способ снижения шумовой эмиссии в задней части газотурбинного двигателя и усовершенствованный газотурбинный двигатель

Формула изобретения

1. Способ снижения шумовой эмиссии в задней части двухконтурного газотурбинного двигателя для летательного аппарата, причем указанный газотурбинный двигатель содержит гондолу (1), ограничивающую спереди отверстие (2) воздухозаборника и содержащую вентилятор (3) холодного потока, центральный генератор (4) горячего потока и канал (5) вентилятора с кольцевым сечением, снабженный соплом (11) для холодного потока, причем указанный канал (5) вентилятора образуется между внутренним обтекателем (7), окружающим указанный центральный генератор (4) горячего потока, и внутренней трубчатой поверхностью (8) покрытия (9) акустического ослабления с кольцевым сечением, нанесенного на внутренней части внешнего обтекателя (10) вентилятора, образующего заднюю часть указанной гондолы (1), при этом указанное покрытие (9) содержит переднюю часть (9А), расположенную вверху по потоку от указанного сопла (11) и имеющую толщину (Е) для акустического ослабления шума, создаваемого указанным вентилятором и распространяемого указанным холодным потоком, а также заднюю часть (9R), сопрягающуюся с указанной передней частью (9А) и расположенную по обе стороны от горловины (12) указанного сопла (11), при этом указанная задняя часть (9R) покрытия имеет толщину, которая уменьшается к заднему концу (6) указанного внешнего обтекателя (10) вентилятора, ограничивающего кольцевое выпускное отверстие для указанного холодного потока, и указанная передняя часть (9А) покрытия в области ее стыка с указанной задней частью (9R) покрытия имеет конвергентную зону (17D), в которой ее внутренняя трубчатая поверхность (8А) начинает конвергировать к указанному соплу (11), отличающийся тем, что

определяют критическую зону (15) канала вентилятора, начинающуюся в указанной горловине (12) сопла и проходящую вперед, в которой любое возможное изменение геометрии указанного канала (5) вентилятора и, следовательно, внутренней трубчатой поверхности (8R) задней части (9R) покрытия невозможно без изменения параметров указанного сопла;

в указанной конвергентной зоне (17D) передней части (9А) покрытия внутренняя трубчатая поверхность (8А) изменяется в направлении постепенного увеличения толщины указанного покрытия в направлении указанной задней части покрытия, причем постепенное изменение толщины внутренней трубчатой поверхности непрерывной задней части покрытия продолжается до образования в последней зоны (18) с увеличенной толщиной, в которой толщина, по меньшей мере, равна указанной толщине (Е); и

задний конец (19) указанной зоны (18) с увеличенной толщиной соединяется с передним концом (16) указанной критической зоны (15) посредством внутренней трубчатой поверхности (20) с изогнутым профилем.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что переднюю границу (16) указанной критической зоны (15) определяют по тому, что число Маха холодного потока в ней, по меньшей мере, приблизительно равно 0,8.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в указанной конвергентной зоне (17D) передней части (9А) покрытия указанное постепенное изменение формы начинается, когда число Маха холодного потока находится между примерно 0,4 и примерно 0,55.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что указанный изогнутый профиль (20) выполнен так, чтобы не вызывать отрыва пограничного слоя.

5. Двухконтурный газотурбинный двигатель для реализации способа по одному из пп.1-4, отличающийся тем, что покрытие акустического ослабления с кольцевым сечением, нанесенное на внутренней части внешнего обтекателя вентилятора (10), содержит изогнутый профиль (20) между зоной (18) с увеличенной толщиной, в которой толщина указанного покрытия, по меньшей мере, приблизительно равна толщине (Е) передней части (9А) покрытия (9), и указанной критической зоной (15) сопла.

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение относится к способу снижения шумовой эмиссии в задней части двухконтурного газотурбинного двигателя для летательного аппарата, а также к газотурбинному двигателю, усовершенствованному путем реализации данного способа.

Известно, что двухконтурные газотурбинные двигатели имеют гондолу, окружающую спереди отверстие воздухозаборника и содержащую вентилятор для холодного потока, центральный генератор горячего потока и канал вентилятора с кольцевым сечением, в котором имеется сопло для холодного потока, причем указанный канал вентилятора образован между внутренним обтекателем, окружающим указанный центральный генератор горячего потока, и внутренней трубчатой поверхностью покрытия акустического ослабления с кольцевым сечением, нанесенного на внутренней части внешнего обтекателя вентилятора, образующего заднюю часть указанной гондолы, при этом указанное покрытие имеет переднюю часть, расположенную вверх по потоку от указанного сопла и имеющую оптимальную толщину для акустического ослабления шума, создаваемого указанным вентилятором и передаваемого указанным холодным потоком, а также заднюю часть, стыкующуюся с указанной передней частью и расположенную по обе стороны от горловины указанного сопла, при этом указанная задняя часть покрытия имеет толщину, которая уменьшается к заднему концу указанного внешнего обтекателя вентилятора, ограничивающего кольцевое выпускное отверстие для указанного холодного потока, и указанная передняя часть покрытия имеет в районе ее стыка с указанной задней частью покрытия конвергентную зону, в которой ее внутренняя трубчатая поверхность начинает приближаться к указанному соплу.

