СПОСОБ УЛУЧШЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

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;
из упомянутых экстремальных значений выбирают опорное значение (VR) коэффициента расширения;
для данного опорного значения (VR) коэффициента расширения определяют теоретическое значение (Ath) площади выпускного отверстия (6) холодного потока; 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 теоретическое значение (Ath) площади выпускного отверстия (6) холодного потока определяют по вспомогательному теоретическому значению, представляющему собой отношение между теоретической площадью выпускного отверстия холодного потока и номинальной площадью поперечного сечения горловины сопла.
5. Способ по п.4, согласно которому упомянутое теоретическое значение берут из "таблиц чисел Маха при расширении потока".
6. Двухконтурный турбореактивный двигатель, установленный на самолете, предназначенном для совершения определенного полета, содержащего крейсерскую фазу, причем упомянутый турбореактивный двигатель содержит 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 упомянутой 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, 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) образовано в задней части канала (12) холодного потока,
при этом турбореактивный двигатель позволяет осуществить способ по п.1, и 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.
7. Турбореактивный двигатель по п.6, в котором горловина (Т) сопла холодного потока ориентирована таким образом, что холодный поток (9) выравнивается по среднему конусу (24) сопла (15).
8. Турбореактивный двигатель по п.6, в котором, по меньшей мере, вблизи кольцевого выпускного отверстия (6) холодного потока, угол схождения наружного кожуха (3) гондолы и наружного кожуха (14) вентилятора составляет несколько градусов.