RU2243399C2 - Aircraft turbofan engine - Google Patents
Aircraft turbofan engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2243399C2 RU2243399C2 RU2002131106/06A RU2002131106A RU2243399C2 RU 2243399 C2 RU2243399 C2 RU 2243399C2 RU 2002131106/06 A RU2002131106/06 A RU 2002131106/06A RU 2002131106 A RU2002131106 A RU 2002131106A RU 2243399 C2 RU2243399 C2 RU 2243399C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- acoustic screen
- fan
- jet
- aircraft engine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам подавления шума турбовентиляторных авиационных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to noise suppression devices for turbofan aircraft engines.
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].It is known to have a fixed geometry mixing-ejector noise suppression device for a turbofan aircraft engine containing a mixer formed by wave-like protrusions attached to the exhaust end of the engine and converting the fan and central flows into a mixed output stream. An outlet nozzle formed by stationary wave-like protrusions is mounted behind the mixer, which has a device for introducing and mixing atmospheric air into the outlet stream. The front end of the nozzle is located in front of the rear end of the mixer, so the mixer is at least partially placed in the nozzle. An exhaust band is reinforced to the rear of the nozzle. The engine, mixer, nozzle and bandage are sequentially located on the same line [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.A disadvantage of the known device is a decrease in flight thrust and an increase in fuel consumption due to aerodynamic pressure losses from the protruding parts of the ejector device, excessive engine weight and a misalignment of the aircraft. Another disadvantage of the device is the increase in the cost of the engine and aircraft, as well as the unreasonably high costs of re-equipping the operating aircraft to meet the noise requirements of Chapter 3 of the current ICAO standards and Chapter 4 of the ICAO standards introduced since 2006.
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].Known tail nozzles to reduce noise and improve the performance of a turbofan engine, which is equipped with an exhaust path through which the Central and fan gas flows. The tail nozzle connected to the exhaust tract to improve performance and reduce engine noise, contains an exhaust part, a mixer and a nozzle. The front end of the exhaust part of the nozzle is connected to the exhaust tract of the engine. Between the front and rear ends of the outlet, there is a flow channel expanding towards the rear end with an inner diameter d3 at the front end and d2 at the rear end. The mixer, at least partially located in the outlet, provides mixing of the central and fan flows between them. The mixed stream flows from the rear end of the mixer into the nozzle nozzle, forming a continuous, not divided into parts, flow channel through which the entire mixed stream passes. The front end of the nozzle connected to the rear end of the outlet has an inner diameter d2. The nozzle tapers in the direction of flow to a diameter d4 at the rear end of the nozzle. The value of d2 is greater than d3 or d4. The ratio of d2 to d3 is approximately 1.1. Thus, in the flow channel of the nozzle, at the junction of the outlet part with the nozzle, a section of increased inner diameter is formed, which reduces flow noise and improves engine performance. The rear end of the mixer is aligned relative to the area of increased diameter, so the mixer does not protrude into the cavity of the nozzle [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.A disadvantage of the known device is the incomplete use of noise reduction capabilities of the exhaust stream to meet the noise requirements of Chapter 3 of the current ICAO standards and Chapter 4 of the ICAO standards introduced since 2006. This is explained by the portion of the increased inner diameter d2 of the tailpiece larger than d3 or d4, the ratio of d2 / d3 of which is ~ 1.1, which does not provide flow inhibition to the level of a low-speed (subsonic) jet. The large dimensions of d2 do not allow the engine to be placed in the engine nacelle and increase aerodynamic drag, as well as disrupt the alignment of the aircraft.
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].It is also known a silencer device for a jet nozzle designed to reduce the total external noise level of an airplane during flight at low altitudes by shielding the core of the turbine jet as the main noise source, which is distinguished by the presence and design of an external lower semicircular cylindrical reflector screen behind the back cut of the turbine nozzle, the formation by steam streams of an evaporating working fluid (water, nitrogen or carbon dioxide) arising from a multitude of small nozzles located outside the trailing edge of the nacelle cut, absorbing and reflecting the noise of the jet [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.A disadvantage of the known device is the unjustifiably high costs of upgrading engines, the inability to place cavities for working fluid in operating nozzles, the high cost of transporting working fluids, and the high likelihood of cracking perforations during evaporation on the duct wall of the screen, a high degree of clogging of holes, and low design reliability.
