канала по спектрам высоких и низких частот.
Образование выходной части акустического экрана в поперечном сечении реактивного сопла поверхностью двойной кривизны, а также образование выходного торца акустического экрана поверхностью двойной кривизны позволяет диффузорному каналу, образованному наружной трактовой стенкой акустического экрана, выполнять функции смесителя, что обеспечивает принудительное (вторичное) смешение потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, уже перемешанного в основном смесителе. Определенный выбор поверхностей двойной кривизны обеспечивает изменение вектора тяги по оптимальным требованиям на высоких и низких скоростях самолета и оптимальное акустическое зонирование окрестностей аэропортов по спектрам высоких и низких частот. Кроме того, такое выполнение акустического экрана повышает ресурс экрана при работе реверса тяги, предотвращает флаттер, а также улучшает характеристики по спектрам шума струи.
Расположение выходного торца акустического экрана выше по потоку от выходного торца реактивного сопла на расстоянии Т=(0,015...0,155) L или D, где L - расстояние между входным и выходным торцами акустического экрана в направлении вдоль оси вращения турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части акустического экрана, обеспечивает косой срез диффузорного кольцевого канала, направленный коаксиально или концентрично внутрь потока из расположенного выше смесителя. Определенный выбор углов косого среза обеспечивает изменение вектора тяги по оптимальным требованиям на высоких и низких скоростях самолета и оптимальное акустическое зонирование окрестностей аэропортов по спектрам шума струи.
Расположение входного торца акустического экрана от выходного торца смесителя ниже или выше по потоку в пределах зон К=(0,007...0,555) L или D, где L - расстояние между входным и выходным торцами акустического экрана в направлении вдоль оси вращения турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части акустического экрана, обеспечивает расширение диапазона поглощения звука в диапазоне частот 1000...7000 Гц дискретных гармоник тонального шума вентилятора, шума струи и суммарного шума двигателя. Это объясняется теорией глушения шума в каналах с импедансными границами, ламинаризацией обтекания турбулентных потоков, демпфированием пограничного слоя и снижением внутренних потерь.
На фиг.1 - изображен общий вид двигателя.
На фиг.2 - поперечное сечение А-А на фиг.1 на выходе сопла.
На фиг.3 - вариант акустического экрана в сопле с вырезами и двойной кривизной на выходе экрана.
На фиг.4 - поперечное сечение Б-Б на фиг.3 на выходе сопла.
Турбовентиляторный авиационный двигатель включает вентилятор 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4, турбину низкого давления 5, смеситель 6 на выходе турбинного тракта 7, а также общее реактивное сопло 8 для потока воздуха 9 вентилятора 1 и потока газа 10 из турбинного тракта 7. В реактивном сопле 8 установлен акустический экран 11, наружной трактовой стенкой 12 которого образован диффузорный кольцевой канал 13 с трактовой стенкой 14 сопла 8 для потока воздуха 9 вентилятора 1. Степень расширения диффузорного кольцевого канала 13 акустического экрана 11 с трактовой стенкой 14 сопла 8 составляет 1,055...4,255. Степень расширения диффузорного кольцевого канала 13 определяется отношением кольцевой площади 15 косого среза, т.е. площади, проходящей через выходной торец 16 сопла 8 и выходной торец 17 акустического экрана 11, к площади 18, проходящей через входной торец 19 акустического экрана 11 в нормальном сечении к трактовой стенке 14 сопла 8. Входная часть, т.е. входной торец 19 акустического экрана 11, расположена концентрично или коаксиально трактовой стенке 14 сопла 8. Выходная часть 20 акустического экрана 11 в поперечном сечении реактивного сопла 8 образована поверхностью двойной кривизны. Выходной торец 17 акустического экрана 11 образован поверхностью двойной кривизны и расположен выше по потоку 9, 10 от выходного торца 16 реактивного сопла 8 на расстоянии Т=(0,015...0,155) L или D, где L - расстояние между входным торцом 19 и выходным торцом 17 акустического экрана 11 в направлении вдоль оси вращения 21 турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части, т.е. входного торца 19 акустического экрана 11. Входной торец 19 акустического экрана 11 расположен от выходного торца 22 смесителя 6 ниже по потоку 9, 10 на расстоянии К=(0,007...0,555) L или D, где L - расстояние между входным торцом 19 и выходным торцом 17 акустического экрана 11 в направлении вдоль оси вращения 21 турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части, т.е. входного торца 19 акустического экрана 11. Кроме того, на фиг.1 изображено: поз.23 - трактовая стенка внутренняя акустического экрана, поз.24 - конус турбинного тракта.
