RU2261999C2 - Aircraft turbofan engine - Google Patents
Aircraft turbofan engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2261999C2 RU2261999C2 RU2003101926/06A RU2003101926A RU2261999C2 RU 2261999 C2 RU2261999 C2 RU 2261999C2 RU 2003101926/06 A RU2003101926/06 A RU 2003101926/06A RU 2003101926 A RU2003101926 A RU 2003101926A RU 2261999 C2 RU2261999 C2 RU 2261999C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fan
- engine
- blades
- air intake
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно: к устройствам подавления шума турбовентиляторных авиационных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely: to noise reduction devices for turbofan aircraft engines.
Известен узел статора газотурбинного двигателя, содержащий элементы конструкции для снижения шума во внешней зоне, составляющей порядка 20% всего проточного тракта. В известной конструкции ниже по потоку от пространства между рабочими и направляющими лопатками выполнен кольцевой канал для захвата существенной части турбулентного потока, направленного от верхних торцовых частей вентиляторных лопаток. Кольцевой канал ограничен парой окружных стенок. По меньшей мере, одна из них обладает акустическим действием и поглощает шум не только на отдельных частотах, но и в широком диапазоне частот [1].Known stator assembly of a gas turbine engine containing structural elements to reduce noise in the outer zone, comprising about 20% of the entire flow path. In the known construction, an annular channel is made downstream of the space between the working and guide vanes to capture a substantial part of the turbulent flow directed from the upper end parts of the fan blades. The annular channel is limited by a pair of circumferential walls. At least one of them has an acoustic effect and absorbs noise not only at individual frequencies, but also in a wide frequency range [1].
Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей эффективного поглощения звука в диапазоне частот 1000-7000 Гц дискретных гармоник тонального шума вентилятора, а также суммарного шума двигателя.A disadvantage of the known design is the incomplete use of the possibilities of effective sound absorption in the frequency range 1000-7000 Hz of discrete harmonics of the tonal noise of the fan, as well as the total noise of the engine.
Известен турбовентиляторный авиационный двигатель, включающий вентилятор с пониженным уровнем шума. В известной конструкции за счет увеличения расстояния между лопатками вентилятора и лопатками спрямляющего аппарата, установленного ниже по потоку от лопаток вентилятора, до расстояния, равного удвоенной ширине двух хорд лопаток вентилятора, а также заданием числа лопаток спрямляющего аппарата вдвое большим, чем число лопаток вентилятора, достигается эффект снижения шума благодаря тому, что турбулентные следы на большом расстоянии в значительной степени размываются [2].Known turbofan aircraft engine, including a fan with low noise. In the known design, by increasing the distance between the fan blades and the blades of the rectifier apparatus, installed downstream of the fan blades, to a distance equal to twice the width of the two chords of the fan blades, as well as setting the number of blades of the rectifier apparatus twice as large as the number of fan blades, it is achieved the effect of noise reduction due to the fact that turbulent traces at a large distance are largely eroded [2].
Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей эффективного поглощения звука в диапазоне частот 1000-7000 Гц дискретных гармоник тонального шума вентилятора. У вентиляторов такой схемы для шумоглушения обычно используют так называемую акустическую «отсечку», при которой шум распространяется лишь в плоскости рабочего колеса вентилятора. «Отсечка» достигается только при определенном соотношении между числом лопаток рабочего колеса и спрямляющего аппарата. В известной конструкции трудно достичь эффективного снижения шума вследствие кратного соотношения числа лопаток спрямляющего аппарата и лопаток вентилятора, а следовательно, трудностей «настройки» и оптимизации параметров выхлопного шума струи и дискретных гармоник тонального шума вентилятора.A disadvantage of the known design is the incomplete use of the possibilities of effective sound absorption in the frequency range 1000-7000 Hz of discrete harmonics of the tonal fan noise. For fans of such a scheme, the so-called acoustic “cut-off” is usually used for noise attenuation, in which noise propagates only in the plane of the fan impeller. "Cutoff" is achieved only with a certain ratio between the number of impeller blades and the straightening apparatus. In the known design it is difficult to achieve effective noise reduction due to the multiple ratio of the number of blades of the rectifier apparatus and the fan blades, and therefore the difficulties of "tuning" and optimization of the exhaust exhaust noise parameters and discrete harmonics of the fan tonal noise.
