RU2092708C1 - Silencing nozzle of air-jet engine - Google Patents
Silencing nozzle of air-jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2092708C1 RU2092708C1 RU93043946A RU93043946A RU2092708C1 RU 2092708 C1 RU2092708 C1 RU 2092708C1 RU 93043946 A RU93043946 A RU 93043946A RU 93043946 A RU93043946 A RU 93043946A RU 2092708 C1 RU2092708 C1 RU 2092708C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- panels
- pylons
- noise
- pylon
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиации, в частности к соплам летательных аппаратов с устройствами для снижения шума. The invention relates to aviation, in particular to nozzles of aircraft with devices for reducing noise.
Одним из основных требований к двигателям гражданских самолетов является низкий уровень шума на взлете и посадке. Снижение шума в особенности актуально для сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС), для которых шум на местности определяется шумом струй двигателей. One of the main requirements for engines of civilian aircraft is the low noise level on takeoff and landing. Noise reduction is especially relevant for supersonic passenger aircraft (ATP), for which the noise on the ground is determined by the noise of the engine jets.
Известно сопло для СПС со сниженным уровнем шума за счет протока внешнего воздуха на режиме взлета через полые пилоны. При этом сверхзвуковая часть сопла выполняет роль эжектора. На режиме крейсерского сверхзвукового полета пилоны убираются, сверхзвуковая часть сопла формируется створками, расположенными на внутренней поверхности эжектора (см. AIAA Paper N 80-0165. Flight and wind tunnel test results of a mechanical jet noise supressor nozzle. R. D. FitzSimmons, R. A. McKinnon and E.S.Johnson. Douglas Aircraft Company McDonnel Douglas Corporation and J.R.Brooks Rolls-Royce, Limited). Исследования этого сопла показали, что при снижении шума на взлете и посадке на 16 EPNdB потери тяги составляют 5-6% При этом конструкция сопла получается сложной с тремя группами подвижных элементов (дозвуковые створки, регулирующие критическое сечение, убираемые пилоны, сверхзвуковые створки) и, как следствие, большого веса. Known nozzle for ATP with reduced noise due to the flow of external air during takeoff through hollow pylons. In this case, the supersonic part of the nozzle acts as an ejector. In cruise supersonic flight mode, the pylons are retracted, the supersonic part of the nozzle is formed by flaps located on the inner surface of the ejector (see AIAA Paper N 80-0165. Flight and wind tunnel test results of a mechanical jet noise supressor nozzle. RD FitzSimmons, RA McKinnon and ES Johnson. Douglas Aircraft Company McDonnel Douglas Corporation and JR Brooks Rolls-Royce, Limited). Studies of this nozzle showed that when noise is reduced on take-off and landing by 16 EPNdB, the thrust loss is 5-6%. Moreover, the nozzle design is complex with three groups of moving elements (subsonic valves regulating the critical section, retractable pylons, supersonic valves) and as a result, a lot of weight.
Известно сопло для СПС, содержащее осесимметричное суживающееся сопло и эжектор (патент Великобритании 1,207,194 United Aircraft Corp. 1967 г.). При высоких тяговых характеристиках этого сопла снижение шума незначительно, т. к. в коротком эжекторе без разбиения одной струи на ряд мелких невозможно обеспечить коэффициент эжекции достаточным для существенного снижения скорости истекающей струи и соответственно шума. Known nozzle for ATP containing an axisymmetric tapering nozzle and ejector (UK patent 1,207,194 United Aircraft Corp. 1967). With high traction characteristics of this nozzle, the noise reduction is insignificant, since in a short ejector without dividing one jet into a series of small ones, it is impossible to provide an ejection coefficient sufficient to significantly reduce the speed of the flowing jet and, accordingly, noise.
Известно сопло со сниженным уровнем шума, содержащее обечайку, центральное тело с расположенными вокруг него полыми пилонами, через которые проходит внешний воздух (см. Thrust performance of isolated plug nozzles with two tipes of 40-spoke noise supressor at mach numbers from 0 t0 0.45. by D. E. Harrington and J.J.Scbloemer, NASA TM X-2951, 1974). Недостатками этого сопла являются большие потери тяги сопла на режимах полета с шумоглушением, которые составляют около 16% идеальной тяги сопла. It is known that a nozzle with a reduced noise level containing a shell, a central body with hollow pylons located around it, through which external air passes (see Thrust performance of isolated plug nozzles with two tipes of 40-spoke noise supressor at mach numbers from 0 t0 0.45. by DE Harrington and JJScbloemer, NASATM X-2951, 1974). The disadvantages of this nozzle are the large loss of nozzle thrust in flight modes with sound attenuation, which make up about 16% of the ideal nozzle thrust.