Турбовентиляторный авиационный двигатель работает следующим образом. Определяющим параметром спектра шума для двигателя являются пики тонального шума вентилятора 1 и шум струи. Звуковое давление ~150...160 дБ, генерируемое дискретными гармониками тонального шума вентилятора 1 в условиях высокоскоростного потока ~200 м/сек, потока воздуха 9 вентилятора 1 воспринимается лепестковым смесителем 6. Полость на выходе турбинного тракта 7 до среза 16 сопла 8, ограниченная внутренней стенкой 23 акустического экрана 11 и конусом 24 турбинного тракта, образует смесительную камеру. Во время работы двигателя потоки воздуха 9 вентилятора 1 и газа 10 из турбинного тракта 7, обтекая лепестки смесителя 6, деформируются. При этом увеличивается площадь соприкосновения потока воздуха 9 с потоком газа 10 и глубина их взаимного проникновения. Это приводит к интенсивному перемешиванию потоков 9, 10 в смесительной камере на выходе турбинного тракта 7, выравниванию параметров реактивной струи на выходе 20 сопла 8, к увеличению тяги и снижению шума двигателя. При этом часть потока воздуха 9 вентилятора 1, проходя сквозь диффузорный кольцевой канал 13, тормозится от скоростей потока ~200 м/сек до 120...50 м/сек, образуя пелену высокотурбулентного потока струи, охватывающей перемешанное смесителем 6 ядро центральной струи потоков 9, 10. При степени расширения диффузорного кольцевого канала 13, составляющего 1,055...4,255, обеспечивается коэффициент поглощения звука (по энергии), близкий к единице, при этом происходит многократно уменьшаемое акустическим экраном 11 резонансное затухание косых отраженных волн, генерируемых смесителем 6, внутренней трактовой стенкой 23 акустического экрана 11 в турбинном тракте 7, которое усиливается косым срезом 15 между выходным торцом 17 акустического экрана 11 и выходным торцом 16 основного сопла 8.
Таким образом, предлагаемая конструкция повышает эффективность шумоглушения струи в турбовентиляторном авиационном двигателе и запасы по шуму согласно главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года.
Источники информации
1. Патент US №5440875, F 02 К 3/02, 15.08.1995 г.
2. Патент US №5722233, F 02 K 1/38, 03.03.1998 г.
3. Патент US №3618701, F 01 N 1/14, B 64 D 33/06, 09.11.1971 г.
4. Патент US №3599749, F 01 N 1/14, B 64 D 33/06, 17.08.1971 г.
5. Авиадвигатели мира (Jane s AERO-ENGINES), 2001 г., УДК 629.73 А22, ПС-90А, стр.241-242 - прототип.
Формула изобретения
1. Турбовентиляторный авиационный двигатель, включающий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, а также общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, отличающийся тем, что в реактивном сопле установлен акустический экран, наружной трактовой стенкой которого образован диффузорный кольцевой канал с трактовой стенкой сопла для потока воздуха вентилятора, при этом степень расширения диффузорного кольцевого канала акустического экрана с трактовой стенкой сопла составляет 1,055-4,255.
2. Турбовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входная часть акустического экрана расположена концентрично или коаксиально трактовой стенке сопла.
3. Турбовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выходная часть акустического экрана в поперечном сечении реактивного сопла образована поверхностью двойной кривизны.
4. Турбовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выходной торец акустического экрана образован поверхностью двойной кривизны.
5. Турбовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выходной торец акустического экрана расположен выше по потоку от выходного торца реактивного сопла на расстоянии Т=(0,015÷0,155) L или D, где L - расстояние между входным и выходным торцами акустического экрана в направлении вдоль оси вращения турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части акустического экрана.
6. Турбовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входной торец акустического экрана расположен от выходного торца смесителя ниже по потоку на расстоянии К=(0,007÷0,555) L или D, где L - расстояние между входным и выходным торцами акустического экрана в направлении вдоль оси вращения турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части акустического экрана.
РИСУНКИ
www.findpatent.ru
Анимация двухвального турбовентилятора с высокой степенью двухконтурности. A. Ротор низкого давления B. Ротор высокого давления C. Компоненты статора 1. Гондола 2. Вентилятор 3. Компрессор низкого давления 4. Компрессор высокого давления 5. Камера сгорания 6. Турбина высокого давления 7. Турбина низкого давления 8. Сопло газогенератора 9. Сопло вентилятора Турбовентиляторный двигатель CFM56-3 Вентилятор двигателя ПС-90А. Вид спереди. Схема турбовентиляторного двигателя Турбовентиляторным двигателем в популярной литературе обычно называют турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с высокой (выше 2) степенью двухконтурности. В данном типе двигателей используется одноступенчатый вентилятор большого диаметра, обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полёта, включая низкие скорости при взлёте и посадке. По причине большого диаметра вентилятора сопло внешнего контура таких ТРДД становится достаточно тяжёлым и его часто выполняют укороченным, со спрямляющими аппаратами (неподвижными лопатками, поворачивающими воздушный поток в осевом направлении). Соответственно, большинство ТРДД с высокой степенью двухконтурности — без смешения потоков. Экономичность турбовентиляторных двигателей обусловлена тем, что в отличие от обычного ТРДД энергия реактивной струи в виде давления и высокой температуры не теряется на выходе из двигателя, а преобразуется во вращение вентилятора, который создает дополнительную тягу, тем самым повышается КПД. В турбовентиляторном двигателе вентилятор может создавать до 70-80 % всей тяги двигателя.[1][2]
Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству турбореактивного двигателя (ТРД), последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.
Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом.
По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе невысока — сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора.
ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию.
Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.
Недостатки — большие масса и габариты. Особенно — большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полёте.
Область применения таких двигателей — дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры, военно-транспортная авиация.
ruwikiorg.ru
Двухконтурный турбовентиляторный двигатель содержит вентилятор, внутренний контур реактивного двигателя, в котором циркулирует поток первого контура, выхлопное сопло для потока второго контура, окруженное гондолой. Также двухконтурный турбовентиляторный двигатель содержит радиальные открываемые средства гондолы, позволяющие отводить, по меньшей мере, часть потока второго контура без создания обратной тяги. Радиальные открываемые средства содержат, по меньшей мере, одно отверстие, которое может закрываться или открываться заслонкой. Когда заслонка открывает отверстие, она выполняет функцию аэродинамического тормоза. Изобретение направлено на повышение безопасности при затормаживании самолета. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к способу торможения самолета и к двухконтурному турбовентиляторному двигателю для осуществления способа.
Используемыми в гражданской авиации реактивными двигателями обычно являются так называемые двухконтурные турбовентиляторные двигатели. От заднего конца к переднему концу в направлении потока газа они содержат вентилятор, одну или более ступеней компрессора, камеру сгорания, одну или более ступеней турбины и выхлопное сопло. Часть потока воздуха, направляемого вентилятором, называемая потоком первого контура или горячим потоком, направляется к перечисленным выше внутренним частям реактивного двигателя. Остальная часть воздушного потока, называемого потоком второго контура или холодным потоком, непосредственно выбрасывается на выходе вентилятора в выхлопное сопло второго контура, расположенное между внешним корпусом сердцевины реактивного двигателя и гондолой двигателя. Часть потока второго контура может нагнетаться обратно в поток первого контура, например, с целью охлаждения, но большая часть этого потока второго контура используется только для получения тяги реактивного двигателя. В двухконтурных турбовентиляторных двигателях для гражданского использования тягу турбовентиляторного двигателя обычно получают от потока второго контура.
В задней части их гондолы реактивные двигатели имеют реверсоры тяги, используемые при посадке для создания тяги в направлении, противоположном направлению движению самолета, и для облегчения торможения. Реверсоры тяги выполняют в форме заслонок, которые могут быть расположены радиально в потоке второго контура и ориентированы наружу, в направлении переднего конца реактивного двигателя, для создания противоположного воздушного потока в направлении переднего конца реактивного двигателя, в результате чего создается реверсивная тяга.
При приземлении самолета в первую очередь снижают мощность реактивного двигателя для того, чтобы самолет мог сесть, затем включают реверсоры тяги и после этого мощность двигателя повышают для увеличения реверсивной тяги, производимой реверсорами.
Устройство реверса тяги раскрыто в публикации GB 1388406.
Однако устройства для реверсирования тяги, используемые для торможения самолета, имеют недостатки. Во-первых, они являются тяжелыми и имеют сложную конструкцию и наиболее неблагоприятны при расположении в задней части реактивного двигателя, где они образуют свес относительно плоскости установки двигателя на крыле самолета. Кроме того, уменьшение мощности двигателя, за которым следует усиленное дросселирование, приводит к большому расходу топлива при посадке. В момент реверсирования тяги создаются сильные нагрузки на детали реактивного двигателя. Особенно снижается срок службы вентилятора при выполнении операций с использованием реверсоров тяги. Наконец, при последовательных уменьшениях и увеличениях мощности двигателя процедура посадки относительно сложна.
Настоящее изобретение направлено на устранение этих недостатков.
Степень двухконтурности определяется как отношение между расходом потока во втором контуре и расходом потока в первом контуре. Относительно реактивных двигателей, используемых в гражданской авиации, существует тенденция увеличения степеней двухконтурности для уменьшения расхода топлива и уменьшения шумности реактивного двигателя. Реактивные двигатели с высокой степенью двухконтурности обычно имеют вентилятор большого диаметра, который, таким образом, создает сильное лобовое сопротивление, которое может использоваться для торможения самолета, когда реактивные двигатели работают с малой мощностью.
Однако при завершении посадки, когда скорость самолета низкая, сила торможения, относящаяся к лобовому сопротивлению, невелика, поскольку лобовое сопротивление зависит от скорости. Кроме того, в этом случае вентилятор продолжает генерировать тягу, которая, даже при работе с малой мощностью, слишком велика для того, чтобы самолет мог остановиться. Таким образом, необходимы способ и система, позволяющие затормаживать самолет включительно в ходе этого последнего этапа.
