Способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя

Способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя, установленного на самолете, предназначенном для совершения определенного полета, содержащего крейсерскую фазу. Согласно способу определяют экстремальные значения коэффициента расширения холодного потока, соответствующие началу и концу крейсерской фазы полета, соответственно. Между упомянутыми экстремальными значениями выбирают опорное значение (VR) коэффициента расширения. Для данного опорного значения (VR) коэффициента расширения определяют теоретическое значение (Ath) площади выпускного отверстия (6) холодного потока по вспомогательному теоретическому значению. Вспомогательное теоретическое значение представляет собой отношение между теоретической площадью выпускного отверстия холодного потока и номинальной площадью поперечного сечения горловины сопла. Выпускное отверстие (6) располагают вдоль продольной оси (L-L) таким образом, чтобы его площадь соответствовала упомянутому теоретическому значению (Ath). Предпочтительно внутренний кожух (13) вентилятора имеет форму, по меньшей мере, приближающуюся к бочкообразной, при этом горловина (Т) сопла холодного потока расположена позади наибольшего поперечного сечения (23) внутреннего кожуха (13) вентилятора. Достигается приблизительная адаптация сопла к крейсерской фазе полета. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение касается усовершенствований авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей, причем данные усовершенствования дают возможность улучшить характеристики упомянутых турбореактивных двигателей и уменьшить уровень шума, создаваемого ими в крейсерском полете.

Более конкретно, изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям, например, описанным в WO2006/123035, принадлежащим к типу, содержащему следующие расположенные вдоль продольной оси элементы:

- гондолу, снабженную наружным кожухом и содержащую вентилятор, генерирующий холодный поток, и центральный генератор, генерирующий горячий поток;

- кольцевой канал холодного потока, выполненный вокруг центрального генератора горячего потока;

- наружный кожух вентилятора, ограничивающий кольцевой канал холодного потока со стороны наружного кожуха гондолы;

- кольцевое выпускное отверстие холодного потока, кромка которого, образующая заднюю кромку гондолы, образована наружным кожухом гондолы и наружным кожухом вентилятора, которые сходятся по направлению друг к другу, пока не встретятся;

- внутренний кожух вентилятора, ограничивающий кольцевой канал холодного потока со стороны центрального генератора холодного потока, проходящий сквозь выпускное отверстие холодного потока и образующий выступ, выходящий из выпускного отверстия по направлению к задней части турбореактивного двигателя; и

- горловину сопла холодного потока, образованную впереди выпускного отверстия холодного потока, между внутренним и наружным кожухами вентилятора, номинальная площадь кольцевого поперечного сечения которой фиксируется термодинамическим циклом турбореактивного двигателя, и ее величина меньше величины площади упомянутого выпускного отверстия холодного потока, так что в задней части канала холодного потока образуется суживающееся-расширяющееся сопло.

Когда самолет, на котором установлен такой турбореактивный двигатель, находится в полете, особенно в крейсерском, известно, что из-за разности давлений в выпускном отверстии холодного потока, между холодным потоком и внешним аэродинамическим воздушным потоком вокруг гондолы, в холодном потоке позади горловины сопла происходит чередование зон сверхзвуковых скоростей и зон дозвуковых скоростей, переход между которыми резкий, а не постепенный, без промежуточных значений скорости, что приводит к резким ударам. Это означает, что холодный поток представляет собой участок распространения ударных волн, идущих к задней части турбореактивного двигателя, которые не только создают значительный шум (известный как «громовой раскат»), но также ухудшают работу турбореактивного двигателя и, следовательно, самолета, на котором он установлен.

Техническая задача настоящего изобретения - устранить перечисленные недостатки, принимая во внимание, что в общем случае самолеты, в особенности для гражданской авиации, предназначены для многократного выполнения аналогичных полетов.

