Результат интеллектуальной деятельности: Выходное устройство авиационного двигателя и группы авиационных двигателей силовой установки (варианты)

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкции и размещению на авиационной силовой установке элементов, а именно выхлопных устройств реактивных газотурбинных двигателей для уменьшения их шума.

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

Известно выходное устройство газотурбинного двигателя с использованием комбинированных глушителей шума, через которые протекает выхлопная струя ГТД (Терехов А.Л., Дробаха М.Н. Глушители шума для газоперекачивающих агрегатов: ООО «ИРЦ Газпром», 2007). Глушители этого типа эффективны при понижения уровня низко- и высокочастотных шумов вне зависимости от источника их возникновения. Кроме того, использование комбинированных глушителей шума упрощает и удешевляет процесс совершенствования конструкции глушителя с целью достижения требуемого понижения уровня шума, т.к. внесение изменений в конструкцию глушителя не затрагивает конструкцию ГТД. Недостатками этого устройства являются:

- потеря давления выхлопной струи при прохождении через глушитель;

- дополнительное внешнее аэродинамическое сопротивление корпуса глушителя.

- дополнительная масса глушителя.

Уже известно выходное устройство реактивного двигателя, содержащее установленный в мотогондоле корпус основного сопла и шумоглушитель с периферийными соплами, расположенными вокруг основного сопла. На корпусе основного сопла размещен привод, периферийные сопла установлены с возможностью осевого перемещения, соединены с последним и снабжены шарнирно закрепленными заслонками, а на мотогондоле шарнирно укреплены крышки для перекрытия периферийных сопел на крейсерском режиме. (Патент РФ №1009151, F02K 1/28, B64D 33/06, опубл. 2005 г.)

Глушение шума в этом выходном устройстве обеспечивается за счет выдува в реактивную струю дополнительной струи газа по периферии и параллельно истекающей реактивной струе.

С помощью такого устройства можно получить снижение шума на величину 2 дБ в широком диапазоне частот Тяговые характеристики двигателя на крейсерском полете сохраняются неизменными, так как шумоглушащее устройство работает только при взлете и убирается в крейсерском полете.

К недостаткам указанного известного технического решения следует отнести:

- потери мощности на создание дополнительной струи газа;

- уменьшение КПД двигателя вследствие воздействия на реактивную струю;

- постоянное протекание выхлопной струи двигателя через, по меньшей мере, часть элементов выхлопного устройства с соответствующей потерей давления.

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности снижения уровня шума авиационного двигателя или группы двигателей одной авиационной силовой установки на режимах взлета, набора высоты и посадки с наименьшими потерями давления на крейсерском режиме.

Предлагаются четыре варианта технического решения, из которых два варианта рассматривают авиационный, например реактивный двигатель, и два другие варианта относятся к группе авиационных двигателей одной, например, газотурбинной силовой установки.

Рассматриваем варианты авиационного, например реактивного двигателя.

Для решения поставленной задачи с достижением заявляемого технического результата известное выходное устройство авиационного двигателя, содержащее выходной патрубок, основное выходное сопло двигателя, по меньшей мере, одну поворотную заслонку, привод механизма управления, и шумоглушитель, устройство снабжено дополнительным выходным соплом и распределительным патрубком, соосно соединенным с выходным патрубком двигателя и разделенным в зоне установки поворотной заслонки на два сообщенных между собой со стороны выходного патрубка ответвления, каждое из которых снабжено выходным соплом, одно основным, в виде основного выходного сопла двигателя, а другое дополнительным, причем шумоглушитель размещен в одном из ответвлений перед дополнительным выходным соплом, привод механизма управления связан с заслонкой, а поворотная заслонка установлена с возможностью поочередного перекрытия каждого из ответвлений. Привод механизма управления поворотной заслонкой может быть выполнен гидравлическим или электрическим.

