Результат интеллектуальной деятельности: КОНУС РЕАКТИВНОГО СОПЛА АВИАЦИОННОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ, ОБОРУДОВАННЫЙ УСТРОЙСТВОМ СОЗДАНИЯ ТУРБУЛЕНТНОСТИ ПОТОКА ПЕРВОГО КОНТУРА, ОГРАНИЧИВАЮЩИМ ШУМ ОТ РЕАКТИВНОЙ СТРУИ

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к силовой установке летательного аппарата, содержащей расположенный в корпусе турбореактивный двигатель и конус реактивного сопла, наружная поверхность которого является внутренней стороной, ограничивающей в радиальном направлении кольцевой канал потока первого контура турбореактивного двигателя, причем данный конус реактивного сопла неподвижно установлен в задней части корпуса двигателя. Изобретение также относится к такому конусу реактивного сопла.

Силовая установка согласно изобретению также содержит стойку крепления, позволяющую подвешивать турбореактивный двигатель под крылом летательного аппарата или монтировать данный турбореактивный двигатель над этим крылом, или устанавливать данный двигатель в задней части фюзеляжа летательного аппарата.

Уровень техники

Реактивная струя, выходящая из сопла турбореактивного двигателя летательного аппарата, является мощным источником шума, который необходимо снижать, особенно на режимах взлета и посадки, чтобы максимально ограничить отрицательное влияние шума на людей, находящихся в аэропорту.

Как известно, реактивная струя двухконтурного турбореактивного двигателя состоит из горячего потока газа первого контура, выходящего из кольцевого зазора между соплом и конусом сопла, и потока газа второго контура, выходящего в окружающую среду из кольцевого радиального зазора, образованного этим же соплом.

Известны решения, когда с целью снижения шума реактивной струи предлагалось размещать рассекатели потока на выходе из сопла для обеспечения более качественного перемешивания потоков первого и второго контуров, что приводит к снижению шума реактивной струи. Подобная конструкция, в которой применяются рассекатели потока, известна, например, из документов ЕР 1580419 и US 2006/053769.

В общем случае введение рассекателей потока является удовлетворительным с точки зрения снижения регистрируемого шума, однако оно существенно снижает характеристики турбореактивного двигателя из-за возникновения аэродинамических возмущений в потоках первого и второго контуров, а также в потоке на выходе из сопла.

Отрицательное влияние на аэродинамику потока второго контура накладывает еще большие ограничения, учитывая, что в современных турбореактивных двигателях высокая степень двухконтурности означает, что данный поток обеспечивает 80% или большую долю тяги.

Кроме того, установка рассекателей потока часто очень сложна, в частности, из-за того, что концевая часть сопла имеет чрезвычайно малую толщину.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является устранение, по меньшей мере, частичное, вышеуказанных недостатков известных устройств.

Поставленная задача решена за счет того, что в конусе реактивного сопла авиационного турбореактивного двигателя, содержащем полый основной корпус, наружная поверхность которого является внутренней стороной, ограничивающей в радиальном направлении кольцевой канал потока первого контура турбореактивного двигателя, согласно изобретению имеется устройство для создания турбулентности указанного потока первого контура, выполненное с возможностью перемещения в основном корпусе из выдвинутого положения, в котором оно выступает вниз по потоку относительно расположенного нижнего по потоку края указанного полого основного корпуса, в убранное положение, в котором оно расположено внутри указанного полого основного корпуса, и наоборот. Кроме того, указанное устройство для создания турбулентности содержит цилиндрический несущий корпус, ось которого параллельна оси конуса реактивного сопла и предпочтительно совмещена с ней, а также по меньшей мере одно ребро, установленное на указанном несущем корпусе.

Таким образом, изобретением предложено оригинальное расположение средства, снижающего шум от реактивной струи турбореактивного двигателя, которое расположено не на концевой части сопла, расположенной выше по потоку от конуса, а на расположенном нижнем по потоку краю данного конуса.

Преимущество заключается в том, что средство больше не оказывает влияния на аэродинамику потока второго контура, проходящего вне конуса реактивного сопла, благодаря чему обеспечивается возможность снижения шума от реактивной струи и улучшаются общие характеристики турбореактивного двигателя. Безусловно, устройство устанавливается для формирования турбулентности потока первого контура на выходе из полого основного корпуса конуса, потока, который обычно составляет только 20% от общей тяги турбореактивного двигателя.

Установка данного устройства для формирования турбулентности, которая, например, может возникать в форме одного или нескольких завихрений потока первого контура для улучшения его перемешивания, является очень простой из-за отсутствия оборудования в данной области турбореактивного двигателя и, в особенности, из-за полой конструкции основного корпуса, которая полностью приспособлена для размещения данного устройства.