С этой целью согласно изобретению создан способ торможения самолета, движимого, по меньшей мере, одним двухконтурным турбовентиляторным двигателем, причем последний содержит вентилятор, внутренний контур реактивного двигателя, в котором циркулирует поток первого контура, выхлопное сопло для потока второго контура, окруженное гондолой, в котором при работе с малый мощностью, по меньшей мере, часть потока второго контура отводят таким образом, чтобы уменьшить остаточную тягу реактивного двигателя без создания какой-либо тяги.
Согласно способу, соответствующему изобретению, торможение самолета может достигаться без какого-либо устройства для реверсирования тяги, с использованием силы торможения, генерируемой лобовым сопротивлением реактивного двигателя или двигателей, и завершается посредством уменьшения остаточной тяги при помощи отвода потока второго контура, когда это необходимо, и, если возможно, исключения тяги, генерируемой потоком второго контура.
Предпочтительно, поток второго контура отводят посредством открывания радиального открываемого средства гондолы.
Предпочтительно, в этом случае сечение выхлопного сопла для потока второго контура перекрывают после радиального открываемого средства с использованием перекрывающего для перекрывания средства указанного сопла.
Изобретение также относится к двухконтурному турбовентиляторному двигателю, содержащему вентилятор, внутренний контур реактивного двигателя, в котором циркулирует поток первого контура, выхлопное сопло для потока второго контура, окруженное гондолой, и характеризующемуся тем, что он содержит радиальные открываемые средства гондолы, позволяющее отводить, по меньшей мере, часть потока второго контура без создания какой-либо тяги.
Предпочтительно, реактивный двигатель содержит расположенные после радиальных открываемых средств перекрывающие средства для перекрывания сопла для потока второго контура.
Изобретение будет легче понятно при ознакомлении с приведенным ниже описанием предпочтительного варианта выполнения реактивного двигателя и способа торможения самолета, соответствующих изобретению, данным со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 - частичный схематический вид осевого сечения реактивного двигателя первого типа, соответствующего изобретению, в конфигурации для полета;
фиг.2 - частичный схематический вид осевого сечения реактивного двигателя, показанного на фиг.1, в конфигурации для торможения;
фиг.3 - схематический вид спереди выхлопного сопла для потока второго контура реактивного двигателя, показанного на фиг.2;
фиг.4 - частичный схематический вид осевого сечения реактивного двигателя второго типа, соответствующего изобретению, в конфигурации для полета;
фиг.5 - частичный схематический вид осевого сечения реактивного двигателя, показанного на фиг.4, в конфигурации для торможения.
На фиг.1-3 показан реактивный двигатель 1 с одним передним вентилятором 2. Этот вентилятор 2, расположенный в передней части реактивного двигателя 1, обычно содержит ротор 3, установленный с возможностью вращения вокруг вала 5 реактивного двигателя, от которого и вокруг которого проходит один ряд радиальных лопаток 4, каждая из которых расположена на одной продольной абсциссе на валу 5 реактивного двигателя 1.
После лопаток 4 реактивный двигатель 1 содержит канал 6 для доступа воздуха во внутренний контур 7 реактивного двигателя, расположенный непосредственно после ротора 3 вентилятора 4. Поток воздуха, проходящий по этому каналу 6, называют потоком первого контура; этот канал 6 будет далее называться каналом 6 для потока первого контура. Внутренний контур 7 реактивного двигателя в типичном случае содержит одну или более ступеней компрессора, камеру сгорания, одну или более ступеней турбины и выхлопное сопло, которое не показано. Эти разные элементы расположены в корпус 8, который будет называться корпусом 8 внутреннего контура реактивного двигателя. Вентилятор 4 заключен в гондолу 9, которая проходит в направлении вперед и назад от вентилятора 4 и охватывает большую часть реактивного двигателя 1.
Воздушный поток, который не проходит через канал 6 для потока первого контура, проходит через сопло 10 для потока второго контура, образованное между корпусом 8 внутреннего контура реактивного двигателя и внутренней стенкой гондолы 9. Главным образом, этот воздушный поток, названный потоком второго контура, создает тягу реактивного двигателя 1.
Реактивный двигатель 1 имеет высокую степень двухконтурности, обычно составляющую 10 или более. Он имеет большие размеры сечения, то есть поверхность на виде спереди вала 5.
Гондола 9 удерживается, в частности, кронштейнами 11, расположенными после входа в канал 6 для потока первого контура и проходящими в радиальном направлении между корпусом 8 внутреннего контура реактивного двигателя и внутренней стенкой гондолы 9. Гондола 9 содержит расположенное перед этими кронштейнами 11 и после лопаток 4 вентилятора 2, по меньшей мере, одно отверстие, которое может быть закрыто или открыто соответствующим подвижным рычагом 13, далее называемым заслонкой 13.
