ДВУХКОНТУРНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С НИЗКИМ УРОВНЕМ ШУМА ДЛЯ ВОЗДУШНОГО СУДНА
BYPASS GAS TURBINE ENGINE WITH LOW NOISE LEVEL FOR AIRCRAFT

Настоящее изобретение касается двухконтурного газотурбинного двигателя с низким уровнем шума для воздушного судна.
Известно, что сзади сопла выходящая из него реактивная струя входит в контакт по меньшей мере с одним другим газовым потоком: в случае одноконтурного газотурбинного двигателя с одним потоком этот поток вступает в контакт с окружающим воздухом, а в случае двухконтурного газотурбинного двигателя холодный поток и горячий поток вступают в контакт не только друг с другом, но также с окружающим воздухом.
Учитывая, что скорость реактивной струи, выходящей из сопла, отличается от скорости другого или других газовых потоков, сталкивающихся с реактивной струей, происходят сдвиги текучей среды при проникновении между потоками, при этом сдвиги текучей среды вызывают шум, обычно называемый в авиации «шумом реактивной струи».
Для уменьшения такого шума реактивной струи было предложено создавать завихрения на границах между потоками, имеющими разные скорости, чтобы добиваться их быстрого смешивания.
Например, в документе GB-A-766 985 описано сопло, выпускное отверстие которого выполнено на своей периферии с множеством выступов, направленных назад, общее направление которых по меньшей мере приблизительно совпадает с направлением реактивной струи, выходящей из сопла. Такие выступы выполнены в виде «зубьев», которые могут иметь самые разные формы.
В качестве альтернативы, в документе GB-А-2 289 921 предложено выполнение углублений на краю выпускного отверстия сопла. Эти углубления распределены по периферии выпускного отверстия, и каждое из них имеет по меньшей мере приблизительно форму треугольника, основание которого совпадает с краем выпускного отверстия, а вершина которого находится спереди этого выпускного края. В результате этого между двумя последовательными вырезами получают зуб по меньшей мере приблизительно в виде треугольника или трапеции.
Такие выступающие зубья в авиации обычно называют «шевронами», независимо от их конкретной формы.
В двухконтурных газотурбинных двигателях такие шевроны, как правило, выполняют как в задней части горячего сопла, так и в задней части холодного сопла.
Вместе с тем, можно легко понять, что, если известные шевроны и являются эффективными для снижения шума реактивной струи горячего сопла, их эффективность проявляется намного меньше в отношении шума, создаваемого холодным соплом.
Скорее всего, это связано с тем, что в результате прерывистости статического давления между наружным давлением и давлением на выходе холодного сопла этот сверхзвуковой холодный поток создает множество ячеек сжатия-расширения (колебания скорости), действующих как усилители шума и создающих шум, называемый в авиации «шумом ударной ячейки». При этом оказывается, что шевроны, выполненные на холодном сопле, хотя и являются эффективными в ослаблении шума реактивной струи за счет создания завихрений, способствующих смешиванию холодного потока и наружного аэродинамического потока, являются мало эффективными для снижения шума ударной ячейки.
Настоящее изобретение направлено на устранение данного недостатка.
Для этого предложен двухконтурный газотурбинный двигатель для воздушного судна, содержащий вокруг своей продольной оси:
- гондолу, снабженную наружным капотом гондолы и вмещающую вентилятор, создающий холодный поток, и центральный генератор, создающий горячий поток;
- кольцевой канал для холодного потока, выполненный вокруг центрального генератора горячего потока;
- наружный капот вентилятора, ограничивающий кольцевой канал холодного потока со стороны наружного капота гондолы;
- выпускное отверстие для холодного потока, край которого образован наружным капотом гондолы и наружным капотом вентилятора, сходящимися друг к другу; и
- множество шевронов, распределенных вокруг края выпускного отверстия холодного потока, выступающих в заднем направлении газотурбинного двигателя,
при этом:
- шевроны попарно разнесены друг от друга на расстояние с образованием проходов между ними;
- каждый шеврон наклонен в направлении продольной оси для проникновения в холодный поток под углом проникновения, измеренным от наружного капота вентилятора и по меньшей мере приблизительно равным 30°; и
- угол проникновения и длина каждого шеврона от края выпускного отверстия холодного потока выбраны так, что высота проникновения последнего в холодный поток составляет от 0,01 до 0,03 диаметра выпускного отверстия холодного потока.
Благодаря настоящему изобретению, на периферии холодного потока на выходе соответствующего сопла происходит его разделение на реактивные струи разных направлений и разной структуры в зависимости от того, проходят ли упомянутые реактивные струи через шевроны глубокого проникновения, хотя и относительно небольшой длины, или через проходы между шевронами. Действительно, струи холодного потока, проходящие через проходы, имеют направление, продолжающее наружный капот вентилятора, и имеют на краю выпускного отверстия холодного потока значение ускорения, равное номинальному значению сопла. Что же касается струй холодного потока, проходящих через шевроны, то они значительно отклоняются в сторону оси газотурбинного двигателя и глубоко проникают в холодный поток.
