СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, СОДЕРЖАЩАЯ ВЫПУСКНОЕ СОПЛО С ФИГУРНОЙ ЗАДНЕЙ КРОМКОЙ И/ИЛИ ГОНДОЛУ С ФИГУРНОЙ ЗАДНЕЙ КРОМКОЙ, И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, СОДЕРЖАЩИЙ ТАКУЮ УСТАНОВКУ
POWER PLANT OF AIRCRAFT, WHICH CONTAINS OUTLET NOZZLE WITH SHAPED REAR EDGE AND/OR NACELLE WITH SHAPED REAR EDGE, AND AIRCRAFT CONTAINING SUCH PLANT

Настоящее изобретение относится к силовой установке летательного аппарата, содержащей выпускной канал с фигурной задней кромкой.
На фиг.1А показана силовая установка 10 летательного аппарата, называемая также турбореактивным двигателем, соединенная с летательным аппаратом при помощи соединительных средств, в частности при помощи стойки 12 под крылом 14. Она содержит двигатель 16, содержащий с одной стороны вентилятор, содержащий ротор 18, оборудованный лопатками, и статор 20, оборудованный лопатками, и с другой стороны первичный канал 22, в котором по направлению прохождения воздушного потока 24 расположены ступени 26 компрессоров, камера 28 сгорания и ступени 30 турбин. Двигатель 16 расположен в гондоле 32, которая на входе вентилятора содержит воздухозаборник 34, а на выходе вентилятора - вторичный канал 36.
На выходе вторичный канал 36 содержит заднюю кромку 38, называемую вторичной и ограничивающую выход воздуха.
Точно так же первичный канал 22 содержит переднюю кромку 40, называемую первичной и ограничивающую воздухозаборник на входе ступеней 26 компрессоров, и заднюю кромку 42, называемую первичной и ограничивающую выход отработавших газов на выходе ступеней 30 турбин.
Первичная 42 и вторичная 38 задние кромки расположены, каждая, по существу в вертикальной плоскости.
В зависимости от применяемых механизированных средств первичный канал 22 может простираться за пределы вторичной задней кромки 38 сзади гондолы 32.
Шум, создаваемый силовой установкой 10, состоит, с одной стороны, из шума реактивной струи, возникающего снаружи каналов в результате смешивания различных потоков, и, с другой стороны, из шума внутренних частей, называемого внутренним шумом, который производят вентилятор, компрессоры и камера сгорания и который распространяется внутри каналов.
Международные нормы в области ограничения шумового влияния вблизи аэропортов становятся все более строгими.
Для снижения внутреннего шума были разработаны технические решения, в частности, предусматривающие установку на уровне стенок каналов покрытий, предназначенных для поглощения части звуковой энергии, в частности, с использованием принципа резонаторов Гельмгольца.
Вместе с тем внутренний шум, который главным образом представляет собой шум вентилятора и большая часть которого распространяется во вторичном канале и выходит через выход канала, остается преобладающим источником шума, несмотря на использование звукоизоляционных покрытий.
Поэтому для ограничения акустического излучения выпускных каналов было предложено первое решение, предусматривающее выполнение вторичного канала 36, который заканчивается скошенной частью таким образом, чтобы направлять шум вверх и ограничивать таким образом распространение шума вниз. Согласно этому решению вторичная задняя кромка 38 находится в наклонной плоскости, и верхняя часть канала смещена вперед по отношению к нижней части.
Этот вариант выполнения описан, в частности, в документе US 2004/0140397, в котором рассматриваются, в частности, проблемы аэродинамики. Согласно некоторым описанным вариантам выполнения выпускной канал содержит две части, главную неподвижную часть и скошенную концевую часть, выполненную с возможностью поворота вокруг оси канала по отношению к неподвижной части, чтобы направлять реактивную воздушную струю в зависимости от требуемой траектории. В некоторых положениях воздушный поток может направляться в боковом направлении.
Несмотря на то, что в этом документе предложено снижать уровень шума, направляя воздушный поток вверх, это решение не является удовлетворительным по следующим причинам.
Направление воздушного потока за счет концевой скошенной формы (задняя кромка находится в плоскости) не является оптимальным, так как акустическое излучение направлено в слишком большую зону пространства, соответствующую половине пространства. Поэтому, даже если поток направить в сторону, существенная часть шума будет распространяться в сторону Земли.
Когда силовая установка расположена под крылом (наиболее распространенный вид монтажа), то, если воздушный поток выбрасывается вверх, он отражается в сторону Земли крылом. Это решение усложняет проблему, поскольку акустическое излучение, преимущественно направляемое вверх, отражается крылом в направлении земли.
Чтобы ограничить влияние отражения от крыла в направлении Земли, решение, описанное в документе ЕР-1.493.665, предусматривает специальный профиль нижней поверхности крыла таким образом, чтобы акустические волны преимущественно отражались в направлении горячей струи, выходящей из первичного канала. Таким образом, турбулентные и нестационарные потоки горячей струи могут рассеивать часть акустической энергии.