Заслонка 13 выполнена в форме рычага, один конец 14 которого прикреплен к штифту 15, составляющему единое целое с гондолой 9 и проходящему перпендикулярно валу 5 реактивного двигателя 1. Заслонка 13 установлена с возможностью совершения вращательного движения в осевой плоскости вокруг этого штифта 15. Ее свободный конец 16 выполнен с возможностью вхождения в отверстие 12 и закрывания его, когда заслонка 13 опущена. Когда заслонка 13 поднята, отверстие 12 открыто, и заслонка 13 проходит, по существу, вдоль плоскости, поперечной двигателю 1.
Под опусканием или подъемом заслонки 13 подразумевается, что она ориентируется или смещается внутрь или наружу относительно реактивного двигателя 1, соответственно, независимо от углового положения заслонки 13 на гондоле 9.
В варианте выполнения реактивного двигателя 1, показанном на фиг.1-3, реактивный двигатель 1 содержит два отверстия 12 и две соответствующие заслонки 13. Два отверстия 12 диаметрально противоположны друг другу и расположены так, что когда реактивный двигатель 1 установлен на самолете, они находятся в плоскости, параллельной плоскости крыльев самолета.
Реактивный двигатель 1 содержит расположенные непосредственно после кронштейнов 11, удерживающих гондолу 9, профилированные панели 17, проходящие в радиальном направлении, в основном, вдоль оси 17' между корпусом 8 внутреннего контура реактивного двигателя и гондолой 9.
На фиг.1 в пределах кронштейнов 11 и панелей 17 показан вид 11' и 18, соответственно, сечения этих элементов, выполненного в плоскости, поперечной радиальной оси, вдоль которой они проходят. Можно видеть, что панели 17 профилированы таким образом, что они завершают профиль кронштейнов 11 и вместе с ними образуют профиль, сравнимый с профилем лопатки. Таким образом, они совместно выполняют функцию направления, ориентирования и спрямления воздушного потока второго контура в сопле 10 для потока второго контура.
Профилированные панели 17 установлены с возможностью вращения вокруг их осей 17'. Таким образом, как показано на фиг.2, их можно поворачивать на 90° вокруг их осей 17' для их установки поперек вала 5 реактивного двигателя 1. На фиг.2 прерывистыми линиями показано положение панелей и вид их сечения, показанный на фиг.1, и сплошными линиями показано положение панелей 17 после поворота. На фиг.3 показано, что когда происходит поворот, панели образуют препятствия в сопле для потока второго контура и, таким образом, выполняют заградительную функцию в сопле для потока второго контура. Этот поворот может осуществляться отдельными электродвигателями или одним электродвигателем, соединенным с механизмом передачи движения, который не показан и хорошо известен специалистам в данной области техники.
Теперь будет более подробно описана работа реактивного двигателя с одним передним вентилятором, показанным на фиг.1-3, в ходе осуществления способа торможения самолета, соответствующего изобретению.
На фиг.1 реактивный двигатель 1 показан в конфигурации для полета. Заслонки 13 опущены, то есть отверстия 12 закрыты, и панели 17 ориентированы так, чтобы они завершали профиль кронштейнов 11 и направляли воздушный поток. В этой конфигурации воздушный поток второго контура, схематически показанный стрелкой 19, проходит в сопле 10 для потока второго контура и создает большую часть тяги реактивного двигателя 1.
При посадке самолета мощность реактивного двигателя 1 уменьшают для уменьшения тяги и для получения возможности приземления самолета. После приземления самолет должен быть заторможен. Согласно предшествующему уровню техники это торможение обеспечивалось устройствами реверсирования тяги.
Благодаря большим размерам его поперечного сечения и за счет скорости самолета и движения в воздушной среде, реактивный двигатель 1 генерирует сильное лобовое сопротивление, которое является силой, противодействующей движению самолета. Для реактивных двигателей со степенью двухконтурности, составляющей 10 или более, сила торможения, относящаяся к лобовому сопротивлению, достаточно высока при уменьшенной мощности реактивного двигателя 1 для замедления самолета в достаточной степени, когда он приземлился. Однако при завершении движения при посадке, когда скорость самолета мала, сила торможения, относящаяся к лобовому сопротивлению, также мала. Кроме того, в этом случае вентилятор продолжает создавать тягу, которая, даже при работе с низкой мощностью, слишком высока для остановки самолета.
В этом случае вступает в действие отключение воздушного потока второго контура. Заслонки 13 поднимаются, то есть отверстия 12 открываются, давая возможность воздушному потоку второго контура выходить через отверстия 12. Таким образом, тяга реактивного двигателя 1 уменьшается. При этом панели 17 поворачиваются вокруг своих осей 17' таким образом, что они устанавливаются поперек вала 5 реактивного двигателя, как показано на фиг.3, и перекрывают выхлопное сопло второго контура.
На практике можно не ждать замедления движения самолета для получения преимущества торможения реактивным двигателем 1. В этом случае заслонки 13 поднимают, и панели 17 поворачивают в перекрывающее положение, как только шасси самолета касаются земли.
