ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2005 года по МПК F02K3/04 F02C7/45 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно: к устройствам подавления шума турбовентиляторных авиационных двигателей.

Известен узел статора газотурбинного двигателя, содержащий элементы конструкции для снижения шума во внешней зоне, составляющей порядка 20% всего проточного тракта. В известной конструкции ниже по потоку от пространства между рабочими и направляющими лопатками выполнен кольцевой канал для захвата существенной части турбулентного потока, направленного от верхних торцовых частей вентиляторных лопаток. Кольцевой канал ограничен парой окружных стенок. По меньшей мере, одна из них обладает акустическим действием и поглощает шум не только на отдельных частотах, но и в широком диапазоне частот [1].

Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей эффективного поглощения звука в диапазоне частот 1000-7000 Гц дискретных гармоник тонального шума вентилятора, а также суммарного шума двигателя.

Известен турбовентиляторный авиационный двигатель, включающий вентилятор с пониженным уровнем шума. В известной конструкции за счет увеличения расстояния между лопатками вентилятора и лопатками спрямляющего аппарата, установленного ниже по потоку от лопаток вентилятора, до расстояния, равного удвоенной ширине двух хорд лопаток вентилятора, а также заданием числа лопаток спрямляющего аппарата вдвое большим, чем число лопаток вентилятора, достигается эффект снижения шума благодаря тому, что турбулентные следы на большом расстоянии в значительной степени размываются [2].

Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей эффективного поглощения звука в диапазоне частот 1000-7000 Гц дискретных гармоник тонального шума вентилятора. У вентиляторов такой схемы для шумоглушения обычно используют так называемую акустическую «отсечку», при которой шум распространяется лишь в плоскости рабочего колеса вентилятора. «Отсечка» достигается только при определенном соотношении между числом лопаток рабочего колеса и спрямляющего аппарата. В известной конструкции трудно достичь эффективного снижения шума вследствие кратного соотношения числа лопаток спрямляющего аппарата и лопаток вентилятора, а следовательно, трудностей «настройки» и оптимизации параметров выхлопного шума струи и дискретных гармоник тонального шума вентилятора.

Известен также направляющий аппарат, обеспечивающий глушение шума, создаваемого сверхзвуковым вентилятором газотурбинного двигателя. В данной конструкции расстояние между лопатками вентилятора и лопатками спрямляющего аппарата, установленного за вентилятором, соответствует расстоянию, равному ширине двух хорд лопаток вентилятора, а число лопаток спрямляющего аппарата вдвое больше, чем число лопаток вентилятора [3].

Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей эффективного поглощения вентиляторного шума путем акустической «отсечки» дискретных гармоник тонального шума вентилятора.

Известен малошумный вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя, включающего роторные лопатки и лопатки спрямляющего аппарата, установленные за вентилятором. В данной конструкции снижение уровня шума достигается путем увеличения расстояния между лопатками вентилятора и лопатками спрямляющего аппарата, установленного за вентилятором, выше размера высоты вентиляторной лопатки [4].

Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей эффективного поглощения вентиляторного шума за счет акустической «отсечки» дискретных гармоник тонального шума вентилятора, снижения комбинационного и суммарного шума двигателя.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является турбовентиляторный авиационный двигатель, включающий вентилятор с подпорными ступенями, спрямляющий аппарат вентилятора, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, в котором трактовые стенки смесителя образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы, общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, при этом двигатель размещен в мотогондоле и соединен с воздухозаборником самолета [5].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является неполное использование возможностей более эффективного глушения шума и повышения запасов по шуму согласно Главы 4 норм ИКАО, которые вводятся с 2006 года. Согласно Главы 3 действующих норм ИКАО 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.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении эффективности шумоглушения вентилятора без существенных потерь тяги в турбовентиляторном авиационном двигателе, в повышении запасов по шуму согласно Главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 г., путем отсечки основного тона частоты следования лопаток вентилятора, а также в обеспечении дополнительного снижения шума вентилятора и реактивной струи путем акустической настройки и оптимизации параметров вентиляторного тракта относительно сечений в горле самолетного воздухозаборника и на срезе реактивного сопла.