С этой целью, согласно изобретению, создан способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя, принадлежащего к упомянутому выше типу и установленного на самолете, предназначенном для совершения определенного полета, содержащего крейсерскую фазу, примечательный тем, что в процессе его осуществления:

- определяют экстремальные значения коэффициента расширения холодного потока, соответствующие началу и концу крейсерской фазы полета, соответственно;

- между упомянутыми экстремальными значениями выбирают опорное значение коэффициента расширения;

- для данного опорного значения коэффициента расширения определяют теоретическое значение величины площади выпускного отверстия холодного потока; и

- выпускное отверстие располагают вдоль продольной оси таким образом, чтобы его площадь соответствовала теоретическому значению.

При помощи настоящего изобретения сопло турбореактивного двигателя можно, по меньшей мере, частично адаптировать к условиям крейсерской фазы данного полета, что дает возможность приблизить друг к другу, если не сделать равными, величины давления холодного потока вблизи выпускного отверстия и давления аэродинамического воздушного потока вокруг гондолы. Это позволяет убрать зоны повышенной скорости и удары в холодном потоке, что приводит к улучшению характеристик турбореактивного двигателя и снижению создаваемого им шума.

Следует отметить, что в US 2004/0031258 А1 упомянут турбореактивный двигатель, в котором для устранения ударных волн на выходе из сопла соотношение площадей впускного и выпускного отверстий упомянутого сопла выбирают соответствующим образом. Также следует отметить, что в ЕР-А-1619376 описано сопло, геометрическую форму которого можно варьировать путем осевого поступательного перемещения.

При осуществлении способа согласно настоящему изобретению упомянутые значения коэффициента расширения холодного потока определяют с помощью расчетов, используя такие параметры, как тип самолета, масса самолета, необходимые характеристики, требуемая сила тяги, профиль высоты полета и т.д.

Следовательно, легко определить, что опорное значение коэффициента расширения, по меньшей мере, приблизительно равно среднему из упомянутых экстремальных значений коэффициента расширения упомянутого холодного потока, соответствующих началу и концу упомянутой крейсерской фазы полета, соответственно.

Упомянутое теоретическое значение площади выпускного отверстия холодного потока, соответствующее опорному значению коэффициента расширения, предпочтительно определяют по вспомогательному теоретическому значению, представляющему собой соотношение теоретической площади выпускного отверстия холодного потока и номинальной площади поперечного сечения горловины сопла. При этом вспомогательное теоретическое значение можно взять из таблиц, которыми пользуются специалисты по аэродинамике, в общем и целом известных как «таблицы для изэнтропического сжатия или расширения и ударов» (в англоязычной литературе также известны как "таблицы чисел Маха при расширении потока").

Действительно, известно, что существуют первое взаимно однозначное соответствие между коэффициентом расширения (представляющим собой отношение Pt/P между полным давлением Pt и статическим давлением Р, в данном случае представляющим собой давление окружающей среды) и числом Маха М при расширении потока, с одной стороны, и второе взаимно однозначное отношение между данным числом Маха М при расширении потока и соотношением площадей поперечного сечения трубы с потоком изэнтропического течения (т.е. теоретической площади Ath выпускного отверстия) и поперечного сечения в том месте, где число Маха равно 1 (т.е. площади Ас горловины сопла).

Таким образом, для определения опорного значения коэффициента расширения следует сначала взять из вышеупомянутых таблиц число Маха М при расширении потока, а затем соотношение Ath/Ac. Так как площадь Ас горловины сопла является номинальной и известна, то отсюда легко вывести величину площади Ath, которую должно иметь выпускное отверстие холодного потока, чтобы получить возможность адаптации сопла холодного потока к условиям крейсерского полета.

Если форма внутреннего кожуха вентилятора, по меньшей мере, приближается к бочкообразной, то предпочтительно расположить горловину сопла холодного потока позади наибольшего поперечного сечения внутреннего кожуха вентилятора. Таким образом, горловина сопла холодного потока может быть ориентирована таким образом, чтобы холодный поток выравнивался по среднему конусу сопла.