Таким образом, проникающие шевроны в соответствии с настоящим изобретением:
- создают радиальные неравномерности в поле давления холодного потока на выходе сопла вентилятора, то есть локально расстраивают структуру холодного потока, что приводит сзади газотурбинного двигателя к уменьшению интенсивности ударных ячеек и, следовательно, амплитуды колебаний скорости; и
- одновременно способствуют смешиванию между холодным потоком и аэродинамическим потоком вокруг газотурбинного двигателя, что приводит к снижению шума реактивной струи.
Таким образом, шевроны в соответствии с настоящим изобретением позволяют одновременно влиять на завихрение (источник шума) и на ударные ячейки (усиление этого шума).
Предпочтительно длина каждого шеврона не превышает 150 мм.
Когда, как известно, каждый шеврон имеет по меньшей мере приблизительно форму трапеции с двумя боковыми сторонами, сходящимися друг к другу и удаляющимися от края выпускного отверстия холодного потока, предпочтительно каждая из боковых сторон шевронов образует с краем угол в пределах от 125° до 155°.
Из всего вышесказанного легко понять, что шевроны в соответствии с настоящим изобретением являются короткими и узкими и глубоко проникают в холодный поток наподобие когтей. Поэтому, чтобы ограничить аэродинамические потери, предпочтительно расстояние между двумя последовательными шевронами превышает 1,5 ширины шеврона вдоль края выпускного отверстия холодного потока. Предпочтительно это расстояние приблизительно равно двойному значению ширины шеврона.
Чтобы еще больше снизить шум реактивной струи, когда каждый шеврон имеет по меньшей мере приблизительную форму трапеции, предпочтительно, чтобы малое основание трапеции, отстоящее от края выпускного отверстия холодного потока, содержало центральное углубление. В результате этого малое основание содержит два боковых выступа, разделенные центральным углублением. Таким образом, получают завихрения, способствующие смешиванию между наружным аэродинамическим потоком и холодным потоком.
Действительно, каждый из боковых выступов такого шеврона создает завихрение, при этом два завихрения одного шеврона частично накладываются друг на друга и имеют противоположные направления вращения. Таким образом, группа шевронов создает вихревую систему, быстро гомогенизирующую газовый поток сзади сопла. В результате происходит быстрое ослабление шума реактивной струи.
Кроме того, чтобы избежать краевых эффектов и образования побочных источников шума, предпочтительно каждый шеврон имеет скругленную форму. Для этого:
- малое основание трапеции выполняют волнистым с образованием двух боковых закруглений (скругленных выступов), разделенных углублением тоже скругленной формы; и
- каждая из боковых сторон шевронов соединена с краем выпускного отверстия холодного потока скругленной вогнутой линией.
Выполнение настоящего изобретение более наглядно показано на прилагаемых чертежах. На этих чертежах аналогичные элементы обозначены одинаковыми позициями.
Фиг. 1 - схематичный вид в осевом разрезе усовершенствованного газотурбинного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг. 2 - схематичный и частичный вид сзади сопла холодного потока газотурбинного двигателя, показанного на фиг. 1 в направлении стрелки II.
Фиг. 3 - схематичный вид в разрезе по линии III-III на фиг. 2.
Фиг. 4 - схематичный частичный вид в плане края выпускного отверстия холодного потока, снабженного шевронами в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг. 5 - схема изменения давления Р сзади двигателя в зависимости от расстояния d вдоль его оси, соответственно для известного двигателя и для этого же двигателя, усовершенствованного в соответствии с настоящим изобретением.
Показанный на фиг. 1 двухконтурный газотурбинный двигатель 1 с продольной осью L-L содержит гондолу 2, ограниченную снаружи наружным капотом 3 гондолы.
Спереди гондола 2 содержит воздухозаборник 4, содержащий передний край 5, а сзади - выпускное отверстие 6 для воздуха, имеющее диаметр Ф и ограниченное краем 7, являющимся задним краем гондолы.
Внутри гондолы 2 расположены:
- вентилятор 8, направленный к воздухозаборнику 4 и выполненный с возможностью создания холодного потока 9 для газотурбинного двигателя 1;
- центральный генератор 10, содержащий, как известно, компрессоры низкого и высокого давления и создающий горячий поток 11 газотурбинного двигателя 1; и
- кольцевой канал 12 холодного потока, проходящий вокруг центрального генератора 10 между внутренним капотом 13 вентилятора и наружным капотом 14 вентилятора.
Наружный капот 14 вентилятора образует сопло для холодного потока и сходится в заднем направлении газотурбинного двигателя 1 с наружным капотом 3 гондолы, образуя вместе с ним край 7 отверстия 6, то есть выпускного отверстия холодного потока.
На крае 7 отверстия 6 вокруг оси L-L распределено множество шевронов 15, выступающих в заднем направлении газотурбинного двигателя 1.
а
Как показано на фиг. 2, шевроны 15 попарно расположены на расстоянии с образованием проходов 16 между ними. Кроме того, каждый шеврон 15 наклонен в направлении продольной оси L-L, проникая в холодный поток 9 под углом  проникновения (см. фиг. 3). Этот угол а проникновения, измеренный от наружного капота 14 вентилятора, по меньшей мере равен 20° и предпочтительно равен примерно 30°.