И все же это решение не является удовлетворительным, так как в целом является дорогим и к тому же способствует дополнительному напряжению на профиль крыла, что может быть несовместимо с главными требованиями, а именно требованиями, связанными с механической прочностью и аэродинамическими характеристиками, такими как подъемная сила или лобовое сопротивление.
В связи с этим настоящее изобретение призвано устранить недостатки известных технических решений и предложить форму выпускного канала простой и эффективной конструкции, позволяющую ограничить внутренний шум двигателя, в частности шум вентилятора, шум турбины и шум камеры сгорания.
Таким образом, объектом настоящего изобретения является силовая установка, содержащая, по меньшей мере, одно сопло, содержащее воздушный выход, ограниченный задней кромкой, отличающаяся тем, что концевая часть сопла содержит два выреза, каждый из которых соответствует одному преимущественному направлению акустического излучения и которые разделены выступающими частями, выполненными с возможностью ограничения акустического излучения, при этом упомянутые вырезы смещены вверх относительно средней горизонтальной плоскости и расположены симметрично относительно средней вертикальной плоскости. Причем первый вырез выполнен на угловом секторе концевой части сопла примерно от 30° до 120°, а второй вырез выполнен на угловом секторе концевой части сопла примерно от 240° до 330°.
Согласно второму варианту изобретения силовая установка, содержит с одной стороны двигатель, содержащий вентилятор и выпускное сопло, и с другой стороны гондолу, при этом гондола содержит на выходе в направлении воздушного потока заднюю кромку, ограничивающую воздушный выход, отличающаяся тем, что концевая часть гондолы содержит два выреза, каждый из которых соответствует одному преимущественному направлению акустического излучения и которые разделены выступающими частями, выполненными с возможностью ограничения акустического излучения, при этом упомянутые вырезы смещены вверх относительно средней горизонтальной плоскости и расположены симметрично относительно средней вертикальной плоскости. Причем первый вырез выполнен на угловом секторе концевой части гондолы (72) примерно от 30° до 120°, а второй вырез выполнен на угловом секторе концевой части гондолы (72) примерно от 240° до 330°.
Таким образом, вырез или вырезы располагают таким образом, чтобы не направлять акустическое излучение вниз или в направлении части летательного аппарата, которая может отражать его в направлении Земли.
Изобретение также относится к летательному аппарату, содержащему, по меньшей мере, одну из вышеописанных силовых установок.
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1А - вид в продольном разрезе по вертикальной плоскости силовой установки из предшествующего уровня техники.
Фиг.1В - вид в перспективе сзади силовой установки, показанной на фиг.1А.
Фиг.1C - вид сзади силовой установки, показанной на фиг.1А, с указанием направления акустического излучения.
Фиг.2А - вид в продольном разрезе по вертикальной плоскости силовой установки в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.2В - вид в перспективе сзади силовой установки, показанной на фиг.2А.
Фиг.2С - вид сзади силовой установки, показанной на фиг.2А, с указанием направления акустического излучения.
Фиг.3А - вид сбоку силовой установки согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения.
Фиг.3В - вид сзади силовой установки, показанной на фиг.3А, с указанием направления акустического излучения.
Фиг.4-9 - вид сбоку силовой установки согласно различным версиям выполнения изобретения.
На фиг.2А показана силовая установка 50 летательного аппарата, тоже называемая турбореактивным двигателем, соединенная с летательным аппаратом при помощи средств соединения, в частности при помощи стойки 52 под крылом 54 летательного аппарата.
Однако изобретение не ограничивается этим расположением, и силовую установку можно соединить с другой частью летательного аппарата при помощи других средств соединения.
Согласно варианту выполнения силовая установка 50 содержит с одной стороны двигатель 56, содержащий с одной стороны вентилятор, содержащий ротор 58, оборудованный лопатками, и статор 60, оборудованный лопатками, и с другой стороны первичный канал 62, в котором по направлению прохождения воздушного потока 64 расположены ступени 66 компрессоров, камера 68 сгорания и ступени 70 турбин. Двигатель 56 расположен в гондоле 72, которая на входе вентилятора содержит воздухозаборник 74, а на выходе статора 60 вентилятора - вторичный канал 76.
Вторичный канал 76 содержит на выходе заднюю кромку 78, называемую вторичной и ограничивающую воздушный выход.
Первичный канал 62 содержит переднюю кромку 80, называемую первичной и ограничивающую воздухозаборник на входе ступеней 66 компрессоров, и заднюю кромку 82, называемую первичной и ограничивающую выход отработавших газов на выходе ступеней 70 турбин.
В зависимости от применяемых механизированных средств первичный канал 62 может простираться за пределы вторичной задней кромки 78 сзади гондолы 72, как показано на фиг.2А, 3А, 4, 5 и 7-9, или не выходить за пределы вторичной задней кромки, как показано на фиг.6.
Взаимодействие воздушного потока с вентилятором приводит к созданию шума, называемого шумом вентилятора, который распространяется затем во вторичном выпускном канале, а также в воздухозаборнике и который излучается затем во всех направлениях на выходе указанного канала согласно известным техническим решениям.