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].Known silencer of a jet nozzle of a gas turbine engine to reduce the total level of external engine noise during take-off, landing and flight of an aircraft at low altitudes by shielding a high-speed core of a hot jet using an annular low-speed swaddle of turbulent gas mixing, acting as an acoustic sound-absorbing low-pass filter. The known device of the jet nozzle of the engine is characterized by the presence and structural design of the annular casing of the corrugated panel with an internal gas duct, taken from the nozzle, turbine or compressor of the engine through small triangular channels and discharged through many small nozzles located around the periphery of the main jet nozzle cut. In this case, many jets are formed with the outer and inner zones of turbulent mixing and a sound-absorbing sheet along the outer boundary of the hot jet [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.A disadvantage of the known design is the reduction in engine thrust in flight and increased fuel consumption due to air intake from a nozzle, turbine or compressor to create an annular low-speed swaddling sheet of turbulent gas mixing. In the known design, it is difficult to achieve the optimal frequency spectrum (high and low) of the “tuned” turbine path exhaust to ensure sound absorption (energy) close to unity in take-off and landing modes, and to provide noise requirements in accordance with ICAO Chapter 4, introduced since 2006.
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].Closest to the claimed design is a PS-90A turbofan aircraft engine, including a fan, a high pressure compressor, a combustion chamber, high and low pressure turbines, a mixer at the outlet of the turbine path, as well as a common jet nozzle for the flow of fan air and gas from the turbine path [ 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.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is the incomplete use of the possibilities of more efficient noise suppression and increase of noise reserves according to Chapter 3 of the current ICAO standards, while the noise reserves (EPN DB) with PS-90A engines are: 10.4 EPN dB for TU-204 aircraft; 8.7 EPN DB for the TU-204-100 aircraft; 5.5 EPN DB for TU-214; 5.3 EPN DB for IL-96-300 aircraft. It is known that a significant reduction in engine and aircraft noise occurs as a result of a decrease in the speed of jet jets (the noise is proportional to the eighth power of the jet velocity). No other effective noise suppression methods have been found so far, since noise is already generated outside the engine - when the jet is mixed with a disturbed air stream generated behind the engine. In this case, in the general noise of a turbofan aircraft engine, fan noise proportional to the air flow rate appears. However, this noise in the path of its propagation to the exit of the power plant is effectively absorbed using sound-absorbing structures.
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.The technical problem to be solved by the claimed invention is aimed at increasing the sound attenuation of a jet of a turbofan aircraft engine with mixing of the gas stream from the turbine path and the fan air stream by placing a jet-diffuser in the form of an acoustic screen in the jet nozzle of the jet, the outer path wall of which a diffuser annular channel is formed with the nozzle path wall for the fan air flow and to ensure subsonic low-flow ostnoy jet coaxially embracing the gas flow path of the turbine, is already diluted by the air blower path mixer and to optimize the degree of expansion of the diffuser ring channel reserves for noise aircraft with PS-90A engines according to chapter 4 of the ICAO rules entered from the 2006 year. Also, the technical task is to reduce secondary losses and provide an optimal spectrum of jet noise, which provides more efficient acoustic zoning of the vicinity of airports.
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.The essence of the technical solution lies in the fact that in a turbofan aircraft engine, including a fan, a high pressure compressor, a combustion chamber, high and low pressure turbines, a mixer at the outlet of the turbine path, as well as a common jet nozzle for the flow of fan air and gas from the turbine path, according to the invention, an acoustic screen is installed in the jet nozzle, the outer path wall of which is formed by a diffuser annular channel with the nozzle path wall for the fan air flow, At the same time, the degree of expansion of the diffuser annular channel of the acoustic screen with the nozzle path wall is 1.055 ... 4.255. The input part of the acoustic screen is concentric or coaxial to the nozzle path wall. The output part of the acoustic screen in the cross section of the jet nozzle is formed by a double curvature surface. The output end of the acoustic screen is formed by a double curvature surface. The output end of the acoustic screen is located upstream from the output end of the jet nozzle at a distance T = (0.015 ... 0.155) L or D, where L is the distance between the input and output ends of the acoustic screen in the direction along the axis of rotation of the turbocharger, D is the outer diameter or the diameter of the described circumference of the input portion of the acoustic screen. The input end of the acoustic screen is located from the output end of the mixer downstream within the zones K = (0.007 ... 0.555) L or D, where L is the distance between the input and output ends of the acoustic screen in the direction along the axis of rotation of the turbocompressor, D is the outer diameter or the diameter of the described circumference of the input portion of the acoustic screen.
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.The installation of an acoustic screen in the jet nozzle, the outer duct wall of which is formed by a diffuser annular channel with the nozzle duct wall for the fan air flow, allows more effectively and with minimal pressure loss damping noise in the engine itself by mixing gas flows from the turbine path and fan air flows into mixer, and then followed by mixing this stream with a stream of fan air formed by this diffuser annular channel in the nozzle.
