RU2675031C1 - Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя - Google Patents
Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2675031C1 RU2675031C1 RU2017135390A RU2017135390A RU2675031C1 RU 2675031 C1 RU2675031 C1 RU 2675031C1 RU 2017135390 A RU2017135390 A RU 2017135390A RU 2017135390 A RU2017135390 A RU 2017135390A RU 2675031 C1 RU2675031 C1 RU 2675031C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- engine
- fan
- mode
- sensor
- Prior art date
Links
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 abstract description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 22
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 description 6
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 4
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/44—Nozzles having means, e.g. a shield, reducing sound radiation in a specified direction
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиадвигателестроению и может использоваться при создании вентилятора турбовентиляторного двигателя. Предлагается вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя, включающий корпус, рабочее колесо и спрямляющий аппарат, спрямляющий аппарат снабжен аппаратом поворота лопаток на три заданных угла, каждый из которых соответствует одному из режимов работы двигателя: взлетному, набору высоты, крейсерскому режимам. Аппарат поворота лопаток спрямляющего аппарата содержит датчик оборотов и блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, выполнен в виде механического шаблона для поворота лопаток на угол, соответствующий режиму работы двигателя. В другом варианте аппарат поворота лопаток спрямляющего аппарата содержит датчик оборотов и блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, выполнен в виде микропроцессора, определяющего режим работы двигателя и дающий команду аппарату поворота на установку лопаток на угол, соответствующий этому режиму. Техническим результатом изобретения является снижение уровня шума самолета при взлете и наборе высоты в контрольных точках, регламентируемых стандартом ИКАО, а также на крейсерском режиме - в достижении максимально возможного кпд вентилятора. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к снижению уровня шума, генерируемого авиационным турбовентиляторным двигателем (ТРДД).
Известно, что уровни шума, генерируемые вентилятором ТРДД на режимах взлета и набора высоты самолетом, при трансзвуковых и сверхзвуковых режимах его работы во многом определяются шумом ударных волн и вносят заметный вклад в общий шум двигателя и самолета. Необходимо отметить, что подавляющее большинство двигателей, созданных и создаваемых для пассажирской авиации, реализованы по схеме прямой связи турбины низкого давления (ТНД) с вентилятором. Только двигатели фирмы PW серии PW 1400 имеют в цепочке ТНД - вентилятор еще и редуктор. Это значит, что все безредукторные двигатели будут иметь вентилятор, работающий на трансзвуковых и сверхзвуковых режимах. Объяснение простое - ТНД в безредукторных ТРДД имеет 5 и более ступеней. Если же еще больше снизить окружную скорость вентилятора (а значит и его шум), то число ступеней ТНД возрастет еще больше, что является неприемлемым по целому ряду соображений: увеличение массы и длины двигателя, увеличение числа деталей горячей части (диски, лопатки рабочих колес и сопловых аппаратов ТНД и т.д.), снижение ресурса. ТНД в редукторной схеме ТРДД в основном 3-х ступенчатая, а вентилятор работает на существенно меньших околозвуковых или дозвуковых скоростях. В связи с этим для выполнения новых постоянно ужесточающихся норм ИКАО необходимо изыскивать новые методы снижения шума вентилятора ТРДД.
Разрабатываемое изобретение и относится к устройствам снижения шума в источнике - снижению шума ударных волн (ШУВ), генерируемых вентилятором.
Известен турбовентиляторный авиационный двигатель - патент RU 2261999, 2003 г., F02K 3/04; F02C 7/045, содержащий вентилятор, состоящий из рабочего колеса и спрямляющего аппарата, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, общее реактивное сопло. Расстояние между периферийными задними кромками лопаток вентилятора и периферийными передними кромками лопаток его спрямляющего аппарата связано определенным соотношением (L1). Длина воздухозаборника и его выходной диаметр связаны другим заданным соотношением (L2). Площадь на входе в двигатель и площадь в горле воздухозаборника связаны третьим соотношением (fвх). Такой выбор перечисленных параметров устройства повышает эффективность глушения шума вентилятора. Недостатком изобретения является то, что оно снижает уровни тонального шума на частоте следования лопаток вентилятора, в то время как на режимах взлета и набора высоты больший вклад вносит шум ударных волн.