За прототип изобретения выбрано сопло со сниженным уровнем шума, содержащее обечайку и центральное тело, между которыми расположены полые пилоны, разделяющие основной канал сопла на ряд каналов, а также эжектор, причем каждый пилон снабжен двумя панелями, подвижно соединенными с пилоном вдоль кромок, и механизмом поворота панелей (см. патент США 2940252, F 02 K 1/26, 1960). For the prototype of the invention, a nozzle with a reduced noise level was selected, containing a shell and a central body, between which there are hollow pylons that divide the main channel of the nozzle into a number of channels, as well as an ejector, each pylon equipped with two panels, movably connected to the pylon along the edges, and a mechanism turning panels (see US patent 2940252, F 02 K 1/26, 1960).
Недостатком прототипа является то, что крепление панелей к кромкам пилонов удлиняет внутренний канал сопла на длину панелей вдоль оси сопла, что уменьшает длину смешения внутреннего потока и внешнего воздуха в эжекторе и соответственно уменьшает уровень снижения шума. Кроме того сверхзвуковая часть сопла формируется одной панелью, что не позволяет оптимальным образом регулировать сопло в диапазоне режимов полета и приводит к дополнительным потерям тяги. The disadvantage of the prototype is that the fastening of the panels to the edges of the pylons extends the inner channel of the nozzle by the length of the panels along the axis of the nozzle, which reduces the mixing length of the internal flow and external air in the ejector and, accordingly, reduces the level of noise reduction. In addition, the supersonic part of the nozzle is formed by one panel, which does not allow optimal adjustment of the nozzle in the range of flight modes and leads to additional thrust loss.
Задачей изобретения является создание сопла со сниженным уровнем шума на взлетном режиме и низкими потерями тяги на режиме крейсерской сверхзвуковой скорости. The objective of the invention is to provide a nozzle with a reduced noise level in the take-off mode and low thrust losses in the cruising supersonic speed mode.
Решение задачи достигается тем, что за каждым пилоном, разделяющим реактивную струю на ряд струй меньшего размера, установлено не менее двух панелей, подвижно соединенных между собой, снабженных механизмом перемещения, позволяющим изменять форму каналов между панелями, расположенными за соседними пилонами. The solution to the problem is achieved by the fact that for each pylon dividing the jet stream into a series of smaller jets, at least two panels are installed, movably connected to each other, equipped with a movement mechanism that allows you to change the shape of the channels between the panels located adjacent to the pylons.
На фиг. 1 показан продольный разрез шумоглушащего сопла; на фиг. 2 - поперечный разрез шумоглушащего сопла; на фиг. 3 вид Г на фиг. 2, с механизмами перемещения панелей; на фиг. 4 вид В на фиг. 2 с механизмами перемещения панелей; на фиг. 5 сечение Б-Б на фиг. 2, с положением подвижных панелей на режиме взлета; на фиг. 6 то же, но с положением подвижных панелей на режиме крейсерского сверхзвукового полета. In FIG. 1 shows a longitudinal section through a silencing nozzle; in FIG. 2 is a cross section of a noise attenuating nozzle; in FIG. 3, view G in FIG. 2, with mechanisms for moving panels; in FIG. 4, view B in FIG. 2 with mechanisms for moving panels; in FIG. 5, section BB in FIG. 2, with the position of the movable panels in take-off mode; in FIG. 6 the same, but with the position of the movable panels in cruise supersonic flight mode.
Шумоглушащее сопло (см. фиг. 1, 2) состоит из обечайки 1, центрального тела 2, воздухозаборников 3, эжектора 4 и полых пилонов, каждый из которых образован передней неподвижной частью 5 и двумя поворотными панелями 6 с осями вращения 7, проходящими вдоль задней кромки неподвижной части 5. Поворот панелей 6 осуществляется силовой системой, состоящей из гидравлических цилиндров 8 и систем рычагов 9, устанавливающих панели в необходимое положение (см. фиг. 3). За каждым пилоном расположены подвижные панели 10 с осями вращения 11, проходящими вдоль задних кромок панелей 10, и неподвижная панель 12. Поворот панелей 10 осуществляется силовой системой, состоящей из гидравлических цилиндров 13 и систем рычагов 14, устанавливающих панели в необходимое положение (см. фиг. 4). На фиг. 5 показано положение панелей 10 в режиме взлета. На фиг. 6 показано положение панелей 10 в режиме крейсерского сверхзвукового полета. The noise-attenuating nozzle (see Fig. 1, 2) consists of a shell 1, a central body 2, air intakes 3, an ejector 4 and hollow pylons, each of which is formed by the front fixed