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).With the degree of expansion of the annular channel of the acoustic screen with the nozzle path wall of 1.055 ... 4.255, the fan air flow is decelerated to speeds from 120 to 50 m / s, respectively, while the average speed between the speed of the main mixed (hot) mixer stream is ensured, exiting the main nozzle, and the speed of the outside air flowing around the engine nacelle. To ensure the optimal frequency spectrum (high and low) of the “tuned” turbine path exhaust and to ensure sound absorption (energy) close to unity in the take-off and landing modes, with minimal pressure loss, the wall area ratio of the diffuser annular channel formed by the outer path wall acoustic screen and the path wall of the nozzle to the area of the inner path walls of the acoustic screen, which in the present invention perform the functions of the path walls of the nozzle, is (0.633 ... 0.699) √10, where √10 is the acoustic parameter of the diffuser annular channel for the fan air flow corresponding to a logarithmic scale of 5 decibels (EPN DB).
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.The location of the entrance part of the acoustic screen concentrically or coaxially to the nozzle path wall provides a uniform velocity and pressure plot in the cross-sectional passage and, therefore, a uniform velocity and pressure plot at the nozzle exit and increases the accuracy of the "tuning" of the diffuser annular channel according to the high and low frequency spectra.
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.The formation of the output part of the acoustic screen in the cross section of the jet nozzle by the surface of double curvature, as well as the formation of the output end of the acoustic screen by the surface of double curvature, allows the diffuser channel formed by the outer path wall of the acoustic screen to act as a mixer, which provides forced (secondary) mixing of the fan air flow and gas from a turbine path already mixed in the main mixer. A certain choice of double curvature surfaces provides a change in the thrust vector according to the optimal requirements at high and low speeds of the aircraft and optimal acoustic zoning of the vicinity of airports according to the high and low frequency spectra. In addition, this embodiment of the acoustic screen increases the screen resource during thrust reverse operation, prevents flutter, and also improves the characteristics of the noise spectrum of the jet.
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.The location of the output end of the acoustic screen upstream of the output end of the jet nozzle at a distance T = (0.015 ... 0.155) L or D, where L is the distance between the input and output ends of the acoustic screen in the direction along the axis of rotation of the turbocompressor, D is the outer diameter or the diameter of the described circumference of the input part of the acoustic screen, provides an oblique cut of the diffuser annular channel directed coaxially or concentrically into the flow from the mixer located above. A certain choice of oblique cut angles provides a change in the thrust vector according to the optimal requirements at high and low speeds of the aircraft and optimal acoustic zoning of the vicinity of airports according to the jet noise spectra.
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.The location of the input end of the acoustic screen from the output end of the mixer upstream or downstream within the zones K = (0.007 ... 0.555) L or D, where L is the distance between the input and output ends of the acoustic screen in the direction along the axis of rotation of the turbocompressor, D - the outer diameter or the diameter of the circumscribed circle of the input part of the acoustic screen provides an extension of the sound absorption range in the frequency range 1000 ... 7000 Hz of discrete harmonics of the fan tonal noise, jet noise, and total engine noise. This is explained by the theory of noise suppression in channels with impedance boundaries, laminarization of the flow around turbulent flows, damping of the boundary layer and a decrease in internal losses.
На фиг.1 - изображен общий вид двигателя.Figure 1 - shows a General view of the engine.
На фиг.2 - поперечное сечение А-А на фиг.1 на выходе сопла.Figure 2 is a cross section aa in figure 1 at the outlet of the nozzle.
На фиг.3 - вариант акустического экрана в сопле с вырезами и двойной кривизной на выходе экрана.Figure 3 is a variant of the acoustic screen in the nozzle with cutouts and double curvature at the output of the screen.
На фиг.4 - поперечное сечение Б-Б на фиг.3 на выходе сопла.Figure 4 is a cross section bB in figure 3 at the outlet of the nozzle.
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.A turbofan aircraft engine includes a fan 1, a high pressure compressor 2, a combustion chamber 3, a high pressure turbine 4, a low pressure turbine 5, a
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.Turbofan aircraft engine operates as follows. The determining parameters of the noise spectrum for the engine are the peaks of the tonal noise of fan 1 and the noise of the jet. Sound pressure ~ 150 ... 160 dB generated by discrete harmonics of tonal noise of fan 1 under conditions of high-speed flow of ~ 200 m / s,
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.Thus, the proposed design increases the efficiency of sound attenuation of the jet in a turbofan aircraft engine and noise reserves in accordance with Chapter 4 of ICAO standards introduced since 2006.