Сущность технического решения заключается в том, что в турбовентиляторном авиационном двигателе, включающем вентилятор с подпорными ступенями, спрямляющий аппарат вентилятора, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, в котором трактовые стенки смесителя образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы, общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, при этом двигатель размещен в мотогондоле и соединен с воздухозаборником самолета, согласно изобретению, расстояние L между периферийными задними кромками лопаток вентилятора и периферийными передними кромками лопаток спрямляющего аппарата вентилятора в направлении вдоль оси вращения вентилятора и проекция L1 периферийной хорды сечений между передней и задней кромками лопаток вентилятора на ось его вращения связаны соотношением: L=(0,707...0,866)L1·3,16, при этом число лопаток Z вентилятора и число лопаток Z1 спрямляющего аппарата вентилятора связаны соотношением: Z1=(0,707...0,866)Z·3,16, длина воздухозаборника L2 самолета и выходной диаметр Д воздухозаборника связаны соотношением: L2=(0,188...0,228)Д·3,16, а площадь на входе в двигатель fвх. и площадь сечения в горле воздухозаборника Fг связаны соотношением: fвх.=(0,346...0,386)Fг·3,16, где: 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 дБ. Число лопаток вентилятора состоит из двух одинаковых нечетных цифр, число лопаток спрямляющего аппарата состоит из двух других одинаковых нечетных цифр, а число наружных и внутренних каналов смесителя выполнено четным, причем число лопаток вентилятора и число наружных и внутренних каналов смесителя пропорциональны их общему делителю.

Выполнение турбовентиляторного авиационного двигателя таким образом, что расстояние L между периферийными задними кромками лопаток вентилятора и периферийными передними кромками лопаток спрямляющего аппарата вентилятора в направлении вдоль оси вращения вентилятора и проекция L1 периферийной хорды сечений между передней и задней кромками лопаток вентилятора на ось его вращения связаны соотношением: L=(0,707...0,866)L1·3,16, при этом число лопаток Z вентилятора и число лопаток Z1 спрямляющего аппарата вентилятора связаны соотношением: Z1=(0,707...0,866)Z·3,16, длина воздухозаборника связаны соотношением: L2=(0,188...0,228)Д·3,16, а площадь на входе в двигатель fвх. и площадь сечения в горле воздухозаборника Fг связаны соотношением: Fвх.=(0,346...0,386)Fг·3,16, где: 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 дБ, позволяет повысить эффективность шумоглушения без существенных потерь тяги путем отсечки основного тона частоты следования лопаток вентилятора, а также обеспечить дополнительное снижение шума вентилятора и реактивной струи путем акустической настройки и оптимизации параметров вентиляторного тракта относительно сечений в горле самолетного воздухозаборника и на срезе сопла. 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 суммарном шуме турбовентиляторного авиационного двигателя появляется пропорциональный величине расхода воздуха широкополосный шум вентилятора, который является результатом взаимодействия комбинационного и тонального шума вентилятора. Отсечка основного тона вентилятора в соответствии с существенными признаками заявляемого изобретения позволяет на 60...80% обеспечить эффективность шумоглушения комбинационного шума вентилятора даже без помощи звукопоглощающих конструкций (панелей) во внутреннем и наружном трактах двигателя.

Выполнение турбовентиляторного авиационного двигателя таким образом, что число лопаток вентилятора состоит из двух одинаковых нечетных цифр, число лопаток спрямляющего аппарата состоит из двух других одинаковых нечетных цифр, а число наружных и внутренних каналов смесителя выполнено четным, причем число лопаток вентилятора и число наружных и внутренних каналов смесителя пропорциональны их общему делителю, позволяет дополнительно обеспечить наилучшую эффективность шумоглушения для обеспечения требований Главы 4 норм ИКАО и повысить запасы по шуму (EPN ДБ) для самолетов ТУ-204, ТУ-204-100, ТУ-214 и ИЛ-96-300. Это объясняется резонансным затуханием косых отраженных звуковых волн в резонансных внутреннем и наружном трактах (контурах) двигателя за счет определенного расположения вентиляторных лопаток, спрямляющих аппаратов вентилятора, смесителя на выходе турбинного тракта, стенки которого образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы, а также параметров воздухозаборника и сопла. Это объясняется также теорией глушения шума в каналах с импедансными границами, ламинаризацией обтекания турбулентных потоков, демпфированием пограничного слоя и снижением внутренних потерь.