Известен турбореактивный двигатель патент РФ RU 2592937, где в ТРДД, выбранном в качестве прототипа, используется вентилятор с входным направляющим аппаратом (ВНА), рабочим колесом и спрямляющим аппаратом, причем вентилятор работает на три контура двигателя и задние кромки лопаток ВНА в третьем контуре являются поворотными. С внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя. Внешняя поверхность разделительных полок спрямляющих лопаток выполнена на большем диаметре по отношению к внешней поверхности разделительных
полок рабочих лопаток с образованием уступа в проточной части канала третьего контура. Отношение радиальной величины h уступа между разделительными полками рабочей лопатки и спрямляющей лопатки вентилятора в канале третьего контура к осевому зазору 8 между разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора задано в пределах 0,5…1,5. Выполнение турбореактивного двигателя трехконтурным с каналом третьего контура позволяет сбрасывать неравномерный возмущенный поток воздуха в обход каналов наружного и внутреннего контуров двигателя, что повышает его надежность и улучшает согласование работы системы: воздухозаборник - двигатель - сопло. Выполнение задних кромок входного направляющего аппарата (ВНА) вентилятора поворотными в канале третьего контура позволяет регулировать расход воздуха через канал третьего контура. Это дает возможность изменять степень двухконтурности двигателя по режимам полета, уменьшая тем самым внешнее сопротивление воздухозаборника на трансзвуковых режимах, но не влияет на шум вентилятора.
При h/δ<0,5 повышаются паразитные утечки воздуха из канала наружного контура в канала третьего контура.
При h/δ>1,5 повышаются гидравлические потери в канале третьего контура.
Повышение надежности достигается оптимизацией величины отношения h/δ=0,5…1,5 - регулируя этой величиной размеры утечек и гидравлических потерь в наружном и третьем контурах.
Недостатком устройства является использование в качестве «регулятора» диапазона изменения величины отношения нерегулируемых элементов: высоты уступа h и величины осевого зазора δ, что естественно ухудшает эффективность этой идеи. Использование поворотных задних кромок ВНА дает, как отмечают авторы, эффект при регулировании степени двухконтурности двигателя - улучшая экономичность и акустические характеристики двигателя на взлете. Поясним последние, связанные между собой эффекты, - увеличение расхода воздуха через третий контур на взлете
дает соответствующий рост степени двух(трех)контурности двигателя и сопутствующие известные эффекты: увеличение экономичности и снижение шума струи. Однако в прототипе даже не упоминается ни о законах регулирования (поворота) задних кромок ВНА, ни об устройстве их поворота. В прототипе не ставится задача снижения шума вентилятора и не дается метода ее решения. В описании прототипа говорится о некотором снижении шума двигателя при добавлении третьего контура, при этом имеется ввиду снижение шума реактивной струи в связи с увеличением двух(трехконтурности) двигателя, однако там нет никаких предложений по снижению шума вентилятора, который вносит существенный вклад в общий шум двигателей и самолета на режимах взлета и набора высоты.
Технический результат предлагаемого изобретения заключается в снижении шума двигателя на режимах взлета и набора высоты, т.е. в тех точках, где он нормируется стандартом ИКАО, а также на крейсерском режиме - в достижении максимально возможного к.п.д. вентилятора. Технический результат достигается тем, что в вентиляторе турбовентиляторного авиационного двигателя, включающем корпус, рабочее колесо и спрямляющий аппарат, спрямляющий аппарат снабжен аппаратом поворота лопаток на три заданных угла, каждый из которых соответствует одному из режимов работы двигателя: взлетному, набору высоты, крейсерскому режимам, причем аппарат поворота лопаток спрямляющего аппарата содержит датчик оборотов и блок, срабатывающий от числа оборотов двигателя. Блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит механический шаблон для поворота лопаток на угол, соответствующий режиму работы двигателя. В другом варианте блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит микропроцессор, определяющий режим работы двигателя и дающий команду аппарату поворота лопаток на угол, соответствующий этому режиму.