Кроме того, известное выходное устройство реактивного двигателя, содержащее выходной патрубок, примыкающее к нему основное выходное сопло двигателя, шумоглушитель и привод механизма управления, согласно второму варианту предлагаемого технического решения, устройство дополнительно снабжено автономной гондолой для установки шумоглушителя, механически связанной с корпусом двигателя, механизмом для перемещения шумоглушителя, и дополнительным выходным соплом в виде сопла шумоглушителя, причем впускной патрубок шумоглушителя размещен соосно с примыканием к основному выходному соплу двигателя и шумоглушитель выполнен с возможностью перемещения шумоглушителя из положения примыкания впускного патрубка шумоглушителя к основному выходному соплу двигателя на режиме взлета и посадки в положение установки в его автономную гондолу на крейсерском режиме, а привод механизма управления механически связан с механизмом для перемещения шумоглушителя.

Привод механизма перемещения шумоглушителя может быть выполнен гидравлическим или электрическим.

Кроме того, рассматриваем варианты для группы авиационных двигателей одной силовой установки.

Предлагаются варианты решения поставленной задачи с группой авиационных двигателей, например газотурбинных, двухмоторной силовой установки.

Уже известно выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, например, двухмоторной газотурбинной силовой установки, представляющее собой насадок к выхлопному патрубку газотурбинного двигателя двухмоторной силовой установки вертолета, выполненный в виде трубчатого элемента (представляющий собой выходное сопло), примыкающего к выходу выхлопного патрубка, причем плоскость выходного среза насадка наклонена относительно вертикальной и горизонтальной плоскостей, проходящих через продольную ось вертолета, так, что проекция нормали к плоскости плоскость выходного среза на горизонтальную плоскость составляет угол 25-30° с продольной осью вертолета, а проекция указанной нормали на вертикальную составляет угол 3-5° с продольной осью вертолета, при этом площадь выходного среза составляет 70-75% площади его входного среза (Патент РФ №2230005, B64D 33/04, опубл. 2004 г.).

Благодаря указанной геометрии его срез на выходе повернут назад-вниз и имеет меньшую площадь. Направление хода струи выхлопных газов в канале полученного профиля и скорость истечения выхлопных газов из насадка выхлопного патрубка обеспечивают существенное снижение заброса выхлопных газов в воздухозаборные устройства.

Изменение площади и геометрии выходного сечения насадка позволило уменьшить до 60% неравномерность скорости выхлопной струи практически без увеличения ее максимального значения.

При работе газотурбинных двигателей интенсивность и величина заброса выхлопных газов в воздухозаборные устройства на режимах взлета, висения и на крейсерской скорости уменьшилось в сравнении с устройством-прототипом. Минимальный заброс выхлопных газов позволил улучшить на 5-10% характеристики силовой установки на режиме висения. Кроме этого влияние направления и скорости ветра сведено к нулю.

Известная из вышеуказанного патента геометрия насадка позволяет за счет расположения выходного среза насадка сформировать канал специального профиля, обеспечивающий изменение направления струи в канале и направления истечения газовой струи, что приводит к уменьшению заброса истекающих из выхлопного патрубка газовых струй в воздухозаборные устройства двигателей, а, следовательно, это позволяет улучшить характеристики силовой установки на режиме висения и на крейсерской скорости.

К недостаткам указанного известного технического решения следует отнести: - практически отсутствие влияния на акустические характеристики группы двигателей авиационной силовой установки.

Согласно третьему варианту предлагаемого технического решения известное выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, содержащее выходные патрубки каждого из двигателей и выходные сопла, устройство дополнительно снабжено шумоглушителем, общим для группы двигателей и распределительным патрубком, примыкающим к выходным патрубкам каждого из двигателей, выполненным с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем, и поворотными заслонками, установленными в распределительном патрубке и связанными с механизмом управления их перемещением, причем корпус распределительного патрубка выполнен с входной частью, имеющей входные ответвления, примыкающие к выходным патрубкам каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, имеющей по два сообщенных между собой выходных ответвления на каждый двигатель в группе, одно из которых снабжено выходным соплом, а другое ответвление для каждого двигателя в группе, сообщено с общим для всех двигателей в группе выходным патрубком, соосно примыкающим к впускному патрубку шумоглушителя, и поворотные заслонки установлены с возможностью попеременного перекрытия для всех двигателей в группе выходных ответвлений распределительного патрубка, снабженных выходными соплами или перекрытия выходных ответвлений распределительного патрубка, сообщенных с впускным патрубком шумоглушителя.