Кроме того, для облегчения внедрения настоящего изобретения предпочтительно, чтобы, по меньшей мере, вблизи выпускного отверстия холодного потока угол схождения между наружным кожухом гондолы и наружным кожухом вентилятора составлял несколько градусов, например порядка 5º.

Прилагаемые чертежи помогут лучше понять возможности воплощения изобретения. На данных чертежах одинаковыми номерами ссылочных позиций обозначены аналогичные элементы.

Фиг. 1 - схематичный вид турбореактивного двигателя согласно настоящему изобретению в осевом разрезе.

Фиг. 2 - схематичный местный вид сопла холодного потока турбореактивного двигателя, представленного на Фиг. 1, в увеличенном масштабе.

Фиг. 3 - выдержка из таблиц чисел Маха при расширении потока, применяемых специалистами по аэродинамике.

Двухконтурный турбореактивный двигатель 1 с продольной осью L-L, представленный на Фиг. 1, содержит гондолу 2, ограниченную снаружи наружным кожухом 3 гондолы.

Гондола 2 содержит расположенный спереди воздухозаборник 4, имеющий переднюю кромку 5, и расположенное сзади воздуховыпускное отверстие 6, ограниченное задней кромкой 7.

Внутри упомянутой гондолы 2 находятся:

- вентилятор 8, направленный к воздухозаборнику 4 и создающий холодный поток 9 упомянутого турбореактивного двигателя 1;

- центральный генератор 10, содержащий, как известно, компрессоры низкого и высокого давления, камеру сгорания, а также турбины низкого и высокого давления, который создает горячий поток 11 турбореактивного двигателя 1; и

- кольцевой канал 12 холодного потока, выполненный вокруг центрального генератора 10 между внутренним кожухом 13 вентилятора, расположенным со стороны центрального генератора 10, и наружным кожухом 14 вентилятора, расположенным со стороны наружного кожуха 3 гондолы.

Наружный кожух 14 вентилятора сходится к задней части турбореактивного двигателя 1, в направлении упомянутого наружного капота 3 гондолы, образуя вместе с ним кромку 7 упомянутого отверстия 6, которое, следовательно, образует выпускное отверстие для холодного потока. Угол Φ между упомянутыми сходящимися кожухами 3 и 14 вблизи задней кромки 7 имеет величину несколько градусов, например 5 градусов (см. Фиг. 2).

Внутренний и наружный кожухи 13 и 14 вентилятора образуют между собой сопло 15 для упомянутого холодного потока 9, причем горловина Т данного сопла расположена впереди упомянутого выпускного отверстия 6 и обозначена на Фиг. 1 пунктирной линией. Номинальная площадь Ас кольцевой горловины Т сопла фиксируется термодинамическим циклом турбореактивного двигателя 1.

Площадь А кольцевого выпускного отверстия 6 для холодного потока больше номинальной площади Ас кольцевой горловины Т сопла; это означает, что отношение А/Ас больше 1.

Таким образом, сопло 15 принадлежит к суживающемуся-расширяющемуся типу, и соотношение сужения и расширения (А-Ас) составляет порядка нескольких процентов, например от 0,5% до 1%.

Кроме того, в задней части турбореактивного двигателя 1 упомянутый внутренний кожух 13 вентилятора образует выступ 16 по отношению к наружному кожуху 14 вентилятора, причем выступ 16 расположен снаружи относительно выпускного отверстия 6 холодного потока.

Хорошим применением для кольцевой камеры 17, образованной между внутренним кожухом вентилятора 13 и центральным генератором 10, может быть регулирование температуры центрального генератора. Для этого свежий воздух из вентилятора 8, обозначенный стрелкой 18, подают в переднюю часть камеры 17 и выпускают из ее задней части через, по меньшей мере, одно вентиляционное отверстие 19, выполненное во внутреннем кожухе 13 вентилятора.