Использование аппарата поворота лопаток на крейсерском режиме дает возможность повысить к.п.д. вентилятора на этом наиболее продолжительном режиме полета.
На фиг. 1 показан разрез турбовентиляторного авиационного двигателя.
На фиг. 2 показано рабочее колесо вентилятора с системой выбитых ударных волн перед ним.
На фиг. 3 показано изменение положения системы выбитых ударных волн при уменьшении величины противодавления за рабочим колесом.
На фиг. 4 показаны рабочее колесо (РК) и спрямляющий аппарат (СА) вентилятора, направление поворота и точки поворота лопаток СА.
На фиг. 1 показан разрез турбовентиляторного авиационного двигателя, имеющего одноступенчатый вентилятор, состоящий из рабочего колеса - диск 1 с установленными на нем рабочими лопатками 2, спрямляющего аппарата 3 с поворотными лопатками и аппарата поворота лопаток 4 на три заданных угла. Каждый из них соответствует одному из режимов работы двигателя: взлетному, набору высоты, крейсерском. Аппарат поворота лопаток спрямляющего аппарата содержит датчик оборотов и блок, срабатывающий от числа оборотов датчика. Блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит механический шаблон для поворота лопаток на угол, соответствующий режиму работы двигателя. Во втором варианте блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит микропроцессор, определяющий режим работы двигателя и дающий команду аппарату поворота лопаток на угол, соответствующий этому режиму работы.
На фиг. 2 показана система выбитых ударных волн (5), образующаяся перед лопатками 2 рабочего колеса.
На фиг. 3 показаны три варианта расположения ударных волн:
а) - на передней кромке лопаток РК(Рвых=Ррасч); б) - в середине межлопаточного канала (Рвых=Ррасч-0,025 кг/см2); в) - в конце межлопаточного канала (Рвых=Ррасч-0,05 кг/см2).
На фиг. 4 показаны рабочее колесо и спрямляющий аппарат
вентилятора, а также направление поворота 6 и точки поворота 7 лопаток СА.
Объясним теперь физическую картину происходящего. Перед рабочим колесом при трансзвуковых и сверхзвуковых режимах его обтекания возникает система выбитых ударных волн 5 (фиг. 2). При повороте лопаток СА 3 на открытие увеличивается площадь проходного сечения и соответственно понижается величина противодавления за РК. При этом система выбитых ударных волн 5 - втягивается в межлопаточные каналы РК. Величина смещения системы выбитых ударных волн зависит от величины противодавления за РК, чем меньше противодавление, тем глубже смещается система в межлопаточные каналы и тем больше снижается шум ударных волн (ШУВ). Поэтому величина противодавления за РК является ключевым параметром для определения положения системы выбитых ударных волн 5. Технический результат достигается тем, что предлагается ввести в конструкцию двигателя аппарат поворота лопаток СА 4, который поворачивает лопатки СА вентилятора на определенные (заранее рассчитанные) углы, которые заложены в программу управления СА, и, увеличивает тем самым площадь проходных сечений в СА и понижает давление за РК, при этом система выбитых ударных волн, возникающая перед РК на трансзвуковых и сверхзвуковых режимах его обтекания, всасывается в межлопаточные каналы. Тем самым существенно снижается или уничтожается полностью шум выбитых ударных волн - это тот источник шума, который вносит заметный вклад в суммарный уровень шума самолета на взлете и наборе высоты.