В этом отношении установлено, что устройство легко перемещается в убранное положение, в котором оно расположено внутри полого основного корпуса для того, чтобы при определенных условиях наилучшим образом снижать возникновение аэродинамических возмущений в потоке первого контура. Это положение, в котором устройство находится в нерабочем состоянии, с точки зрения выполнения функции снижения шума реактивной струи предпочтительно принимается при полете летательного аппарата на достаточной высоте, когда раздражающее воздействие шума не создает проблем.

Другим преимуществом изобретения является то, что наличие устройства для

формирования турбулентности не требует изменения геометрии канала первого контура, в результате чего не оказывается отрицательное влияние на характеристики двигателя.

Как указано выше, предпочтительно создать одно или несколько завихрений у расположенного нижнего по потоку края полого основного корпуса конуса реактивного сопла, чтобы эти завихрения затем распространились вниз по потоку первого контура. За счет своей динамики завихрения, сформированные, в частности, за счет наличия ребра или множества ребер, приводят в зависимости от выбранной компоновки к местному или глобальному увеличению перешивания вниз но потоку и, таким образом, улучшают акустический эффект, возникающий при перемешивании потоков первого и второго контуров. Таким образом, предпочтительным является влияние на динамику зоны перемешивания на конце потенциального конуса реактивной струи первого контура, где перемешивание охватывает поток первого контура, поток второго контура и поток, получаемый на выходе из сопла таким образом, что акустические свойства этой зоны изменяются в сторону улучшения.

Предпочтительно устройство может быть снабжено двумя ребрами, направленными по существу горизонтально и установленными с обеих сторон несущего корпуса.

Также предпочтительно, чтобы указанный полый основной корпус содержал пазы для размещения каждого ребра устройства формирования турбулентности, когда они находятся в убранном положении. Предпочтительно конус выполнен таким образом, чтобы в вышеуказанном положении ребра совсем не выступали наружу из полого основного корпуса во избежание возникновения аэродинамических возмущений в потоке первого контура.

В общих чертах указанное устройство формирования турбулентности в убранном положении предпочтительно образует совместно с полым основным корпусом по существу непрерывную коническую внешнюю поверхность. В качестве примера, возможно осуществление изобретения, когда в том же убранном положении кромка ребра устройства составляет часть этой конической внешней поверхности, являясь при этом аэродинамическим продолжением внешней стороны полого основного корпуса, образующего пазы.

Для той же цели указанное устройство формирования турбулентности имеет расположенный снизу по потоку наконечник конической формы, находящийся на аэродинамическом продолжении полого основного корпуса, когда указанное устройство находится в убранном положении.

Другим объектом изобретения является авиационный турбореактивный двигатель, содержащий конус реактивного сопла согласно изобретению.

И, наконец, одним из объектов изобретения является авиационная силовая установка, содержащая подобный турбореактивный двигатель, стойку его крепления и гондолу, выполненную в виде единой детали со стойкой крепления и расположенную вокруг указанного турбореактивного двигателя.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 показана авиационная силовая установка согласно одному из предпочтительных вариантов осуществления изобретения, вид сбоку;

на фиг.2 - задняя часть конуса реактивного сопла, являющегося частью силовой установки, показанной на фиг.1, вид с пространственным разделением деталей;

на фиг.3 - задняя часть конуса реактивного сопла, изображенного на фиг.2, при этом устройство формирования турбулентности потока первого контура находится в выдвинутом положении, вид сверху;

на фиг.4 - задняя часть конуса реактивного сопла, изображенного на фиг.2 и 3, при этом устройство формирования турбулентности потока первого контура находится в убранном положении, вид сверху;

на фиг.5 - то же, что на фиг.4, вид сбоку;

на фиг.6 - разрез по линии VI-VI на фиг.3;

на фиг.6а - то же, что на фиг.6, но устройство формирования турбулентности потока первого контура выполнено согласно альтернативному варианту осуществления изобретения.

Осуществление изобретения

На фиг.1 показана силовая установка летательного аппарата, предназначенная для крепления под крылом (условно не показано) летательного аппарата. Силовая установка 1 в основном содержит стойку 4 крепления, турбореактивный двигатель 6, такой как двухконтурный турбореактивный двигатель с высокой степенью двухконтурности, закрепленный под этой стойкой 4, а также гондолу 3, в которой расположен турбореактивный двигатель 6. Кроме того, силовая установка содержит конус 8 реактивного сопла, продолжающий корпус 10. Конус 8, центр которого находится на продольной оси 5 турбореактивного двигателя 6, образует в радиальном направлении внутреннюю сторону кольцевого канала 12 потока 14 первого контура.