Механизм управления перемещением поворотных заслонок выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим приводом.

Согласно четвертому варианту предлагаемого технического решения известное выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, содержащее выходные патрубки каждого из двигателей и выходные сопла, примыкающие к выходным патрубкам каждого из двигателей, дополнительно снабжено общим для группы двигателей шумоглушителем, автономной гондолой для размещения шумоглушителя, механически связанной с корпусом, по меньшей мере, одного двигателя, и распределительным патрубком с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем, и снабжено механизмом управления перемещением шумоглушителя, причем корпус распределительного патрубка выполнен с входной частью, примыкающей к выходным соплам каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, размещенной соосно впускному патрубку шумоглушителя, сообщенной с ним, а шумоглушитель вместе с распределительным патрубком выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания входной части распределительного патрубка к выходным соплам каждого из двигателей в группе на режиме взлета и посадки в положение установки его в гондолу на крейсерском режиме, а привод механизма управления механически связан с механизмом для перемещения шумоглушителя.

Привод механизма перемещения шумоглушителя может быть выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим.

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

Сущность предлагаемых технических решений поясняется графически.

На фиг. 1 схематично показано предлагаемое выходное устройство авиационного, например реактивного двигателя, выполненное согласно первому варианту исполнения на режиме шумоглушения (положение «А»).

На фиг. 2 схематично показано предлагаемое выходное устройство авиационного, например реактивного двигателя, выполненное согласно первому варианту исполнения на крейсерском режиме (положение «В»).

На фиг. 3 схематично показано предлагаемое выходное устройство авиационного, например реактивного двигателя, выполненное согласно второму варианту исполнения на режиме шумоглушения.

На фиг. 4 схематично показано предлагаемое выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, выполненное согласно третьему варианту исполнения на режиме шумоглушения (положение «С»).

На фиг. 5 схематично показано предлагаемое выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, выполненное согласно третьему варианту исполнения на крейсерском режиме (положение «D»).

На фиг. 6 схематично показано предлагаемое выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, выполненное согласно четвертому варианту исполнения на режиме шумоглушения.

Представленное на фиг. 1-2 выходное устройство авиационного двигателя, выполненное согласно первому варианту исполнения на режиме шумоглушения и на крейсерском режиме, соответственно, содержит выходной патрубок 1, основное выходное сопло 2 двигателя, по меньшей мере, одну поворотную заслонку 3, привод механизма управления (не показан), и шумоглушитель 4.

Устройство дополнительно снабжено дополнительным выходным соплом 5 и распределительным патрубком 6, соосно соединенным с выходным патрубком 1 двигателя и разделенным в зоне установки поворотной заслонки 3 на два сообщенных между собой со стороны выходного патрубка ответвления 7, 8, каждое из которых снабжено выходным соплом, одно основным, в виде основного выходного сопла 2 двигателя, а другое дополнительным 5, причем шумоглушитель 4 размещен в одном из ответвлений 7 перед дополнительным выходным соплом 5, привод механизма управления (не показан) связан с заслонкой 3, а поворотная заслонка 3 установлена с возможностью поочередного перекрытия каждого из ответвлений 7, 8. Механизм управления поворотной заслонкой 3 выполнен рычажным и его привод (не показан) может быть выполнен гидравлическим или электрическим.

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

Посредством перекрытия ответвления 8 поворотной заслонкой 3 (положение «А») на режимах взлета, набора высоты и посадки самолета выхлопная струя двигателя поступает во входную часть распределительного патрубка 6, проходит через ответвление 7 и размещенный в этом ответвлении шумоглушитель 4 и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через дополнительное выходное сопло 5 шумоглушителя 4.