Точно так же взаимодействие потока со ступенями турбин производит шум, который распространяется в первичном выпускном канале и излучается на выходе во всех направлениях согласно известным техническим решениям.
Задачей изобретения является, в частности, снижение восприятия шума двигателя на земле, в частности шума вентилятора, шума турбины, шума камеры сгорания, излучаемого силовой установкой, содержащей, по меньшей мере, один выпускной канал.
Изобретение описано в варианте применения для вторичного канала 76, однако его можно применять для первичного канала 62, как показано на фиг.9.
Согласно изобретению концевая часть выпускного канала 76 содержит два выреза 84, каждый из которых соответствует одному преимущественному направлению акустического излучения и которые разделены выступающими частями 86, выполненными с возможностью ограничения акустического излучения, при этом упомянутые вырезы 84 смещены вверх относительно средней горизонтальной плоскости.
Это решение позволяет получить заднюю кромку 78, которая не расположена в плоскости, при этом вырез соответствует преимущественному направлению акустического излучения.
В отличие от скошенного конца канала вырез позволяет лучше направлять акустическое излучение, по меньшей мере, в одну зону пространства, меньшую половины пространства.
Под вырезом следует понимать вырез в концевой части канала, соответствующий линии пересечения между пространством, ограничивающим канал, и неплоской поверхностью.
Согласно первому варианту выполнения, показанному на фиг.2А, 2В и 2С, если силовая установка 50 расположена под крылом, задняя кромка 78 содержит две выступающие части 86, нижнюю и верхнюю, расположенные в плоскости, и две вырезанные части 84 на левой и правой сторонах канала. Таким образом, выпускной канал содержит на сторонах два «проема» 88, показанные на фиг.2С жирной линией, которые способствуют боковому излучению. Выступающие части 86 позволяют также частично перекрыть излучение в вертикальных направлениях вниз и вверх.
Согласно предпочтительному варианту выполнения, показанному на фиг.3А и 3В, вырезанные участки 84 смещены вверх относительно средней горизонтальной плоскости таким образом, чтобы, как показано на фиг.3В, первый вырез находился на угловом секторе примерно от 30° до 120°, а второй вырез - на угловом секторе примерно от 240° до 330°. Указанные угловые значения ни в коем случае не являются ограничительными. Положения вырезанных участков 84 определяют таким образом, чтобы обеспечить снижение акустического излучения в направлении Земли, а также в направлении сертификационной точки, называемой боковой, в плоскости на 56° от вертикальной плоскости.
В этой конфигурации верхняя выступающая часть меньше нижней выступающей части. Тем не менее, эта верхняя выступающая часть не является ничтожной и простирается на угол порядка 60°, чтобы ограничить излучение в направлении крыла и уменьшить отражение акустических волн.
Предпочтительно вырезы располагают по существу симметрично по отношению к средней вертикальной плоскости.
Изобретение не ограничивается этим вариантом выполнения. Так, выпускной канал может содержать только один вырез, если силовую установку размещают непосредственно на фюзеляже, или несколько вырезов, чтобы образовать преимущественные направления акустического излучения для каждого выреза.
Вырезы располагают таким образом, чтобы не направлять акустическое излучение вниз или в направлении части летательного аппарата, которая может отражать его в направлении Земли.
Как было указано выше, в случае силовой установки 50 с короткой гондолой изобретение можно применять для первичного 62 и/или вторичного 76 выпускных каналов. В случае длинной гондолы, как показано на фиг.6, выполнение выреза 84 в соответствии с настоящим изобретением представляет интерес только на уровне вторичного канала 76.
Для вырезов можно предусмотреть различные варианты расположения и формы.
Так, как показано на фиг.4, выпускной канал может содержать, по меньшей мере, два выреза, выполненные по всей длине задней кромки 78, в данном случае два выреза 84, которые могут соединяться в первой точке, находящейся на верхней образующей канала, и во второй точке, находящейся на нижней образующей канала.
Согласно варианту выполнения, показанному на фиг.5, вырезы могут не быть симметричными относительно средней вертикальной плоскости и/или средней горизонтальной плоскости. Точно так же нижняя выступающая часть может быть более длинной, чем верхняя выступающая часть, или наоборот.
Согласно вариантам вырез 84 может иметь разные формы. Так, он может иметь форму дуги окружности, как показано на фиг.2А, 4, 5, 6 или 9, или иметь форму с шевронами, как показано на фиг.8, или быть выполненным в виде последовательности кривых линий, как показано на фиг.7. Наконец, как показано на фиг.3А, вырез может содержать криволинейные участки и по существу прямолинейные участки.
Точную форму выреза или вырезов выбирают в зависимости от каждой пары силовая установка/ летательный аппарат. Так, расстояние в осевом направлении между самой передней точкой и самой задней точкой задней кромки, угловое расстояние, на котором выполнен вырез, а также угловое положение выреза определяют таким образом, чтобы достичь наилучшего компромисса между акустическим выигрышем, ощущаемым на Земле, и характеристиками силовой установки и летательного аппарата, в частности, что касается тяги и аэродинамики.