Источники информацииSources of information
1. Патент US №5440875, F 02 К 3/02, 15.08.1995 г.1. US patent No. 5440875, F 02 K 3/02, 08/15/1995
2. Патент US №5722233, F 02 K 1/38, 03.03.1998 г.2. US patent No. 5722233, F 02 K 1/38, 03.03.1998
3. Патент US №3618701, F 01 N 1/14, B 64 D 33/06, 09.11.1971 г.3. US patent No. 3618701, F 01 N 1/14, B 64 D 33/06, 09/09/1971
4. Патент US №3599749, F 01 N 1/14, B 64 D 33/06, 17.08.1971 г.4. US patent No. 3599749, F 01 N 1/14, B 64 D 33/06, 08/17/1971
5. Авиадвигатели мира (Jane s AERO-ENGINES), 2001 г., УДК 629.73 А22, ПС-90А, стр.241-242 - прототип.5. Aircraft engines of the world (Jane s AERO-ENGINES), 2001, UDC 629.73 A22, PS-90A, pp. 241-242 - prototype.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002131106/06A RU2243399C2 (en) | 2002-11-18 | 2002-11-18 | Aircraft turbofan engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002131106/06A RU2243399C2 (en) | 2002-11-18 | 2002-11-18 | Aircraft turbofan engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002131106A RU2002131106A (en) | 2004-05-20 |
| RU2243399C2 true RU2243399C2 (en) | 2004-12-27 |
Family
ID=34387281
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002131106/06A RU2243399C2 (en) | 2002-11-18 | 2002-11-18 | Aircraft turbofan engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2243399C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445489C2 (en) * | 2006-05-18 | 2012-03-20 | Эрсель | Nacelle of jet turbine engine, which is equipped with reduction devices of noise created with such engine |
| RU2644602C2 (en) * | 2013-10-03 | 2018-02-13 | Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн | Design of geared gas turbine engine providing increased efficiency |
| CN110131074A (en) * | 2019-05-24 | 2019-08-16 | 西安航天动力研究所 | A kind of double elements air turbo rocket propulsion system |
-
2002
- 2002-11-18 RU RU2002131106/06A patent/RU2243399C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445489C2 (en) * | 2006-05-18 | 2012-03-20 | Эрсель | Nacelle of jet turbine engine, which is equipped with reduction devices of noise created with such engine |
| RU2644602C2 (en) * | 2013-10-03 | 2018-02-13 | Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн | Design of geared gas turbine engine providing increased efficiency |
| CN110131074A (en) * | 2019-05-24 | 2019-08-16 | 西安航天动力研究所 | A kind of double elements air turbo rocket propulsion system |
| CN110131074B (en) * | 2019-05-24 | 2020-06-30 | 西安航天动力研究所 | Bipropellant air turbine rocket propulsion system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4718815B2 (en) | Method and system for reducing jet engine noise | |
| EP1337748B1 (en) | Fan-stator interaction tone reduction | |
| US7124856B2 (en) | Acoustic liner for gas turbine engine | |
| JP3491052B2 (en) | Alternating lobe-shaped mixer / ejector concept suppressor | |
| JP3947518B2 (en) | Exhaust flow guide for jet noise reduction | |
| CA2429461C (en) | Bypass duct fan noise reduction assembly | |
| US4132240A (en) | Variable double lip quiet inlet | |
| CA2436993C (en) | Aero-engine exhaust jet noise reduction assembly | |
| EP3112269B1 (en) | Aircraft engine nacelle | |
| US6094907A (en) | Jet engine and method for reducing jet engine noise by reducing nacelle boundary layer thickness | |
| US5915403A (en) | Biplanar scarfed nacelle inlet | |
| US3574477A (en) | Noise attenuating system for rotary engines | |
| US4192336A (en) | Noise suppression refracting inlet for jet engines | |
| US4244440A (en) | Apparatus for suppressing internally generated gas turbine engine low frequency noise | |
| US7993099B2 (en) | Helicopter gas turbine engine with sound level lowered by ejector hush kitting | |
| GB2361035A (en) | Gas turbine engine vane with noise attenuation features | |
| CN113490787A (en) | Air intake duct of an aircraft turbojet engine nacelle comprising ventilation openings for a flow of ice removed by hot air | |
| RU2243399C2 (en) | Aircraft turbofan engine | |
| WO2021260173A1 (en) | Gas turbine air bleed arrangement with an inlet having a non uniform profile | |
| JPH10306731A (en) | Stator assembly for gas turbine engine passage and passage forming method | |
| RU2261999C2 (en) | Aircraft turbofan engine | |
| RU100141U1 (en) | DEVICE FOR REDUCING THE NOISE OF A TURBOREACTIVE ENGINE | |
| Harman et al. | Gas Turbine Engine Noise Reduction | |
| Huff | Supersonic jet velocity decay and noise reduction using aerodynamically induced vortex sheets |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20081119 |