В этой конфигурации тяга воздушного потока второго контура устраняется или, по меньшей мере, значительно уменьшается, поскольку воздушный поток, блокированный панелями 17, свободно выходит через отверстия 12, расположенные непосредственно перед последними, как показано стрелкой 20 на фиг.2. Таким образом осуществляется отведение вовлеченного воздушного потока. Тяга не создается. Остаточная тяга реактивного двигателя 1 полностью или, по меньшей мере, в значительной степени уменьшается до тяги только оставшегося воздушного потока первого контура. Кроме того, поскольку реактивный двигатель работает с низкой мощностью, нагрузки на панели 17 невелики; панели поворачивают только когда заслонки 13 открыты. Кроме того, нагрузки хорошо передаются, поскольку отверстия 12 и панели 17 расположены вблизи кронштейнов 11, которые являются частью неподвижной конструкции реактивного двигателя 1. В обычном случае отверстия 12 имеют отводящую площадь (площадь, определенную на внутренней стенке гондолы 9), представляющую приблизительно 10% площади сечения выхлопного сопла для потока второго контура на абсциссе отверстий 12 или, по меньшей мере, достаточную площадь поверхности для создания неограниченного воздушного потока второго контура от вентилятора, работающего с низкой мощностью.
В дополнение к отводу воздушного потока второго контура через отверстия 12 и уменьшению тяги воздушного потока второго контура заслонки 13, когда они выступают в поперечном направлении относительно вала 5 реактивного двигателя 1, выполняют функцию аэродинамического тормоза и, таким образом, способствуют дополнительному торможению самолета.
Как можно видеть на фиг.3, между панелями 17 могут существовать проходы 21 для протекания воздуха. Эти проходы 21 для протечки воздуха должны быть как можно меньшими и, таким образом, не причиняющими ущерб, поскольку канал, образованный выхлопным соплом второго контура 10, в значительной степени перекрыт, и воздушный поток имеет небольшую или не имеет тенденции прорываться через проходы 21 для протекания, поскольку отверстия 12 расположены непосредственно перед последними. Кроме того, остаточная тяга воздушного потока первого контура при работе с низкой мощностью недостаточна для затруднения торможения самолета.
Таким образом, при помощи реактивного двигателя 1 согласно изобретению можно обеспечивать торможение самолета с использованием силы лобового сопротивления, создаваемой передней поверхностью, образованной вентилятором 2. Отверстия 12 открывают и панели 17 поворачивают в определенное время при торможении для максимального уменьшения остаточной тяги, относящейся к работе вентилятора 2 с малой мощностью. Работа обеспечивается почти без каких-либо ограничений, поскольку тяга не создается, когда воздух свободно выходит через отверстия 12. Нельзя отрицать, что на панели 17, блокирующие воздушный поток второго контура и выталкивающие его к отверстиям 12, и на заслонки 13, которые выполняют функцию аэродинамического тормоза, воздействуют небольшие нагрузки, но они пренебрежимы по сравнению с нагрузками, которые могли бы создаваться устройством для реверсирования тяги. Наконец, весь процесс торможения производится вентилятором 2, работающим с малой мощностью, что, таким образом, упрощает работу пилота, снижает расход топлива и износ двигателя, поскольку его мощность не повышается в конце процесса, как это происходило в случае с устройствами для реверсирования тяги.
Теперь со ссылками на фиг.4 и 5 будет описан другой вариант выполнения реактивного двигателя другого типа, соответствующего изобретению.
На фиг.4 и 5 показан реактивный двигатель 101 с двойным задним вентилятором 102. Этот вентилятор 102, расположенный в задней части реактивного двигателя 101, обычно содержит два ряда радиальных лопаток 104, 104', причем лопатки 104, 104' одного ряда расположены на одной продольной абсциссе на валу 105 реактивного двигателя 101. Лопатки 104, 104' установленные с возможностью вращения вокруг вала 105 реактивного двигателя, создают воздушный поток второго контура, образующий большую часть тяги реактивного двигателя 101.
Воздушный поток первого контура, который питается от переднего конца реактивного двигателя, последовательно проходит через ступени 106 компрессора, камеру 107 сгорания, ступени 108 турбины и, в частности, через выхлопное сопло 109. Все эти элементы внутреннего контура реактивного двигателя расположены в корпусе 110, ниже названном корпусом 110 внутреннего контура реактивного двигателя.
Вокруг корпуса 110 внутреннего контура реактивного двигателя установлены с возможностью вращения лопатки 104, 104', приводимые во вращение посредством вращения ступеней 108 турбины. Они окружены гондолой 111. Перед лопатками 104, 104' расположены кронштейны 100 для удерживания гондолы 111 и для направления и ориентирования воздуха в сторону вентилятора 102.