Известен также направляющий аппарат, обеспечивающий глушение шума, создаваемого сверхзвуковым вентилятором газотурбинного двигателя. В данной конструкции расстояние между лопатками вентилятора и лопатками спрямляющего аппарата, установленного за вентилятором, соответствует расстоянию, равному ширине двух хорд лопаток вентилятора, а число лопаток спрямляющего аппарата вдвое больше, чем число лопаток вентилятора [3].A guiding apparatus is also known for damping the noise generated by a supersonic fan of a gas turbine engine. In this design, the distance between the fan blades and the blades of the rectifier installed behind the fan corresponds to the distance equal to the width of the two chords of the fan blades, and the number of blades of the rectifier is twice as large as the number of fan blades [3].
Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей эффективного поглощения вентиляторного шума путем акустической «отсечки» дискретных гармоник тонального шума вентилятора.A disadvantage of the known design is the incomplete use of the possibilities of efficient absorption of fan noise by acoustic “cut-off” of discrete harmonics of tonal fan noise.
Известен малошумный вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя, включающего роторные лопатки и лопатки спрямляющего аппарата, установленные за вентилятором. В данной конструкции снижение уровня шума достигается путем увеличения расстояния между лопатками вентилятора и лопатками спрямляющего аппарата, установленного за вентилятором, выше размера высоты вентиляторной лопатки [4].A low-noise fan of a turbofan aircraft engine is known, including rotor blades and blades of a straightening apparatus installed behind the fan. In this design, noise reduction is achieved by increasing the distance between the fan blades and the blades of the rectifier installed behind the fan, higher than the height of the fan blade [4].
Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей эффективного поглощения вентиляторного шума за счет акустической «отсечки» дискретных гармоник тонального шума вентилятора, снижения комбинационного и суммарного шума двигателя.A disadvantage of the known design is the incomplete use of the possibilities of efficient absorption of fan noise due to the acoustic “cut-off” of discrete harmonics of the fan tonal noise, reduction of the combination and total engine noise.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является турбовентиляторный авиационный двигатель, включающий вентилятор с подпорными ступенями, спрямляющий аппарат вентилятора, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, в котором трактовые стенки смесителя образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы, общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, при этом двигатель размещен в мотогондоле и соединен с воздухозаборником самолета [5].Closest to the claimed design is a turbofan aircraft engine, including a fan with retaining steps, a fan rectifier, a high pressure compressor, a combustion chamber, high and low pressure turbines, a mixer at the outlet of the turbine path, in which the duct walls of the mixer form alternating external and internal channels, a common jet nozzle for the flow of fan air and gas from the turbine path, while the engine is located in the engine nacelle and soy dinen with the air intake of the aircraft [5].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является неполное использование возможностей более эффективного глушения шума и повышения запасов по шуму согласно Главы 4 норм ИКАО, которые вводятся с 2006 года. Согласно Главы 3 действующих норм ИКАО запасы по шуму (EPN ДБ) с двигателями ПС-90А составляют: 10,4 EPN ДБ для самолета ТУ-204, 8,7 EPN ДБ для самолета ТУ-204-100, 5,5 EPN ДБ для самолета ТУ-214, 5,3 EPN ДБ для самолета ИЛ-96-300.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is the incomplete use of the possibilities of more efficient noise suppression and increase of noise reserves according to Chapter 4 of ICAO standards, which have been introduced since 2006. According to
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении эффективности шумоглушения вентилятора без существенных потерь тяги в турбовентиляторном авиационном двигателе, в повышении запасов по шуму согласно Главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 г., путем отсечки основного тона частоты следования лопаток вентилятора, а также в обеспечении дополнительного снижения шума вентилятора и реактивной струи путем акустической настройки и оптимизации параметров вентиляторного тракта относительно сечений в горле самолетного воздухозаборника и на срезе реактивного сопла.The technical problem to which the claimed invention is directed is to increase the efficiency of fan silencing without significant loss of thrust in a turbofan aircraft engine, to increase noise reserves according to Chapter 4 of ICAO standards introduced since 2006, by cutting off the fundamental tone of the frequency of the fan blades as well as providing additional reduction in fan and jet noise by acoustic tuning and optimization of the parameters of the fan duct relative to the cross sections in th for the airplane air intake and at the jet nozzle exit.