На режиме крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета посредством перекрытия ответвления 7 поворотной заслонкой 3 (положение «В») выхлопная струя двигателя поступает во входную часть распределительного патрубка 6, далее проходит через ответвление 8, его основное выходное сопло 2 и через него, минуя глушитель 4, выходит без потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 4.

Представленное на фиг. 3 выходное устройство авиационного двигателя, выполненное согласно второму варианту исполнения предлагаемого технического решения на режиме шумоглушения, содержит выходной патрубок 1 двигателя, примыкающее к выходному патрубку 1 и связанное с ним основное выходное сопло 2 двигателя, шумоглушитель 4, снабженный дополнительным выходным соплом 9 и впускным патрубком 10, и привод механизма управления (не показан), связанный с механизмом 11 для перемещения шумоглушителя.

Устройство также снабжено автономной гондолой (не показана) для установки шумоглушителя 4, механически связанной с корпусом (не показан) двигателя, а шумоглушитель 4 выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания впускного патрубка 10 шумоглушителя 4 к основному выходному соплу 2 на режиме взлета и посадки в положение установки в его автономную гондолу (не показана) на крейсерском режиме.

Привод механизма управления (не показан) механически связан с механизмом 11 для перемещения шумоглушителя 4. Механизм 11 перемещения шумоглушителя 4 в автономную гондолу (не показана) может быть выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим приводом (не показан).

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

На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета механизм 11 перемещения шумоглушителя 4, снабженный электро- или гидравлическим приводом, фиксирует шумоглушитель 4 в положении примыкания впускного патрубка 10 шумоглушителя 4 к выходному соплу 2 двигателя, причем впускной патрубок 10 шумоглушителя 4 и выходное сопло 2 двигателя располагают соосно между собой и с примыканием. Выхлопная струя двигателя поступает во впускной патрубок 10 шумоглушителя 4, в шумоглушитель 4 и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через дополнительное выходное сопло 9 шумоглушителя 4.

При переходе на режим крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета механизм 11 перемещения шумоглушителя 4, снабженный электро- или гидравлическим приводом (не показан), фиксирует глушитель 4 в положении, отсоединенном от основных выходных сопел 2, с размещением его автономной гондоле (не показана). Выхлопная струя двигателя проходит через основное выходное сопло 2 и через него, минуя глушитель 4, выходит без потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 4.

Предлагаемое выходное устройство группы авиационных двигателей, например, двухмоторной силовой установки, выполненное согласно третьему варианту исполнения представленное на фиг. 4, 5 на режиме шумоглушения и на крейсерском режиме, соответственно, содержит выходные патрубки 1 каждого из двигателей и выходные сопла 2 каждого из двигателей, шумоглушитель 12, общий для группы двигателей и распределительный патрубок 13, примыкающий к выходным патрубкам 1 каждого из двигателей, распределительный патрубок 13 выполнен с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связан с шумоглушителем 12, и поворотными заслонками 14, установленными в распределительном патрубке 13 и связанными с механизмом управления (не показан) их перемещением. Корпус распределительного патрубка 13 выполнен с входной частью, имеющей входные ответвления 15, примыкающие к выходным патрубкам 1 каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, имеющей по два сообщенных между собой выходных ответвления 16, 17 на каждый двигатель в группе, одно из которых 17 снабжено выходным соплом 2, а другое ответвление 16 для каждого двигателя в группе, сообщено с общим для всех двигателей в группе впускным патрубком 18 шумоглушителя 12. Каждая поворотная заслонка 14 закреплена напротив выходного патрубка 1 каждого из двигателей, соответственно, между ответвлениями 16 и 17 распределительного патрубка 13, соответственно, с возможностью попеременного перекрытия обоих ответвлений 17 для обеспечения свободного сообщения выходной части распределительного патрубка 13 только с впускным патрубком 18 шумоглушителя 12 в положении «С» на режиме шумоглушения или с возможностью перекрытия обеими поворотными заслонками 14 обоих ответвлений 16 выходной части распределительного патрубка 13 для обеспечения свободного сообщения только с ответвлениями 17, каждое из которых снабжено выходным соплом 2, в положении «D» на крейсерском режиме.