Как и в предшествующем случае, гондола 111 после ряда задних лопаток 104' образует выхлопное сопло 110' для потока второго контура для направления воздушного потока второго контура. Это сопло 110' для потока второго контура имеет меньшую протяженность в осевом направлении, чем в предшествующем случае, поскольку лопатки 104, 104' расположены в задней части реактивного двигателя 101. Реактивный двигатель 101 имеет высокую степень двухконтурности, обычно составляющую 10 или более, и большую лобовую поверхность, то есть поверхность, образуемую вентилятором 102 и реактивным двигателем 101, если смотреть спереди на вал 105 реактивного двигателя, таким образом создающую большое лобовое сопротивление.
Гондола 111 содержит расположенное после ряда задних лопаток 104, по меньшей мере, одно отверстие 112, которое может быть закрыто или открыто соответствующим подвижным рычагом 113, далее называемым заслонкой 113. Конец 114 заслонки 113 прикреплен к штифту 115, составляющему единое целое с гондолой 111, который проходит перпендикулярно валу 105 реактивного двигателя 101. Заслонка 113 установлена с возможностью поворота в осевой плоскости вокруг штифта 115. Ее свободный конец 116 выполнен с возможностью вхождения в отверстие 112 и закрывания его, когда заслонка опущена, и для открывания его, когда заслонка поднята, при этом заслонка 113 проходит, по существу, вдоль поперечной плоскости реактивного двигателя 101. Реактивный двигатель 101 здесь содержит два отверстия и две соответствующие диаметрально противоположные заслонки 113.
Реактивный двигатель 101 содержит расположенные после заслонок 113 и, здесь, на выходе сопла 110' для потока второго контура профилированные панели 117, проходящие в радиальном направлении и в основном вдоль оси 117' между корпусом 110 внутреннего контура реактивного двигателя и гондолой 111.
На фиг.4 в пределах панелей 117 показан вид сечения 118 этих элементов в плоскости, поперечной радиальной оси 117', вдоль которой они проходят. Можно видеть, что эти панели 117 профилированы для образования профиля, сравнимого с профилем лопатки, таким образом, обеспечивающего направление, ориентирование и спрямление воздушного потока второго контура, выходящего из сопла 110' для потока второго контура.
Профилированные панели 117 установлены с возможностью поворота вокруг их оси 117'. Таким образом, можно, как и предшествующем варианте, вызывать их поворот на 90° вокруг их оси 117' таким образом, чтобы они проходили поперек вала 105 реактивного двигателя 101.
Работа реактивного двигателя с двойным задним вентилятором, показанного на фиг.4 и 5, при осуществлении способа торможения согласно изобретению подобна по всем пунктам работе реактивного двигателя с одним передним вентилятором.
Как показано на фиг.4, в конфигурации для полета заслонки 113 опущены, то есть отверстия 112 закрыты, и панели 117 ориентированы таким образом, чтобы направлять воздушный поток второго контура, схематически показанный стрелкой 119, в направлении выхода сопла 110' для потока второго контура.
При приземлении самолета вращение реактивного двигателя 101 замедляют для уменьшения его тяги и получения возможности посадки самолета. После приземления, как и в предшествующем варианте, самолет затормаживают при помощи лобового сопротивления, создаваемого вентилятором 102 большого диаметра, который работает с малой мощностью.
В ходе пробега при посадке воздушный поток второго контура отводится. Заслонки 113 поднимают, то есть отверстия 112 открывают, позволяя воздушному потоку второго контура выходить через отверстия 112, и панели 117 затем поворачивают вокруг их оси 117' таким образом, чтобы они проходили поперек вала 105 реактивного двигателя подобно тому, как показано на фиг.3.
В этой конфигурации для торможения тяга воздушным потоком второго контура значительно уменьшена. Воздушный поток второго контура, блокированный панелями 117, свободно выходит через отверстия 112, как показано стрелкой 120 на фиг.5, без создания какой-либо тяги. В обычном случае отверстия имеют отводящую площадь, составляющую приблизительно 10% сечения сопла для потока второго контура по абсциссе отверстий 112. Заслонки 113, развернутые радиально снаружи гондолы 111, также содействуют функции торможения, усиливая силу лобового сопротивления реактивного двигателя и, таким образом, облегчая торможение.
Изобретение было представлено в связи с разными реактивными двигателями двух типов. Очевидно, что оно может быть применимо для любого типа реактивного двигателя, содержащего вентилятор, причем этот вентилятор может быть одиночным, двойным или более, задним, передним, противоположного вращения и т.д. Независимо от типа реактивного двигателя узел, образованный из заслонок 13, 113 и панелей 17, 117, располагают после вентилятора для получения возможности отводить воздушный поток второго контура при приземлении самолета.
Теперь будет описана другая функция панелей 17, 117. Она применяется для реактивных двигателей, степень двухконтурности которых составляет 13 или более. Для реактивного двигателя этого типа между этапом взлета и этапом полета в крейсерском режиме необходимо уменьшать сечение выхлопного сопла второго контура из соображений, относящихся к гидрогазодинамике, хорошо известных специалистам в данной области техники. С этой целью панели 17, 117 могут быть повернуты на несколько градусов для уменьшения сечения сопла второго контура.