На фиг.1 - изображен турбовентиляторный авиационный двигатель в мотогондоле самолета.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 вентилятора с воздухозаборником самолета.

Турбовентиляторный авиационный двигатель включает вентилятор 1 с подпорными ступенями 2, спрямляющий аппарат 3 вентилятора, компрессор 4 высокого давления, камеру сгорания 5, турбины 6, 7 высокого и низкого давлений, смеситель 8 на выходе 9 турбинного тракта 10. Трактовые стенки 11 смесителя 8 образуют чередующиеся в окружном направлении наружные каналы 12 и внутренние каналы 13. Кроме того, двигатель включает общее реактивное сопло 14 для потока воздуха 15 вентилятора 1 и газа 16 из турбинного тракта 10, при этом двигатель размещен в мотогондоле 17 и соединен с воздухозаборником 18 самолета. Расстояние 19 (L) между периферийными задними кромками 20 лопаток 21 вентилятора и периферийными передними кромками 22 лопаток 23 спрямляющего аппарата 3 вентилятора в направлении вдоль оси вращения 24 вентилятора 1 и проекция 25 (L1) периферийной хорды сечений между передней кромкой 26 и задней кромкой 20 лопаток 21 вентилятора связаны соотношением: L=(0,707...0,866)L1·3,16. Число лопаток 21 (Z) вентилятора 1 и число лопаток 23 (Z1) спрямляющего аппарата 3 вентилятора связаны соотношением: Z1=(0,707...0,866)Z·3,16. Длина 27 (L2) воздухозаборника 18 самолета и выходной диаметр 28 (Д) воздухозаборника 18 связаны соотношением: L2=(0,188...0,288)Д·3,16. Площадь 29 на входе в двигатель (fвх.) и площадь сечения 30 в горле 31 воздухозаборника (Fг) связаны соотношением: fвх.= (0,346...0,386)Fг·3,16, где: 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта 32 (для потока воздуха 15) двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 дБ. Число лопаток 21 вентилятора 1 состоит из двух одинаковых нечетных цифр, по существу 33, число лопаток 23 спрямляющего аппарата 3 состоит из двух других одинаковых нечетных цифр, по существу 77, а число наружных 12 и внутренних 13 каналов смесителя 8 выполнено четным, по существу 12, причем число лопаток 21 вентилятора и число наружных 12 и внутренних 13 каналов смесителя 8 пропорциональны их общему делителю, по существу 3.

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 (˜ 200 м/сек) потока воздуха 15 вентилятора 1, воспринимается выше по потоку от плоскости рабочего колеса, т.е. от роторных лопаток 21 вентилятора 1, самолетным воздухозаборником 18 длиной 27 и с площадью горла 30, а ниже по потоку от плоскости роторных лопаток 21 вентилятора - передними кромками 22 лопаток 23 спрямляющего аппарата 3, каналом 30 вентиляторного тракта с импедансными границами от передних кромок 22 лопаток 23 спрямляющего аппарата 3 до среза трактовых стенок 11 смесителя 8, которые образуют чередующиеся в окружном направлении наружные каналы 12 и внутренние каналы 13. Полость внутри воздухозаборника 18 самолета образует переднюю демпфирующую камеру за счет того, что площадь Fг горла 30 меньше площади 28 на входе в двигатель. Полость на выходе турбинного тракта 10 до среза сопла 14, ограниченная трактовыми стенками сопла 14 и трактовыми стенками 11 смесителя 8, образует заднюю смесительно-демпфирующую камеру. Полость между задними кромками 20 лопаток 21 вентилятора 1 и передними кромками 22 лопаток 23 спрямляющего аппарата 3 образует резонансную акустическую камеру. Во время работы двигателя потоки воздуха 15, отбрасываемые лопатками 21 вентилятора, деформируются таким образом, что в относительном, переносном и абсолютном перемещении турбулентных потоков воздуха 15 в межлопаточных каналах и между лопатками 21 и 23 происходит отсечка основного тона частоты следования лопаток 21 вентилятора 1. При числе лопаток 21 вентилятора 1, равном 33, числе лопаток 23 спрямляющего аппарата 3, равном 77, а также при числе наружных 12 и внутренних каналов 13 смесителя 8, равном 12, происходит дополнительное резонансное затухание косых отраженных звуковых волн в резонансных внутреннем тракте 10 и наружном вентиляторном тракте 32, которое усиливается взаимодействием полости внутри воздухозаборника 18, т.е. на входе в двигатель, а также полостями 10, 32 на выходе из смесительной камеры 8.