Когда самолет (не показанный на чертежах), на котором установлен турбореактивный двигатель, перемещается, наружный аэродинамический воздушный поток 20 обтекает гондолу 2, тогда как холодный поток 9 и горячий поток 11 выбрасываются из отверстия 6 и из центрального генератора 10, соответственно; таким образом, холодный поток 9 окружает горячий поток 11 и сам, в свою очередь, окружен аэродинамическим воздушным потоком 20. Поэтому между холодным потоком 9 и горячим потоком 11 образуется поверхность скольжения 21, а между внешним аэродинамическим воздушным потоком 20 и упомянутым холодным потоком 9 образуется поверхность скольжения 22. Кроме того, вентиляционный воздух 18, выходящий через отверстие 19, смешивается сначала с холодным потоком 9, а затем с горячим потоком 11, и становится частью поверхности скольжения 21, образованной между ними.

При использовании сопла 15, показанного на Фиг. 1 и 2, согласно настоящему изобретению, в холодном потоке 9 нет чередования зон сверзвуковой скорости и зон дозвуковых скоростей, разделяемых ударными волнами, которые создают шум и ухудшают характеристики турбореактивного двигателя 1, как объясняется далее.

Во-первых, так как форма внутреннего кожуха 13 вентилятора, по меньшей мере, приближается к бочкообразной, предпочтительно расположить горловину Т сопла вблизи участка упомянутого кожуха 13 с наибольшим сечением, чтобы использовать возможности небольшой кривизны, позволяющей ориентировать упомянутую горловину Т сопла таким образом, чтобы холодный поток 9 был выровнен по среднему конусу 24 сопла 15.

Кроме того, с помощью расчетов определяют величины коэффициента расширения сопла 15 в начале и в конце крейсерской фазы полета, который должен выполнить самолет, на котором установлен турбореактивный двигатель 1. Затем определяют среднее значение упомянутых величин, чтобы получить опорное значение VR коэффициента расширения, представляющего собой соотношение Pt/P между величиной Pt полного давления холодного потока 9 и величиной статического давления (давления окружающей среды) у выхода из кольцевого отверстия.

Как показано на Фиг. 3 (частично), в таблицах 25 чисел Маха при расширении потока, которыми пользуются специалисты по аэродинамике, собраны и упорядочены значения множества аэродинамических параметров, согласованных друг с другом. На Фиг. 3 при этом показана выдержка из таблицы 25, содержащая число Маха М, критическое число Маха Мс, параметр π, представляющий собой отношение статического давления к полному давлению, и параметр Σ, представляющий собой отношение площади поперечного сечения трубы с потоком изэнтропического течения к площади сечения, где число Маха равно 1.

Таким образом, для значения VR коэффициента расширения, определенного выше (и соответствующего параметру 1/π), является возможным вначале определить, обратившись к таблице 25, расширенное число Маха М при расширении потока, а затем значение отношения Ath/Ас (соответствующее параметру Σ) теоретической площади Ath выпускного отверстия 6 к площади Ас горловины Т сопла.

Например, если опорное значение VR равно 2,625, то есть если π равно 0,3809, то таблица 25 показывает, что число Маха при расширении потока равно 1,260, и что для последнего значения М параметр Σ равен 1,050. Таким образом, в данном конкретном примере теоретическая площадь Ath выпускного отверстия 6 холодного потока должна быть равна 1,050×Ас, то есть коэффициент сужения-расширения сопла 15 холодного потока будет равен 5%.

Это позволяет определить теоретическое значение Ath, которому должна равняться величина площади А выпускного отверстия 6 холодного потока, чтобы, по меньшей мере, приблизительно адаптировать упомянутое сопло 15 к крейсерской фазе полета, который должен выполнить самолет, на котором установлен турбореактивный двигатель 1.

В результате упомянутое выпускное отверстие 6 расположено, по оси L-L, на участке 26, где, с учетом формы внутреннего кожуха 13 вентилятора, его площадь А имеет теоретическое значение Ath.