Работа предлагаемого выходного устройства группы авиационных двигателей, например, двухмоторной силовой установки осуществляется следующим образом. Посредством перекрытия ответвлений 17 обеими поворотными заслонками 14 (положение «С») на режимах взлета, набора высоты и посадки самолета выхлопная струя двигателя поступает во входную часть распределительного патрубка 13, проходит через ответвления 16 выходного патрубка 13, примыкающие к впускному патрубку 18 шумоглушителя 12, проходит через шумоглушитель 12 и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через выходное соплом 7 шумоглушителя 12.

На режиме крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета посредством перекрытия ответвлений 16 распределительного патрубка 13 обеими поворотными заслонками 14 (положение «Д») выхлопная струя двигателя поступает во входную часть 15 распределительного патрубка 13, далее через ответвления 17 проходит через выходные сопла 2, минуя глушитель 12, без потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 12.

Предлагаемое выходное устройство группы авиационных двигателей, например, двухмоторной силовой установки, выполненное согласно четвертому варианту исполнения на режиме шумоглушения, представленное на фиг. 6 содержит выходные патрубки 1 каждого из двигателей и выходные сопла 2, примыкающие к выходным патрубкам 1 каждого из двигателей. Устройство дополнительно снабжено общим для группы двигателей шумоглушителем 12, автономной гондолой (не показана) для размещения шумоглушителя 12, механически связанной с корпусом (не показан), по меньшей мере, одного двигателя, и распределительным патрубком 13 с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем 12. Снабжено механизмом управления перемещением шумоглушителя (не показан), причем корпус распределительного патрубка 13 выполнен с входной частью 15, примыкающей к выходным соплам 2 каждого из двигателей в группе и сообщенной с ними, и выходной частью 16, размещенной соосно впускному патрубку 18 шумоглушителя 12, сообщенной с ним. Шумоглушитель 12 вместе с распределительным патрубком 13 выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания входной части 15 распределительного патрубка 13 к выходным соплам 2 каждого из двигателей в группе на режиме взлета и посадки в положение установки его в гондолу (не показана) на крейсерском режиме, а привод механизма управления (не показан) механически связан с механизмом для перемещения 11 шумоглушителя 12.

Механизм 11 для перемещения шумоглушителя 4, может быть выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим приводом.

Работа предлагаемого выходного устройства группы авиационных двигателей, например двухмоторной силовой установки, осуществляется следующим образом.

На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета механизм управления механически связанный с механизмом 11 для перемещения шумоглушителя 12, снабженный электро- или гидравлическим приводом, фиксирует шумоглушитель 12 жестко связанный с распределительным патрубком 13 в положении примыкания входной части распределительного патрубка 13 к выходным соплам 2 каждого из двигателей в группе. При этом уровень шума выходной струи двигателей, пройдя через глушитель 12, существенно снижается. При переходе на режим крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета механизм 11 для перемещения шумоглушителя 12, снабженный электро- или гидравлическим приводом, фиксирует глушитель 12, жестко связанный с распределительным патрубком 13, в положении, отсоединенном от выходных сопел 2 двигателей, с размещением в гондоле.

На режиме взлета и набора высоты тяга двигателя обеспечивается с учетом потерь давления в глушителе 12. Однако на крейсерском режиме полета самолета отсутствие глушителя 12 перед выходными соплами 2 двигателя обеспечивает отсутствие потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 12, что в свою очередь способствует снижению расхода топлива на крейсерском режиме полета самолета, который является самым продолжительным режимом в полете.

Применение предложенного технического решения в вариантах позволит существенно поднять эффективность шумоглушения при взлете и посадке, снизить потери давления выходной струи и, как следствие, расход топлива на крейсерском режиме работы.