Так как задняя часть указанного покрытия акустического ослабления имеет уменьшающуюся толщину, которая меньше, чем указанная оптимальная толщина передней части - за исключением, возможно, места стыка с последней - эта задняя часть не может иметь оптимальных шумопоглощающих характеристик.

Кроме того, форма внутренней трубчатой поверхности покрытия акустического ослабления, особенно напротив указанного сопла, то есть на уровне указанной задней части, определяется таким образом, чтобы в сочетании с формой указанного внутреннего обтекателя центрального генератора горячего потока характеристики указанного сопла и, следовательно, характеристики указанного газотурбинного двигателя были оптимальными. Поэтому невозможно изменять форму указанной внутренней трубчатой поверхности покрытия акустического ослабления без снижения характеристик газотурбинного двигателя.

Однако авторами обнаружено, что при определенных условиях можно значительно увеличить степень шумопоглощения в задней части указанного покрытия путем изменения его формы, при этом характеристики газотурбинного двигателя уменьшаются незначительно в допустимых пределах.

Для этой цели в соответствии с данным изобретением описанный ниже способ снижения шумовой эмиссии в задней части двухконтурного газотурбинного двигателя характеризуется тем, что:

- определяется критическая зона канала вентилятора, начинающегося в указанной горловине сопла и продолжающегося вперед, в которой любое возможное изменение геометрии указанного канала вентилятора и, следовательно, внутренней трубчатой поверхности задней части покрытия невозможно без необходимости изменения параметров указанного сопла;

- в указанной конвергентной зоне передней части покрытия внутренняя трубчатая поверхность изменяется в направлении постепенного увеличения толщины указанного покрытия к его задней части, при этом постепенное изменение толщины внутренней трубчатой поверхности примыкающей задней части покрытия продолжается до образования последней зоны с увеличенной толщиной, в которой толщина, по меньшей мере, равна указанной оптимальной толщине;

- задний конец указанной зоны с увеличенной толщиной соединяется с передним концом указанной критической зоны с помощью внутренней трубчатой поверхности с изогнутым профилем.

Таким образом, благодаря настоящему изобретению шумопоглощающие свойства указанной задней части покрытия усиливаются путем обеспечения передней зоны у задней части покрытия, то есть передней зоны, которая в определенных случаях может иметь осевую длину, соответствующую примерно четвертой части общей осевой длины указанной задней части покрытия, выполненной с толщиной, равной указанной оптимальной толщине передней части покрытия.

Предпочтительно, если длина указанной критической зоны определяется тем фактом, что число Маха для холодного потока в этом месте изменяется от 0,8 (в передней части) до примерно 1 (в горловине). Любое изменение геометрии внутренней трубчатой поверхности указанного покрытия акустического ослабления в этой критической зоне должно быть исключено, так как это приводит к значительным изменениям параметров сопла.

Кроме того, что касается постепенного изменения формы покрытия акустического ослабления, то целесообразно, чтобы оно начиналось в указанной конвергентной зоне, в которой холодный поток ускоряется, так как указанное изменение начинается при относительно малом числе Маха, например, находящемся в пределах от 0,4 до 0,55. Отсюда следует, что от указанной конвергентной зоны передней части покрытия до переднего конца критической зоны изменение формы (включая указанную внутреннюю трубчатую поверхность с изогнутым профилем) происходит в диапазоне значений числа Маха от примерно 0,45 до 0,8.

Конечно, указанная внутренняя трубчатая поверхность с изогнутым профилем ни в коем случае не должна вызывать инверсию градиента давления, что незамедлительно приведет к отрыву пограничного слоя. С этой целью параметр формы Hi указанного изогнутого профиля должен быть меньше 1,6.

На основании вышеизложенного было предложено, чтобы двухконтурный газотурбинный двигатель, усовершенствованный в соответствии с предлагаемым в данном изобретении способом, характеризовался тем, что покрытие акустического ослабления с кольцевым сечением, поддерживаемый изнутри с помощью указанного внешнего обтекателя вентилятора, имеет изогнутый профиль между передней зоной, в которой толщина указанного покрытия, по меньшей мере, приблизительно равна оптимальной толщине Е, и указанной критической зоной сопла.

Прилагаемые чертежи наглядно объясняют осуществление настоящего изобретения. На чертежах одинаковые элементы имеют одинаковые условные обозначения.

Фиг.1 схематично изображает продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя.

Фиг.2 схематично изображает в увеличенном масштабе вид в поперечном разрезе, показывающий известное трубчатое покрытие акустического ослабления, предусмотренное в канале вентилятора газотурбинного двигателя по фиг.1.

Фиг.3 показывает в виде, аналогичном фиг.2, трубчатое покрытие акустического ослабления, усовершенствованное в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.4 изображает в увеличенном масштабе вид с расширением в ортогональном направлении к оси указанного газотурбинного двигателя, части по фиг.3 в области усовершенствованного трубчатого покрытия акустического ослабления в соответствии с настоящим изобретением.