Под углом а проникновения следует понимать угол, образованный касательной Т к наружному капоту 14 вблизи края 7 и общим направлением D наружной поверхности шеврона 15.
Длина l каждого шеврона 15 от края 7 выпускного отверстия 6 составляет от 0,03 до 0,06 диаметра Ф этого отверстия. Эта длина l не превышает, например, 150 мм.
При этом:
- под длиной l шеврона 15 следует понимать расстояние между краем 7 отверстия 6 и дистальным концом 15А шеврона 15 относительно края 7 в общем направлении D шеврона 15 (см. фиг. 3); и
- под диаметром Ф выпускного отверстия 6 следует понимать внутренний диаметр, образованный краем 7 отверстия 6 перед шевронами 15 (см. фиг. 1).
Кроме того, угол а проникновения и длину l определяют таким образом, чтобы радиальная высота h проникновения шевронов 15 в холодный поток 9 составляла от 0,01 до 0,03 диаметра Ф выпускного отверстия 6 холодного потока.
Как показано на фиг. 4, каждый шеврон 15 имеет по меньшей мере приблизительно форму трапеции с боковыми сторонами 17, 18, сходящимися друг к другу и удаляющимися от края отверстия 6 холодного потока. Каждая из боковых сторон 17, 18 образует с краем 7 угол b, составляющий от 125° до 155°.
Кроме того, расстояние Е между двумя последовательными шевронами 15 вдоль края 7 больше 1,5 ширины L шевронов 15 на уровне края 7. Расстояние Е может быть близким к двойному значению ширины L.
Если рассматривать на фиг. 4 схематичный и частичный вид в плане края 7 выпускного отверстия 6, снабженного шевронами 15, то:
- под углом b следует понимать угол, образованный касательной S к краю 7 и прямой M, N, продолжающей боковую сторону 17, 18 шеврона 15;
- под шириной L шеврона 15 следует понимать расстояние, разделяющее пересечение I1 прямой М, продолжающей боковую сторону 17 шеврона 15, с касательной S к краю 7 и пересечение I2 прямой N, продолжающей другую боковую сторону 18 шеврона 15, с касательной к краю 7; и
- под расстоянием Е следует понимать расстояние, разделяющее пересечение I1 прямой М, продолжающей боковую сторону 17 шеврона15, с касательной S к краю 7 и пересечение I2 прямой N, продолжающей боковую сторону 18 смежного шеврона 15, c касательной S к краю 7.
Малое основание шевронов 15, отстоящее от края 7, содержит центральное углубление 19. Вследствие этого малое основание содержит два боковых выступа 20 и 21, разделенные углублением 19. Как показано на чертеже, углубление 19 и боковые выступы 20 и 21 выполнены скругленными, поэтому малое основание является волнистым с двумя боковыми закруглениями (выступами 20 и 21), разделенными углублением 19.
Кроме того, каждая из боковых сторон 17, 18 шевронов 15 соединена с краем 7 отверстия 6 скругленной вогнутой линией 22 или 23 соответственно.
Когда воздушное судно (не показано) с установленным на нем газотурбинным двигателем 1 находится в движении, вокруг гондолы 2 проходит аэродинамический поток V, входящий в контакт с наружным капотом 3 гондолы (см. фиг. 1 и 3). Кроме того, как показано на фиг. 3, на периферии холодного потока 9 его струи 9.15 отклоняются упомянутыми шевронами 15 в направлении оси L-L газотурбинного двигателя 1, а другие струи 9.16 холодного потока проходят между шевронами 15 через проходы 16 в продолжении наружного капота 14 вентилятора, при этом ускорение струй 9.15 намного больше ускорения струй 9.16.
Благодаря завихрениям, создаваемым закруглениями 20 и 21 шевронов 15, происходит отличное смешивание между холодным потоком 9 и аэродинамическим потоком V. Таким образом, шум реактивной струи снижается. Кроме того, за счет разности ускорений струй 9.15 и 9.16 на выпуске отверстия 6 холодный поток 9 разрушается по меньшей мере на периферии, за счет чего уменьшаются ударные шумовые ячейки.
Это проиллюстрировано на фиг. 5.
На этой фиг. 5 показаны результаты испытаний на газотурбинном двигателе, которым снабжен воздушный лайнер большой дальности полетов. Фиг. 5 представляет собой диаграмму, иллюстрирующую колебания давления Р сзади газотурбинного двигателя в зависимости от расстояния d от этого двигателя.
Сплошная кривая 24 на фиг. 5 соответствует усовершенствованному газотурбинному двигателю в соответствии с настоящим изобретением, содержащему 14 шевронов 15, равномерно распределенных по периферии выпускного отверстия наружного капота и образующих столько же проходов 16.
Пунктирная кривая 25 на фиг. 5 соответствует такому же газотурбинному двигателю, не усовершенствованному согласно настоящему изобретению.
Сравнивая кривые 24 и 25, можно заметить, что настоящее изобретение позволяет уменьшить примерно на 20% амплитуду этих колебаний давления.