Конструктивно аппарат поворота лопаток СА 4 представляет собой блок, где входной параметр (которым является число оборотов вентилятора), трансформируется через передаточный механизм в сигнал, передающийся механизму, управляющему механическим шаблоном, который и осуществляет поворот лопаток СА на угол, соответствующий данному режиму работы. В случае, когда аппарат поворота лопаток 4, имеет микропроцессор, то входной сигнал передается микропроцессору, который вырабатывает команду для механизма поворота лопаток на угол, соответствующий данному режиму работы.
Необходимо заметить, что программа управления СА настроена на два режима взлетно-посадочного цикла самолета (взлет и набор высоты) и на режим крейсерского полета, т.е. на три режима полета -. которые определяются по числу оборотов вентилятора и поворот лопаток СА производится на угол, соответствующий каждому режиму. Для первых двух режимов рассчитывают уровни шума в соответствующей контрольной точке и по разнице в уровнях шума без и с поворотом лопаток СА определяют эффективность предлагаемого решения. Расчеты эффективности предлагаемого решения следует выполнить предварительно - на стадии проектирования двигателя и самолета, определив сначала путем аэродинамического расчета течение в РК и СА, максимальные возможности раскрытия лопаток СА на каждом из режимов и рассчитав положение системы выбитых ударных волн и угла поворота лопаток СА, а затем по методике расчета шума двигателя и самолета рассчитывают как уровни шума ударных волн, так шум самолета в целом; при этом, если полученные величины снижения уровня шума самолета являются достаточными (для выполнения норм ИКАО), то имеется возможность выбирать ту или иную величину снижения уровня шума и положение рабочей точки на характеристике вентилятора, фиксируя положение, соответствующее большему значению его к.п.д. Для режима крейсерского полета выбирается то положение лопаток СА, которому соответствует режим работы вентилятора, на котором будет реализован максимум его к.п.д. Отметим, что: I. Методы расчета течения со скачками уплотнения, в том числе и с ударными волнами, хорошо известны, см., например, 1. Замтфорт Б.С., Иванов М.Я. «Обтекание решетки симметричных профилей околозвуковым неизэнтропическим потоком». М: Ученые записки ЦАГИ т. IIII, №6, 1972 г.;
II.а. Методы расчета шума двигателя и самолета также известны, например, Замтфорт Б.С., Шипов Р.А. «О расчете шума ТРДД с большой степенью двухконтурности. М. Труды ЦИАМ, №752, 1978 г.; Замтфорт Б.С., Соркин Л.И. и др. К вопросу о нормировании уровня шума реактивных двигателей. М. Труды ЦИАМ, №637, 1975 г.
б. В изобретении предлагается использовать прямой метод оценки эффективности предлагаемого изобретения - расчет снижения уровней шума в тех точках на местности, где он нормируется по стандарту ИКАО - что сразу показывает его эффективность.
Предлагаемое устройство - вентилятор с аппаратом поворота лопаток СА 4 - работает следующим образом: входной сигнал для автомата дает датчик числа оборотов РК вентилятора; каждому числу оборотов РК вентилятора соответствует необходимый режим работы двигателя и свой угол поворота лопаток СА. Аппарат поворота лопаток спрямляющего аппарата содержит датчик оборотов и блок, срабатывающий от числа оборотов датчика. Блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит механический шаблон для поворота лопаток на угол, соответствующий режиму работы двигателя.
Сигнал от датчика оборотов трансформируется через передаточный механизм в сигнал, дающий команду механизму, сдвигающему механический шаблон для поворота лопаток 3 на угол, соответствующий данному режиму работы. В качестве механизма, сдвигающего механический шаблон, могут быть использованы приводы известных типов (электрический, гидравлический, пневматический и т.п.). В случае, когда аппарат поворота лопаток 4 имеет микропроцессор, то датчик оборотов передает сигнал микропроцессору, который вырабатывает команду для поворота лопаток 3 на угол, соответствующий данному режиму работы.