Изобретение было представлено в связи с заслонками 13, 113, установленными с возможностью вращения, и панелями 17, 117, установленными с возможностью поворота. Однако могут рассматриваться другие средства, соответственно, для выполнения открывания гондолы в радиальном направлении для обеспечения отвода воздушного потока второго контура без создания тяги, возможно, с выполнением функции аэродинамического тормоза и функции перекрывания сопла 10, 110' второго контура после открывающих средств. Таким образом, заслонки 13, 113 могут быть заменены, например, скользящими панелями, способными закрывать или открывать отверстия 12, 112. Подобным образом поворотные панели 17, 117 могут быть заменены скользящими панелями, расположенными в гондоле 9, 111, которые можно опускать в сопло 10, 110' второго контура, когда решено перекрыть проход для воздушного потока второго контура.
Изобретение было также представлено в связи с отверстиями 12, 112 в гондоле 9, 111 в количестве двух штук, но очевидно, что можно применять одно или более отверстий.
Изобретение также было представлено в связи со способом торможения при посадке самолета. Однако изобретение также применимо для любого другого процесса торможения, например, в ходе прерванного взлета. В этом случае способ может быть некоторым образом модифицирован. Следовательно, если взлет необходимо прервать, обычно требуется предпринять очень быстрые действия. Если решено прервать взлет, мощность реактивного двигателя 1, 101 уменьшают и одновременно открывают заслонки 13, 113. Когда расход воздушного потока второго контура достаточно снижен, поворачивают панели 17, 117' для перекрывания сопла 10, 110' второго контура и направления воздуха через отверстия 12, 112.
1. Двухконтурный турбовентиляторный двигатель, содержащий вентилятор, внутренний контур реактивного двигателя, в которой циркулирует поток первого контура, выхлопное сопло для потока второго контура, окруженное гондолой, отличающийся тем, что он содержит радиальные открываемые средства гондолы, позволяющие отводить, по меньшей мере, часть потока второго контура без создания обратной тяги, при этом радиальные открываемые средства содержат, по меньшей мере, одно отверстие, которое может закрываться или открываться заслонкой.
2. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что когда заслонка открывает отверстие, она выполняет функцию аэродинамического тормоза.
3. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что после радиальных открываемых средств расположены перекрывающие средства для перекрывания выхлопного сопла для потока второго контура.
4. Реактивный двигатель по п.3, отличающийся тем, что перекрывающие средства содержат, по меньшей мере, одну профилированную панель, проходящую вдоль радиальной оси в выхлопном сопле для потока второго контура и установленную с возможностью вращения вокруг своей оси.
5. Реактивный двигатель по п.4, отличающийся тем, что панель профилирована таким образом, чтобы обеспечивать направление, ориентирование и спрямление воздушного потока второго контура в выхлопном сопле для потока второго контура.
6. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что степень двухконтурности составляет 10 или более.
www.findpatent.ru
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 24 января 2018; проверки требует 1 правка.
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 24 января 2018; проверки требует 1 правка. Анимация двухвального турбовентилятора с высокой степенью двухконтурности. A. Ротор низкого давления B. Ротор высокого давления C. Компоненты статора 1. Гондола 2. Вентилятор 3. Компрессор низкого давления 4. Компрессор высокого давления 5. Камера сгорания 6. Турбина высокого давления 7. Турбина низкого давления 8. Сопло газогенератора 9. Сопло вентилятора Турбовентиляторный двигатель CFM56-3 Вентилятор двигателя ПС-90А. Вид спереди. Схема турбовентиляторного двигателя Турбовентиляторным двигателем в популярной литературе обычно называют турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с высокой (выше 2) степенью двухконтурности. В данном типе двигателей используется одноступенчатый вентилятор большого диаметра, обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полёта, включая низкие скорости при взлёте и посадке. По причине большого диаметра вентилятора сопло внешнего контура таких ТРДД становится достаточно тяжёлым и его часто выполняют укороченным, со спрямляющими аппаратами (неподвижными лопатками, поворачивающими воздушный поток в осевом направлении). Соответственно, большинство ТРДД с высокой степенью двухконтурности — без смешения потоков. Экономичность турбовентиляторных двигателей обусловлена тем, что в отличие от обычного ТРДД энергия реактивной струи в виде давления и высокой температуры не теряется на выходе из двигателя, а преобразуется во вращение вентилятора, который создает дополнительную тягу, тем самым повышается КПД. В турбовентиляторном двигателе вентилятор может создавать до 70-80 % всей тяги двигателя.[1][2]
Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству турбореактивного двигателя (ТРД), последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.
Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом.
По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе невысока — сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора.
ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию.
Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.
Недостатки — большие масса и габариты. Особенно — большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полёте.
Область применения таких двигателей — дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры, военно-транспортная авиация.
ru.wikiyy.com