Сущность технического решения заключается в том, что в турбовентиляторном авиационном двигателе, включающем вентилятор с подпорными ступенями, спрямляющий аппарат вентилятора, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, в котором трактовые стенки смесителя образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы, общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, при этом двигатель размещен в мотогондоле и соединен с воздухозаборником самолета, согласно изобретению, расстояние L между периферийными задними кромками лопаток вентилятора и периферийными передними кромками лопаток спрямляющего аппарата вентилятора в направлении вдоль оси вращения вентилятора и проекция L1 периферийной хорды сечений между передней и задней кромками лопаток вентилятора на ось его вращения связаны соотношением: L=(0,707...0,866)L1·3,16, при этом число лопаток Z вентилятора и число лопаток Z1 спрямляющего аппарата вентилятора связаны соотношением: Z1=(0,707...0,866)Z·3,16, длина воздухозаборника L2 самолета и выходной диаметр Д воздухозаборника связаны соотношением: L2=(0,188...0,228)Д·3,16, а площадь на входе в двигатель fвх. и площадь сечения в горле воздухозаборника Fг связаны соотношением: fвх.=(0,346...0,386)Fг·3,16, где: 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 дБ. Число лопаток вентилятора состоит из двух одинаковых нечетных цифр, число лопаток спрямляющего аппарата состоит из двух других одинаковых нечетных цифр, а число наружных и внутренних каналов смесителя выполнено четным, причем число лопаток вентилятора и число наружных и внутренних каналов смесителя пропорциональны их общему делителю.The essence of the technical solution lies in the fact that in a turbofan aircraft engine, including a fan with retaining steps, a fan straightener, a high pressure compressor, a combustion chamber, high and low pressure turbines, a mixer at the outlet of the turbine path, in which the path walls of the mixer form alternating circumferential direction, external and internal channels, a common jet nozzle for the flow of fan air and gas from the turbine path, while the engine is located in the nacelle and The distance L between the peripheral rear edges of the fan blades and the peripheral front edges of the fan straightener blades in the direction along the axis of rotation of the fan and the projection L1 of the peripheral chord of the sections between the front and rear edges of the fan blades on its axis of rotation are connected with the ratio: L = (0.707 ... 0.866) L1 · 3.16, while the number of fan blades Z and the number of blades Z1 of the fan rectifier are related by the ratio: Z1 = (0.707 ... 0.866) Z · 3.16, the air intake L2 of the aircraft and the outlet diameter D of the air intake are related by the relation: L2 = (0.188 ... 0.228) D · 3.16, and the area at the engine inlet is fin. and the cross-sectional area in the throat of the air intake Fg are related by the ratio: fin. = (0.346 ... 0.386) Fg · 3.16, where: 3.16 is the acoustic parameter of the engine's ventilation tract, corresponding to a logarithmic scale of 5 dB. The number of fan blades consists of two identical odd numbers, the number of blades of the rectifier apparatus consists of two other identical odd numbers, and the number of external and internal channels of the mixer is even, and the number of fan blades and the number of external and internal channels of the mixer are proportional to their common divider.