Сопло работает следующим образом. Неподвижные части пилонов 5, соединяющих обечайку 1 и центральное тело 2, разделяют струю от двигателя на ряд струй меньшего размера. На режиме взлета регулируемые части пилонов принимают конфигурацию, обеспечивающую проток внешнего воздуха через воздухозаборники 3 и неподвижные части пилонов 5 (см. фиг. 1, 2, 5). При этом образуется чередование струй газа от двигателя и внешнего воздуха. Смешение газа струи от двигателя и внешнего воздуха происходит в эжекторе 4, что приводит к уменьшению скорости потока на выходе из сопла и соответственно к снижению шума. Для дополнительного снижения шума внутренняя поверхность эжектора 4 может быть облицована звукопоглощающими конструкциями. На сверхзвуковом режиме полета панели 10 перекрывают поток внешнего воздуха через воздухозаборники 3 и неподвижные части пилонов 5 и образуют расширяющиеся сверхзвуковые части с низкими потерями тяги для каждой струи газа от двигателя, протекающей между неподвижными частями пилонов 5 (см. фиг. 6). Для уменьшения внешнего сопротивления сопла каналы воздухозаборников 3 могут быть закрыты с помощью какого-либо из известных устройств (сдвижные панели, жалюзи и т.д.). На переходных режимах полета подвижные части панелей занимают промежуточные положения между положением на режиме взлета (см. фиг. 5) и положением на режиме крейсерского сверхзвукового полета (см. фиг. 6). Оптимальные конфигурации проточных частей на переходных режимах определяются для конкретной компоновки сопла на основе экспериментальных исследований. Механизмы поворота и перемещения панелей аналогичны известным механизмам регулирования сопл и других створчатых конструкций современных летательных аппаратов. The nozzle operates as follows. The stationary parts of the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93043946A RU2092708C1 (en) | 1993-09-07 | 1993-09-07 | Silencing nozzle of air-jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93043946A RU2092708C1 (en) | 1993-09-07 | 1993-09-07 | Silencing nozzle of air-jet engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU93043946A RU93043946A (en) | 1996-11-27 |
RU2092708C1 true RU2092708C1 (en) | 1997-10-10 |
Family
ID=20147234
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU93043946A RU2092708C1 (en) | 1993-09-07 | 1993-09-07 | Silencing nozzle of air-jet engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2092708C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10975803B2 (en) | 2015-07-22 | 2021-04-13 | Safran Aircraft Engines | Aircraft comprising a rear fairing propulsion system with inlet stator comprising a blowing function |
-
1993
- 1993-09-07 RU RU93043946A patent/RU2092708C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Патент США N 2940252, кл. F 02 K 1/26, 1960. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10975803B2 (en) | 2015-07-22 | 2021-04-13 | Safran Aircraft Engines | Aircraft comprising a rear fairing propulsion system with inlet stator comprising a blowing function |
RU2748405C2 (en) * | 2015-07-22 | 2021-05-25 | Сафран Эркрафт Энджинз | Aircraft containing faired rear propulsion system with input stator having a pressure function |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5529263A (en) | Supersonic airplane with subsonic boost engine means and method of operating the same | |
US4978071A (en) | Nozzle with thrust vectoring in the yaw direction | |
EP1903205B1 (en) | Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine | |
US7162859B2 (en) | Variable cycle propulsion system with gas tapping for a supersonic airplane, and a method of operation | |
CA2460598C (en) | Confluent variable exhaust nozzle | |
US8628040B2 (en) | Aircraft configuration | |
US7293401B2 (en) | Jet engine noise suppressor | |
US9085369B2 (en) | Pivoting door for thrust reverser with stable intermediate position | |
US4074859A (en) | Deformable plug for an aircraft engine exhaust nozzle | |
US4343446A (en) | V/STOL Aircraft | |
US4713935A (en) | Vectorable nozzles for aircraft | |
US3174707A (en) | Short or vertical take-off and landing aircraft | |
US4050631A (en) | Jet engine nozzle for controlling the direction of thrust | |
US5054288A (en) | Bypass duct for a hypersonic propulsion system | |
US12018629B2 (en) | Thrust reverser comprising a single actuator for controlling a mobile cowling | |
RU2092708C1 (en) | Silencing nozzle of air-jet engine | |
US3814323A (en) | Jet propulsion engines for supersonic aircraft or vehicles | |
US3829044A (en) | Engine arrangement for high performance stol aircraft | |
EP0906219B1 (en) | Supersonic airplane with subsonic boost engine means | |
RU2153091C1 (en) | Planar soundsuppression nozzle of air-breathing jet engine | |
US5098022A (en) | Flow diverting nozzle for a gas turbine engine | |
RU2313680C2 (en) | Silencing nozzle of air-jet engine (versions) | |
RU2153591C2 (en) | Planar nozzle with central body | |
US5004187A (en) | Symmetrical, two dimensional, supersonic and hypersonic air intake for the combustion air of an aircraft engine | |
CAPONE et al. | Performance characteristics of nonaxisymmetric nozzles installed on the F-18 aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090908 |