Выходное устройство авиационного реактивного двигателя
OUTPUT DEVICE OF AIRCRAFT JET ENGINE

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкции и размещению на авиационной силовой установке элементов, а, именно, выхлопных устройств авиационных реактивных двигателей для уменьшения их шума и частичной компенсации потерь силы тяги двигателя при глушении его шума.
Снижение шума реактивных двигателей является одной из серьезных проблем современной авиации. Установлены предельные допустимые значения уровня шума самолетов на режимах взлета, набора высоты и посадки, которые постоянно ужесточаются. Шум авиационных двигателей складывается из шумов внутренних агрегатов и узлов (компрессора, турбины, камеры сгорания и др.) и шума выхлопной струи из сопла реактивных двигателей. На основании экспериментальных данных установлено, что наибольший шум возникает от выхлопной струи из сопла двигателей. (Виноградов В.Ю., Сайфуллин А.А., Зигангирова Р. Теоретический подход к вопросам разработки систем глушения шума авиационных ГТД // Молодой ученый. - 2015. - №12.1. - С. 16-17.)
Известно выходное устройство двигателя и группы авиационных двигателей силовой установки (варианты). (Патент РФ №2641341, B64D 33/04, F02K 1/11 опубл. 17.01.2018 г.). Глушение шума в этом выходном устройстве обеспечивается шумоглушителем, снабженным выходным соплом. Выходное устройство управляемо конфигурируется таким образом, что на режимах взлета, набора высоты и посадки в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов выходная струя двигателя через шумоглушитель поступает в выходное сопло шумоглушителя, а на режиме крейсерского полета поступает в выходное сопло двигателя, минуя шумоглушитель
К недостаткам указанного известного технического решения следует отнести потери мощности на преодоление сопротивления шумоглушителя на режимах взлета, набора высоты и посадки самолета в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов, что требует повышения мощности реактивного двигателя на указанных режимах.
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности снижения уровня шума авиационного реактивного двигателя на режимах взлета, набора высоты и посадки с, по меньшей мере, частичной компенсацией потери давления.
Предлагаются два варианта технического решения.
1. Рассматриваем первый вариант. Для решения поставленной задачи с достижением заявляемого технического результата выходное сопло шумоглушителя выполнено таким образом, что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла.
2. Согласно второму варианту предлагаемого технического решения выходное сопло шумоглушителя выполнено с дистанционным управлением, поворотным, по меньшей мере, в вертикальной плоскости, так что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла, величина которых изменяется при изменении угла поворота сопла шумоглушителя. Привод механизма поворота выходного сопла шумоглушителя может быть выполнен гидравлическим или электрическим.
В результате проведенного поиска по патентной и научно-технической литературе не выявлено известности предлагаемой совокупности существенных признаков.
Выходное устройство авиационного двигателя согласно первому варианту исполнения работает следующим образом.
На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета выхлопная струя двигателя проходит через шумоглушитель и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через выходное сопло. Поскольку сопло выходного отверстия после глушителя выполнено таким, что обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе, Крыла, эта сила, по меньшей мере, частично компенсирует потерю мощности двигателя для обеспечения требуемой подъемной силы.
Выходное устройство авиационного двигателя согласно второму варианту исполнения предлагаемого технического решения работает следующим образом.
На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета механизм перемещения сопла выходного отверстия после глушителя по команде осуществляет поворот сопла в вертикальной плоскости для обеспечения наряду с продольной тягой вертикальной силы в дополнение к подъемной силе крыла. Эта сила, по меньшей мере, частично компенсирует потерю мощности двигателя для обеспечения требуемой подъемной силы. Возможность управления поворотом сопла в вертикальной плоскости позволяет выбрать наилучшее положение сопла для каждого этапа режима взлета, набора высоты и посадки самолета.
На крейсерском режиме полета самолета отсутствие глушителя перед выходным соплом двигателя обеспечивает отсутствие потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе, что в свою очередь способствует снижению расхода топлива на крейсерском режиме полета самолеча, который является самым продолжительным режимом в полете.
Применение предложенного технического решения в вариантах позволит поднять эффективность шумоглушения при взлете и посадке, и, по меньшей мере, частично компенсировать потери подъемной силы.