Выполнение турбовентиляторного авиационного двигателя таким образом, что расстояние L между периферийными задними кромками лопаток вентилятора и периферийными передними кромками лопаток спрямляющего аппарата вентилятора в направлении вдоль оси вращения вентилятора и проекция L1 периферийной хорды сечений между передней и задней кромками лопаток вентилятора на ось его вращения связаны соотношением: L=(0,707...0,866)L1·3,16, при этом число лопаток Z вентилятора и число лопаток Z1 спрямляющего аппарата вентилятора связаны соотношением: Z1=(0,707...0,866)Z·3,16, длина воздухозаборника связаны соотношением: L2=(0,188...0,228)Д·3,16, а площадь на входе в двигатель fвх. и площадь сечения в горле воздухозаборника Fг связаны соотношением: Fвх.=(0,346...0,386)Fг·3,16, где: 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 дБ, позволяет повысить эффективность шумоглушения без существенных потерь тяги путем отсечки основного тона частоты следования лопаток вентилятора, а также обеспечить дополнительное снижение шума вентилятора и реактивной струи путем акустической настройки и оптимизации параметров вентиляторного тракта относительно сечений в горле самолетного воздухозаборника и на срезе сопла. Известно, что значительное снижение шума двигателя и самолета происходит в результате уменьшения скорости реактивных струй (шум пропорционален восьмой степени скорости струи). Других эффективных методов глушения шума до сих пор не найдено, поскольку шум образуется уже вне двигателя - при смешении струи с возмущенным потоком воздуха, образующимся за двигателем. При этом в суммарном шуме турбовентиляторного авиационного двигателя появляется пропорциональный величине расхода воздуха широкополосный шум вентилятора, который является результатом взаимодействия комбинационного и тонального шума вентилятора. Отсечка основного тона вентилятора в соответствии с существенными признаками заявляемого изобретения позволяет на 60...80% обеспечить эффективность шумоглушения комбинационного шума вентилятора даже без помощи звукопоглощающих конструкций (панелей) во внутреннем и наружном трактах двигателя.The implementation of a turbofan aircraft engine in such a way that the distance L between the peripheral rear edges of the fan blades and the peripheral front edges of the fan rectifier blades in the direction along the fan rotation axis and the projection L1 of the peripheral chord of the sections between the front and rear edges of the fan blades on its rotation axis are related by the ratio: L = (0.707 ... 0.866) L1 · 3.16, while the number of fan blades Z and the number of blades Z1 of the fan rectifier are related by the ratio: Z1 = (0.707 ... 0.866) Z · 3.16, the length of the air intake is related by the relation: L2 = (0.188 ... 0.228) D · 3.16, and the area at the engine inlet is fin. and the cross-sectional area in the throat of the air intake Fg are related by the relation: Fin. = (0.346 ... 0.386) Fg · 3.16, where: 3.16 is the acoustic parameter of the engine's ventilation tract, corresponding to a logarithmic scale of 5 dB, which makes it possible to increase the noise reduction efficiency without significant thrust losses by cutting off the fundamental tone of the frequency of the fan blades, and also provide additional reduction in fan noise and jet stream by acoustic tuning and optimizing the parameters of the fan duct relative to the sections in the throat of an airplane of air intake and at the nozzle exit. It is known that a significant reduction in engine and aircraft noise occurs as a result of a decrease in the speed of jet jets (the noise is proportional to the eighth power of the jet velocity). No other effective noise suppression methods have been found so far, since noise is already generated outside the engine - when the jet is mixed with a disturbed air stream generated behind the engine. At the same time, in the total noise of the turbofan aircraft engine, a broadband fan noise appears proportional to the air flow rate, which is the result of the interaction of the combination and tonal noise of the fan. The cutoff of the main tone of the fan in accordance with the essential features of the claimed invention allows for 60 ... 80% to ensure the efficiency of noise attenuation of the combination noise of the fan even without the help of sound-absorbing structures (panels) in the internal and external tracts of the engine.
Выполнение турбовентиляторного авиационного двигателя таким образом, что число лопаток вентилятора состоит из двух одинаковых нечетных цифр, число лопаток спрямляющего аппарата состоит из двух других одинаковых нечетных цифр, а число наружных и внутренних каналов смесителя выполнено четным, причем число лопаток вентилятора и число наружных и внутренних каналов смесителя пропорциональны их общему делителю, позволяет дополнительно обеспечить наилучшую эффективность шумоглушения для обеспечения требований Главы 4 норм ИКАО и повысить запасы по шуму (EPN ДБ) для самолетов ТУ-204, ТУ-204-100, ТУ-214 и ИЛ-96-300. Это объясняется резонансным затуханием косых отраженных звуковых волн в резонансных внутреннем и наружном трактах (контурах) двигателя за счет определенного расположения вентиляторных лопаток, спрямляющих аппаратов вентилятора, смесителя на выходе турбинного тракта, стенки которого образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы, а также параметров воздухозаборника и сопла. Это объясняется также теорией глушения шума в каналах с импедансными границами, ламинаризацией обтекания турбулентных потоков, демпфированием пограничного слоя и снижением внутренних потерь.The implementation of the turbofan aircraft engine in such a way that the number of fan blades consists of two identical odd numbers, the number of blades of the rectifier apparatus consists of two other identical odd numbers, and the number of external and internal channels of the mixer is even, with the number of fan blades and the number of external and internal channels mixers are proportional to their common divider, allows you to additionally provide the best noise reduction efficiency to meet the requirements of Chapter 4 of ICAO standards and will increase stocks noise (EPN DB) for Tu-204, Tu-204-100, TU-214 and IL-96-300. This is explained by the resonant attenuation of oblique reflected sound waves in the resonant internal and external paths (circuits) of the engine due to the specific location of the fan blades, fan rectifiers, a mixer at the outlet of the turbine path, the walls of which form external and internal channels alternating in the circumferential direction, as well as parameters air intake and nozzle. This is also explained by the theory of noise suppression in channels with impedance boundaries, laminarization of the flow around turbulent flows, damping of the boundary layer, and a decrease in internal losses.