В дальнейшем буквой Х будет обозначено продольное направление стойки 4 крепления, которое также может быть приравнено к продольному направлению турбореактивного двигателя 6 и конуса 8 реактивного сопла, причем данное направление Х параллельно продольной оси 5 турбореактивного двигателя 6. Буквой Y обозначено направление, которое ориентировано поперечно относительно стойки 4 крепления, которое также может быть приравнено к поперечному направлению турбореактивного двигателя 6 и конуса 8 реактивного сопла. Буквой Z обозначено вертикальное направление или высота. Эти три направления X, Y и Z являются ортогональными друг другу.

Кроме того, термины «передний»/«верхний по потоку» и «задний»/«нижний по потоку» следует рассматривать относительно направления движения летательного аппарата под действием тяги, создаваемой турбореактивным двигателем 6. Это направление схематично показано стрелкой 7.

Также на фиг.1 линией 16 схематически показано, что конус 8 реактивного сопла жестко установлен в задней концевой части корпуса 10 при помощи известных средств крепления. На этой фигуре видно, что установка 1 также содержит кольцевую конструкцию 18, окружающую конус 8 и также установленную на концевой части корпуса 10.

Как известно специалистам в данной области техники, данная кольцевая конструкция 18, также называемая соплом, образует в радиальном направлении внешнюю сторону кольцевого канала 12 потока 14 первого контура, а снаружи ее обтекает поток 20 второго контура, выходящий из кольцевого канала 22 второго контура. Таким образом, поток 14 первого контура проходит между конусом 8 и конструкцией или соплом 18, обтекает указанный конус 8 и затем выбрасывается из силовой установки 1.

Следует отметить, что на фигуре 1 показана только основная конструкция устройства крепления, а прочие составные части стойки 4 крепления, известные специалистам в данной области техники, такие как элементы крепления двигателя, вторичные конструкции типа аэродинамических обтекателей и т.д., условно не показаны.

На фиг.2-6 более детально показан конус 8 реактивного сопла, также являющийся объектом изобретения. Конус 8 в основном состоит из полого кольцевого основного корпуса 30 в форме усеченного конуса с продольной осью 32, совпадающей с осью 5 турбореактивного двигателя, и устройство 34 формирования турбулентности потока первого контура.

Полый основной корпус 30 является элементом, чья наружная поверхность 36 в форме усеченного конуса образует внутреннюю в радиальном направлении сторону кольцевого канала 12 потока 14 первого контура. Благодаря этой усеченной форме на конце он имеет открытый задний край или расположенный ниже по потоку край, имеющий форму круглого отверстия 38, центр которого находится на оси 32.

От этого выпускного отверстия 38 отходят два паза 40, расположенные в полом корпусе по существу в продольном направлении, т.е. параллельно направлению Х в сторону передней части. Предпочтительно они расположены симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии (не показана) турбореактивного двигателя, как показано на фигуре 2.

Также на фиг.2 показано, что устройство 34 формирования турбулентности содержит цилиндрический несущий корпус 42, установленный вдоль оси 32. Этот корпус имеет, например, круглое сечение, диаметр которого по существу совпадает с диаметром выпускного отверстия 38 корпуса 30. Кроме того, несущий корпус 42 имеет расположенный снизу по потоку наконечник 44 конической формы, осью которого также является ось 32. Пространственный угол конуса наконечника совпадает с пространственным углом наружной поверхности 36 в форме усеченного конуса корпуса 30.

На цилиндрическом участке корпуса 42 установлены два ребра 46 (на фиг.2 видно только одно из них). Эти ребра ориентированы по существу горизонтально, т.е. находятся в плоскости XY и установлены симметрично с обеих сторон корпуса 42 относительно вышеупомянутой вертикальной плоскости симметрии.

Предпочтительно высота каждого ребра 46 увеличивается, при этом предпочтительно ребро имеет общую форму дельтовидного крыла, основание которого направлено вперед.

Одной из особенностей изобретения является то, что устройство 34 установлено в полом основном корпусе 30 с возможностью перемещения и может перемещаться из выдвинутого положения, в котором оно выступает вниз по потоку из корпуса 30, в убранное положение, в котором оно убирается в указанный корпус, и обратно.