Конечно же, отверстие 19 необходимо расположить таким образом, чтобы оно находилось позади выпускного отверстия 6.

1. Способ улучшения характеристик двухконтурного турбореактивного двигателя, установленного на самолете, предназначенном для совершения определенного полета, содержащего крейсерскую фазу, причем турбореактивный двигатель имеет следующие элементы, расположенные вдоль его продольной оси (L-L):
гондолу (2), снабженную наружным кожухом (3) гондолы и содержащую вентилятор (8), генерирующий холодный поток (9), и центральный генератор (10), генерирующий горячий поток (11);
кольцевой канал (12) холодного потока, выполненный вокруг центрального генератора (10) горячего потока;
наружный кожух (14) вентилятора, ограничивающий кольцевой канал (12) холодного потока со стороны наружного кожуха (3) гондолы;
кольцевое выпускное отверстие (6) холодного потока, кромка (7) которого, образующая заднюю кромку гондолы (2), образована наружным кожухом (3) гондолы и наружным кожухом (14) вентилятора, которые сходятся по направлению друг к другу, пока не встретятся;
внутренний кожух (13) вентилятора, который ограничивает кольцевой канал (12) холодного потока со стороны центрального генератора (10) холодного потока, проходящий сквозь выпускное отверстие (6) холодного потока и образующий выступ (16), выходящий из выпускного отверстия (6) по направлению к задней части турбореактивного двигателя; и
горловину (Т) сопла холодного потока, образованную впереди выпускного отверстия (6) холодного потока между внутренним кожухом (13) вентилятора и наружным кожухом (14) вентилятора, номинальная площадь (Ас) кольцевого поперечного сечения которой фиксируется термодинамическим циклом турбореактивного двигателя, и ее величина меньше величины площади (А) выпускного отверстия (6) холодного потока, так что суживающееся-расширяющееся сопло (15) образуется в задней части канала (12) холодного потока;
согласно которому:
определяют экстремальные значения коэффициента расширения холодного потока, соответствующие началу и концу крейсерской фазы полета соответственно;
между упомянутыми экстремальными значениями выбирают опорное значение (VR) коэффициента расширения;
для данного опорного значения (VR) коэффициента расширения определяют теоретическое значение (Ath) площади выпускного отверстия (6) холодного потока по вспомогательному теоретическому значению, представляющему собой отношение между теоретической площадью выпускного отверстия холодного потока и номинальной площадью поперечного сечения горловины сопла; и
выпускное отверстие (6) располагают вдоль продольной оси (L-L) таким образом, чтобы его площадь соответствовала упомянутому теоретическому значению (Ath).

2. Способ по п.1, согласно которому экстремальные значения коэффициента расширения холодного потока определяют при помощи расчетов.

3. Способ по п.1, согласно которому опорное значение (VR) коэффициента расширения, по меньшей мере, приблизительно равно среднему из экстремальных значений коэффициента расширения холодного потока (9), соответствующих началу и концу крейсерской фазы полета соответственно.

4. Способ по п.1, согласно которому упомянутое теоретическое значение берут из "таблиц чисел Маха при расширении потока".

5. Способ по п.1, применяемый в турбореактивном двигателе, отличающийся тем, что внутренний кожух (13) вентилятора имеет форму, по меньшей мере, приближающуюся к бочкообразной, при этом горловина (Т) сопла холодного потока расположена позади наибольшего поперечного сечения (23) внутреннего кожуха (13) вентилятора.

6. Способ по п.5, отличающийся тем, что горловина (Т) сопла холодного потока ориентирована таким образом, что холодный поток (9) выравнивается по среднему конусу (24) сопла (15).

7. Способ по п.5, отличающийся тем, что по меньшей мере вблизи кольцевого выпускного отверстия (6) холодного потока угол схождения наружного кожуха (3) гондолы и наружного кожуха (14) вентилятора составляет несколько градусов.