На фиг.1 - изображен турбовентиляторный авиационный двигатель в мотогондоле самолета.Figure 1 - shows a turbofan aircraft engine in the engine nacelle of the aircraft.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 вентилятора с воздухозаборником самолета.In Fig.2 - element I in Fig.1 of the fan with the air intake of the aircraft.
Турбовентиляторный авиационный двигатель включает вентилятор 1 с подпорными ступенями 2, спрямляющий аппарат 3 вентилятора, компрессор 4 высокого давления, камеру сгорания 5, турбины 6, 7 высокого и низкого давлений, смеситель 8 на выходе 9 турбинного тракта 10. Трактовые стенки 11 смесителя 8 образуют чередующиеся в окружном направлении наружные каналы 12 и внутренние каналы 13. Кроме того, двигатель включает общее реактивное сопло 14 для потока воздуха 15 вентилятора 1 и газа 16 из турбинного тракта 10, при этом двигатель размещен в мотогондоле 17 и соединен с воздухозаборником 18 самолета. Расстояние 19 (L) между периферийными задними кромками 20 лопаток 21 вентилятора и периферийными передними кромками 22 лопаток 23 спрямляющего аппарата 3 вентилятора в направлении вдоль оси вращения 24 вентилятора 1 и проекция 25 (L1) периферийной хорды сечений между передней кромкой 26 и задней кромкой 20 лопаток 21 вентилятора связаны соотношением: L=(0,707...0,866)L1·3,16. Число лопаток 21 (Z) вентилятора 1 и число лопаток 23 (Z1) спрямляющего аппарата 3 вентилятора связаны соотношением: Z1=(0,707...0,866)Z·3,16. Длина 27 (L2) воздухозаборника 18 самолета и выходной диаметр 28 (Д) воздухозаборника 18 связаны соотношением: L2=(0,188...0,288)Д·3,16. Площадь 29 на входе в двигатель (fвх.) и площадь сечения 30 в горле 31 воздухозаборника (Fг) связаны соотношением: fвх.= (0,346...0,386)Fг·3,16, где: 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта 32 (для потока воздуха 15) двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 дБ. Число лопаток 21 вентилятора 1 состоит из двух одинаковых нечетных цифр, по существу 33, число лопаток 23 спрямляющего аппарата 3 состоит из двух других одинаковых нечетных цифр, по существу 77, а число наружных 12 и внутренних 13 каналов смесителя 8 выполнено четным, по существу 12, причем число лопаток 21 вентилятора и число наружных 12 и внутренних 13 каналов смесителя 8 пропорциональны их общему делителю, по существу 3.A turbofan aircraft engine includes a fan 1 with retaining steps 2, a
Турбовентиляторный авиационный двигатель работает следующим образом. Определяющим параметром спектра шума для двигателя являются пики тонального шума вентилятора 1 и шум струи. Звуковое давление ~ 150...160 дБ, генерируемое дискретными гармониками тонального шума вентилятора 1 в условиях высокоскоростного (~ 200 м/сек) потока воздуха 15 вентилятора 1, воспринимается выше по потоку от плоскости рабочего колеса, т.е. от роторных лопаток 21 вентилятора 1, самолетным воздухозаборником 18 длиной 27 и с площадью горла 30, а ниже по потоку от плоскости роторных лопаток 21 вентилятора - передними кромками 22 лопаток 23 спрямляющего аппарата 3, каналом 30 вентиляторного тракта с импедансными границами от передних кромок 22 лопаток 23 спрямляющего аппарата 3 до среза трактовых стенок 11 смесителя 8, которые образуют чередующиеся в окружном направлении наружные каналы 12 и внутренние каналы 13. Полость внутри воздухозаборника 18 самолета образует переднюю демпфирующую камеру за счет того, что