Известный двухконтурный двигатель для самолета, схематично показанный на фиг.1 в разрезе, проходящем через его продольную ось L-L, включает гондолу 1, окружающую спереди отверстие 2 воздухозаборника. Гондола 1 окружает вентилятор 3, центральный генератор горячего потока 4 и кольцевой канал 5 вентилятора для протекания холодного потока.

В канале 5 вентилятора расположено кольцевое выпускное отверстие 6, соответствующее задней кромке гондолы 1. Данный канал 5 вентилятора образуется между обтекателем 7, окружающим указанный центральный генератор горячего потока 4, и внутренней поверхностью 8 (см. фиг.2) трубчатого покрытия 9 акустического ослабления, поддерживаемого с помощью внешнего обтекателя 10 вентилятора, образующего заднюю часть указанной гондолы 1.

В канале 5 вентилятора обтекатель 7 и внутренняя поверхность 8 образуют сопло 11, которое заканчивается кольцевым выпускным отверстием 6 и горловина 12 которого находится в плоскости 13, поперечной относительно продольной оси L-L.

Трубчатое покрытие 9 акустического ослабления, например известного типа с ячейками из звукопоглощающего материала, состоит из двух непрерывных частей 9А и 9R, имеющих соответствующие внутренние поверхности 8А и 8R, образующие указанную внутреннюю поверхность 8 и сопрягающиеся по линии 14, плоскость которой является ортогональной к указанной оси L-L. Передняя часть 9А, располагающаяся значительно выше по потоку от сопла 11, имеет толщину Е, по меньшей мере, приблизительно постоянную, соответствующую оптимальному ослаблению шума, создаваемого вентилятором 3 и распространяемого холодным потоком, циркулирующим в канале 5 вентилятора. С другой стороны, задняя часть 9R, которая располагается по обе стороны от горловины 12 сопла 11 и которая проходит по осевой длине D, имеет толщину, которая постепенно уменьшается от указанной линии 14, где она равна оптимальной толщине Е, до кольцевого выпускного отверстия 6. Конечно, за счет уменьшающейся толщины, которая меньше оптимальной величины Е (за исключением линии 14), задняя часть 9R не может обеспечить оптимальное ослабление шума.

В описанной выше схеме холодный поток в канале вентилятора является дозвуковым и таким, при котором:

- напротив задней части 9R покрытия 9 акустического ослабления число Маха изменяется от примерно 0,55 на уровне линии 14 до примерно 1,0 на уровне кольцевого выпускного отверстия 6;

напротив передней части 9А указанного покрытия 9 существуют:

дивергентная верхняя зона 17U, в которой указанный холодный поток замедляется и в которой число Маха изменяется от примерно 0,5 до примерно 0,4;

конвергентная нижняя зона 17D, в которой указанный холодный поток ускоряется и в которой число Маха изменяется от примерно 0,4 до примерно 0,55.

Как описано выше, целью настоящего изобретения является увеличение в заднем направлении передней части 9А оптимальной толщины Е за счет зоны 9А' длиной d для того, чтобы уменьшить заднюю часть 9R с уменьшающейся толщиной до зоны 9R' с уменьшенной длиной D-d (см. фиг.3) при незначительном снижении характеристик газотурбинного двигателя.

Следовательно, как показано в увеличенном масштабе на фиг.4:

- вначале определяют критическую зону 15 канала 5 вентилятора, начиная от плоскости 13 горловины 12 сопла в направлении перемещения к передней части до передней границы 16, критической зоны, в которой любое изменение геометрии внутренней трубчатой поверхности 8R задней части покрытия 9R невозможно без необходимости изменения параметров указанного сопла. Критическая зона 15 определяется, например, тем фактом, что на указанной передней границе 16 число Маха холодного потока уже достигает значения, по меньшей мере, приблизительно равного 0,8, чтобы достигнуть значения, приблизительно равного 1, в горловине 12 сопла;

- в верхней зоне 17D напротив передней части 9А покрытия, в которой последняя начинает приближаться к горловине 12 сопла и в которой число Маха холодного потока находится в пределах от примерно 0,4 до примерно 0,44, внутренняя трубчатая поверхность 8А изменяется в направлении постепенного увеличения толщины (см. линию 8А') указанного покрытия, в направлении задней части покрытия 9, и это постепенное увеличение толщины внутренней трубчатой поверхности непрерывной задней части покрытия продолжается до образования в последней зоны 18, имеющей длину d и увеличенную толщину, в которой толщина, по меньшей мере, равна указанной оптимальной толщине Е;

- задний конец 19 указанной зоны 18 соединяется с передним концом 16 критической зоны 15 с помощью внутренней трубчатой поверхности с изогнутым профилем 20, параметр формы которого Hi равен самое большее 1,6.

Таким образом, длина d зоны 18 определяется положением горловины 12 сопла, осевой длиной критической зоны 15 и осевой длиной внутренней трубчатой поверхности с изогнутым профилем 20. Эта длина d в некоторых случаях может соответствовать примерно четвертой части длины D задней части покрытия 9R, чтобы обеспечить значительное увеличение степени ослабления шума без существенного ухудшения работы газотурбинного двигателя.