Точнее, как показано на фиг.3, устройство 34 в выдвинутом положении, в частности за счет ребер 46, выполняющих функцию отклоняющих элементов, создает возмущения в потоке газа первого контура ниже по потоку от выпускного отверстия 38, снижая шум от реактивной струи. В этом положении цилиндрический несущий корпус 42, автоматически установленный таким образом, что он может поступательно перемещаться вдоль направления Х через отверстие 38, частично выдвигается, за счет чего обеспечивается, в частности, смещение ребер в том же направлении относительно отверстия 38. Таким образом, поток первого контура, выходящий с заднего края полого основного корпуса 30, распространяется в заднем направлении перед тем, как войти в контакт с ребрами 46, создающими требуемую турбулентность или завихрения, не оказывая влияния или оказывая малое влияние на поток второго контура, выходящий из кольцевого канала 22 в окружающую среду.

Эти завихрения затем распространяются в потоке первого контура. За счет своей динамики завихрения улучшают перемешивание потока газа предпочтительно приблизительно до края воображаемого конуса реактивной струи первого контура и, следовательно, улучшают акустические свойства смешения потоков первого и второго контуров.

В этом положении, принимаемом при необходимости снижения шума реактивной струи турбореактивного двигателя, т.е., в частности, на режимах взлета и посадки летательного аппарата, соответствующих режимам возникновения звукового раздражения для людей, находящихся в здании аэропорта, конический наконечник 44 смещен вниз по потоку на значительное расстояние относительно задней кромки основного корпуса 30, определяющего выпускное отверстие 38.

При полете летательного аппарата на крейсерском режиме снижение шума реактивной струи не является необходимым, и, более того, нежелательно потенциальное снижение тяги за счет создания аэродинамических возмущений в потоке первого контура при помощи устройства 34. В этом случае устройство 34 поступательно перемещается в традиционное положение вдоль оси 32 вперед и переводится в убранное положение, показанное на фигурах 4 и 5.

При перемещении устройства 34 вперед ребра 46 постепенно заходят в соответствующие пазы 40, расположенные напротив них, гарантируя отсутствие сопротивлений, появляющихся, когда ребра 46 выступают в поперечном направлении относительно несущего корпуса 42.

Перемещение прекращается при достаточном введении устройства 34 внутрь полого корпуса 30, при котором создается наименьшее аэродинамическое возмущение потока первого контура, обтекающего узел конуса 8. Это достигается, в частности, как за счет исключения выступания ребер 46 наружу из полого основного корпуса через пазы 40, так и за счет того, что только расположенный ниже по потоку конический наконечник 44 выступает из основного корпуса 30.

Более конкретно, обеспечивается такое убранное положение устройства 34 формирования турбулентности, при котором оно совместно с полым основным корпусом 30 образует по существу непрерывную внешнюю поверхность 52. Эта по существу непрерывная внешняя поверхность 52 частично формируется наружной поверхностью 36 в форме усеченного конуса, образующей в радиальном направлении внутреннюю сторону кольцевого канала потока первого контура, и завершается поперечными кромками 50 двух ребер, расположенных на аэродинамическом продолжении этой поверхности 36, причем эти две поперечные кромки 50 находятся в двух соответствующих пазах 40, располагаясь, таким образом, заподлицо с поверхностью 36. Понятно, что ребра 46 находятся в пазах 40, не выступая наружу, что обеспечивает создание требуемой аэродинамической непрерывности.

Коническая внешняя поверхность 52 завершается в заднем направлении конической внешней поверхностью расположенного снизу по потоку наконечника 44 устройства 34, поскольку эта поверхность за счет расположения заподлицо с наружной поверхностью 36 в форме усеченного конуса образует ее аэродинамическое продолжение. Для этой цели основание 55 расположенного снизу по потоку наконечника 44 устройства 34, которое является составной частью корпуса 42, имеет диаметр, по существу равный диаметру выпускного отверстия 38, с которым оно по существу совмещается в убранном положении.

На фигуре 6 показано, что два ребра 46 установлены по существу симметрично относительно вертикальной плоскости, проходящей через ось 32, совмещенную с осью 5, при этом ребра расположены по существу в горизонтальной плоскости, проходящей через ту же ось 32.

На фигуре 6а показан альтернативный вариант выполнения устройства 34. Несимметричность формы цилиндрического несущего корпуса 42 относительно горизонтальной плоскости обеспечивает несущую способность горизонтальных ребер 46.

Безусловно, специалист в данной области техники может создать различные модификации изобретения, описанного выше на примере неограничивающего варианта его осуществления. В частности, можно указать, что представленная конфигурация силовой установки 1 предназначена для ее подвешивания под крылом летательного аппарата, однако силовая установка 1 также может иметь и другую конфигурацию, позволяющую расположить ее над крылом или в задней части фюзеляжа летательного аппарата.