Для доказательства эффективности предлагаемого устройства снижения ШУВ была выполнена серия расчетов для ближнемагистрального трехдвигательного самолета, имеющего двигатели со степенью двухконтурности 5,3. В проведенном исследовании все геометрические и газодинамические параметры двигателя и самолета были приняты постоянными, а изменялась только величина ШУВ за счет изменения угла установки лопаток. Всего было рассчитано на двух режимах полета - взлета и набора высоты четыре варианта двигателя, отличающихся только углом установки лопаток СА.
Таким образом, понижая давление за рабочим колесом и заставляя систему выбитых ударных волн из положения перед рабочим колесом втянуться в межлопаточные каналы, удается снизить уровень шума в контрольной точке при взлете самолета на 0,6 EPNдБ. Если же пониженное давление за рабочим колесом будет таким, что система выбитых ударных волн будет располагаться в середине или в конце межлопаточного канала, то уровень шума в контрольной точке самолета при наборе высоты снизится еще на 1,8 EPNдБ. Т.е. максимальная величина снижения уровня шума достигает 2,4 EPNдБ (см. табл. 1). Дополнительный угол установки лопаток СА предлагается рассчитывать для того, чтобы проектировщик выбрал из этих двух углов (заданного и дополнительного), тот, при котором будет получено наибольшее значение к.п.д. на этом режиме и угол, соответствующий максимуму к.п.д. и станет заданным.
Таким образом, понижая давление за рабочим колесом и заставляя систему выбитых ударных волн из положения перед рабочим колесом втянуться в межлопаточный канал, удается снизить уровень шума в контрольной точке самолета при наборе высоты на 0,8 EPNдБ. Если же пониженное давление за рабочим колесом будет таким, что система выбитых ударных волн будет располагаться в середине или в конце межлопаточного канала, то уровень шума в контрольной точке самолета при наборе высоты снизится еще на 2,4 EPNдБ. Т.е. максимальная величина снижения уровня шума достигает 3,2 EPNдБ.
Т.е. предполагаемое изобретение позволяет суммарно снизить уровни шума на режимах взлета и набора высоты на 5,6 EPNдБ - это очень значимый результат. Известно, что при снижении шума струи на 1 EPNдБ потери тяги составляют 1%. Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет снизить шум генерируемый двигателями, на режимах взлета и набора высоты, не изменяя, а может быть даже улучшая к.п.д. вентилятора на режиме крейсерского полета (лопатки СА будут установлены под оптимальным углом для этого режима). При необходимости регулирования углов установки лопаток СА (значит и режимов работы вентилятора) и на других режимах работы двигателя аппарат поворота лопаток может быть настроен и на эти дополнительные режимы.
В таблицах 1 и 2 есть углы установки лопаток-оптимальный 1 и оптимальный 2. Затем при проектировании в системе аэродинамического расчета вентилятора для каждого из режимов взлета и набора высоты определяется, при каком из двух углов, оптимальный 1 или оптимальный 2, будет большее значение к.п.д. вентилятора. Углы, соответствующие большим величинам к.п.д., задаются для поворота лопаток на соответствующий угол на каждом режиме.
Предлагаемое изобретение позволит получить необходимый результат - требуемое снижение уровня шума в контрольных точках при взлете самолета и наборе высоты. Использование аппарат поворота лопаток на крейсерском режиме дает возможность повысить кпд вентилятора на этом наиболее продолжительном режиме полета.
Claims (3)
1. Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя, включающий корпус, рабочее колесо и спрямляющий аппарат, отличающийся тем, что спрямляющий аппарат снабжен аппаратом поворота лопаток на три заданных угла, каждый из которых соответствует одному из режимов работы двигателя: взлетному, набору высоты, крейсерскому режимам, причем аппарат поворота лопаток спрямляющего аппарата содержит датчик оборотов и блок, срабатывающий от числа оборотов датчика.
2. Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит механический шаблон для поворота лопаток на угол, соответствующий режиму работы двигателя.
3. Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что блок, срабатывающий от числа оборотов датчика, содержит микропроцессор, определяющий режим работы двигателя и дающий команду аппарату поворота лопаток на угол, соответствующий этому режиму работы.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017135390A RU2675031C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017135390A RU2675031C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2675031C1 true RU2675031C1 (ru) | 2018-12-14 |
Family
ID=64753209
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017135390A RU2675031C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2675031C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20020150471A1 (en) * | 2001-03-30 | 2002-10-17 | Hsin-Tuan Liu | Wide angle guide vane |
RU2261999C2 (ru) * | 2003-01-23 | 2005-10-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбовентиляторный авиационный двигатель |
US20110115227A1 (en) * | 2009-11-17 | 2011-05-19 | Douglas George Shafer | Turbogenerator with cooling system |
RU2435057C2 (ru) * | 2005-11-29 | 2011-11-27 | Дженерал Электрик Компани | Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) |
RU2538737C2 (ru) * | 2013-02-11 | 2015-01-10 | Сергей Юрьевич Кузиков | Ротор "воздушное колесо". гиростабилизированный летательный аппарат и ветроэнергетическая установка, испульзующие ротор "воздушное колесо", наземное/палубное устройство их запуска. |
-
2017
- 2017-10-05 RU RU2017135390A patent/RU2675031C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20020150471A1 (en) * | 2001-03-30 | 2002-10-17 | Hsin-Tuan Liu | Wide angle guide vane |
RU2261999C2 (ru) * | 2003-01-23 | 2005-10-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбовентиляторный авиационный двигатель |
RU2435057C2 (ru) * | 2005-11-29 | 2011-11-27 | Дженерал Электрик Компани | Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) |
US20110115227A1 (en) * | 2009-11-17 | 2011-05-19 | Douglas George Shafer | Turbogenerator with cooling system |
RU2538737C2 (ru) * | 2013-02-11 | 2015-01-10 | Сергей Юрьевич Кузиков | Ротор "воздушное колесо". гиростабилизированный летательный аппарат и ветроэнергетическая установка, испульзующие ротор "воздушное колесо", наземное/палубное устройство их запуска. |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2614300C2 (ru) | Малошумная турбина для редукторного турбовентиляторного двигателя | |
US8834099B1 (en) | Low noise compressor rotor for geared turbofan engine | |
CN107023404B (zh) | 用于飞行器的燃气涡轮发动机的***及调整该发动机中空气流畸变的方法 | |
RU2647558C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с зубчатой передачей | |
US8714913B2 (en) | Low noise compressor rotor for geared turbofan engine | |
US10822104B2 (en) | Variable geometries transient control logic | |
US11884414B2 (en) | Supersonic aircraft turbofan engine | |
US20130276424A1 (en) | Low Noise Compressor Rotor for Geared Turbofan Engine | |
EP3591202A1 (en) | Turbofan engine sound control system and method | |
US10054059B2 (en) | Nacelle and compressor inlet arrangements | |
EP3091216A1 (en) | Liner for a gas turbine engine | |
CN104011358A (zh) | 具有低风扇压力比的燃气涡轮发动机 | |
EP3199779A1 (en) | Cooling air for variable geometry turbine | |
RU2675031C1 (ru) | Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя | |
CN117588269A (zh) | 管道式涡轮机械发动机 | |
Sun et al. | Effects of rotating inlet distortion on two-stage compressor stability with stall precursor-suppressed casing treatment | |
EP3812566A1 (en) | Active stability control of compression systems utilizing electric machines | |
US20190153891A1 (en) | Three spool turbofan engine with low noise intermediate turbine rotor | |
Pankov et al. | Numerical and experimental investigations bypass-flow fans for an advanced civil aircraft engine | |
RU2592937C1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
US20200271060A1 (en) | Variable cycle fan for minimizing noise | |
Kester et al. | Designing the JT9D engine to meet low noise requirements for future transports | |
EP3043033A1 (en) | Gas turbine engine with improved fuel efficiency | |
US12055094B1 (en) | Engine having an open fan with reduced boundary layer induced distortion | |
RU2580980C2 (ru) | Способ расстановки лопаток в рабочем колесе вентилятора авиационного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191006 |