Таким образом, при использовании заявляемого изобретения в турбовентиляторном авиационном двигателе уменьшается тональный шум вентилятора в самом двигателе и происходит резонансное затухание косых отраженных волн, а также происходит почти полное поглощение звука при минимизации потерь давления и без потерь тяги двигателя, т.е. обеспечивается коэффициент поглощения звука (по энергии), близкий к единице. Заявляемое изобретение повышает эффективность звукопоглощения в турбовентиляторном авиационном двигателе и обеспечивает запасы по шуму согласно Главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года.

Источники информации

1. Патент US №5894721, F 02 C 7/045, 23.12.96 г.

2. Патент US №3747343, F 02 K 3/04, 10.02.72 г.

3. Патент US №3873229, F 01 D 5/10, F 04 D 21/00, 26.12.73 г.

4. Патент US №3471080, F 04 D 21/00, 13.06.68 г.

5. В.А.Пивоваров. Авиационный двигатель ПС-90А. М.: Министерство гражданской авиации, Московский институт инженеров гражданской авиации, 1989, стр.8, рис.1.1 - прототип.

Турбовентиляторный авиационный двигатель содержит вентилятор с подпорными ступенями, спрямляющий аппарат вентилятора, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта. На выходе турбинного тракта установлен смеситель, в котором его трактовые стенки образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы. Двигатель размещен в мотогондоле и соединен с воздухозаборником самолета. Расстояние L между периферийными задними кромками лопаток вентилятора и периферийными передними кромками лопаток спрямляющего аппарата вентилятора в направлении вдоль оси вращения вентилятора и проекция L1 периферийной хорды сечений между передней и задней кромками лопаток вентилятора на ось его вращения связаны соотношением: L=(0,707...0,866)L1·3,16. Число лопаток Z вентилятора и число лопаток Z1 спрямляющего аппарата вентилятора связаны соотношением: Z1=(0,707...0,866)Z·3,16. Длина воздухозаборника L2 самолета и выходной диаметр Д воздухозаборника связаны соотношением: L2=(0,188...0,228)Д·3,16. Площадь на входе в двигатель fвх. и площадь сечения в горле воздухозаборника Fг связаны соотношением: fвх.=(0,346...0,386)Fг·3,16, где: 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 децибелл. Изобретение повышает эффективность шумоглушения вентилятора без существенных потерь тяги двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Турбовентиляторный авиационный двигатель, включающий вентилятор с подпорными ступенями, спрямляющий аппарат вентилятора, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, в котором трактовые стенки смесителя образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы, общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, при этом двигатель размещен в мотогондоле и соединен с воздухозаборником самолета, отличающийся тем, что расстояние L между периферийными задними кромками лопаток вентилятора и периферийными передними кромками лопаток спрямляющего аппарата вентилятора в направлении вдоль оси вращения вентилятора и проекция L1 периферийной хорды сечений между передней и задней кромками лопаток вентилятора на ось его вращения связаны соотношением L=(0,707...0,866)L1·3,16, при этом число лопаток Z вентилятора и число лопаток Z1 спрямляющего аппарата вентилятора связаны соотношением Z1=(0,707...0,866)Z·3,16, длина воздухозаборника L2 самолета и выходной диаметр Д воздухозаборника связаны соотношением L2=(0,188...0,228)Д·3,16, а площадь на входе в двигатель fвx и площадь сечения в горле воздухозаборника Fг связаны соотношением fвх=(0,346...0,386)Fг·3,16, где 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 децибелл.2. Турбовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что число лопаток вентилятора состоит из двух одинаковых нечетных цифр, число лопаток спрямляющего аппарата состоит из двух других одинаковых нечетных цифр, число наружных и внутренних каналов смесителя выполнено четным, а число лопаток вентилятора и число наружных и внутренних каналов смесителя пропорциональны их общему делителю.