площадь Fг горла 30 меньше площади 28 на входе в двигатель. Полость на выходе турбинного тракта 10 до среза сопла 14, ограниченная трактовыми стенками сопла 14 и трактовыми стенками 11 смесителя 8, образует заднюю смесительно-демпфирующую камеру. Полость между задними кромками 20 лопаток 21 вентилятора 1 и передними кромками 22 лопаток 23 спрямляющего аппарата 3 образует резонансную акустическую камеру. Во время работы двигателя потоки воздуха 15, отбрасываемые лопатками 21 вентилятора, деформируются таким образом, что в относительном, переносном и абсолютном перемещении турбулентных потоков воздуха 15 в межлопаточных каналах и между лопатками 21 и 23 происходит отсечка основного тона частоты следования лопаток 21 вентилятора 1. При числе лопаток 21 вентилятора 1, равном 33, числе лопаток 23 спрямляющего аппарата 3, равном 77, а также при числе наружных 12 и внутренних каналов 13 смесителя 8, равном 12, происходит дополнительное резонансное затухание косых отраженных звуковых волн в резонансных внутреннем тракте 10 и наружном вентиляторном тракте 32, которое усиливается взаимодействием полости внутри воздухозаборника 18, т.е. на входе в двигатель, а также полостями 10, 32 на выходе из смесительной камеры 8.Turbofan aircraft engine operates as follows. The determining parameters of the noise spectrum for the engine are the peaks of the tonal noise of fan 1 and the noise of the jet. Sound pressure ~ 150 ... 160 dB generated by discrete harmonics of tonal noise of fan 1 under conditions of high-speed (~ 200 m / s)
Таким образом, при использовании заявляемого изобретения в турбовентиляторном авиационном двигателе уменьшается тональный шум вентилятора в самом двигателе и происходит резонансное затухание косых отраженных волн, а также происходит почти полное поглощение звука при минимизации потерь давления и без потерь тяги двигателя, т.е. обеспечивается коэффициент поглощения звука (по энергии), близкий к единице. Заявляемое изобретение повышает эффективность звукопоглощения в турбовентиляторном авиационном двигателе и обеспечивает запасы по шуму согласно Главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года.Thus, when using the claimed invention in a turbofan aircraft engine, the tonal noise of the fan in the engine is reduced and the oblique reflected waves are resonantly attenuated, and sound is almost completely absorbed while minimizing pressure loss and without loss of engine thrust, i.e. provides a sound absorption coefficient (energy) close to unity. The claimed invention improves the sound absorption in a turbofan aircraft engine and provides noise reserves in accordance with Chapter 4 of the ICAO standards introduced since 2006.
Источники информацииSources of information
1. Патент US №5894721, F 02 C 7/045, 23.12.96 г.1. US patent No. 5894721, F 02 C 7/045, 12/23/96.
2. Патент US №3747343, F 02 K 3/04, 10.02.72 г.2. US patent No. 3747343, F 02
3. Патент US №3873229, F 01 D 5/10, F 04 D 21/00, 26.12.73 г.3. US patent No. 3873229, F 01 D 5/10, F 04
4. Патент US №3471080, F 04 D 21/00, 13.06.68 г.4. US patent No. 3471080, F 04
5. В.А.Пивоваров. Авиационный двигатель ПС-90А. М.: Министерство гражданской авиации, Московский институт инженеров гражданской авиации, 1989, стр.8, рис.1.1 - прототип.5. V.A. Pivovarov. Aircraft engine PS-90A. M .: Ministry of Civil Aviation, Moscow Institute of Civil Aviation Engineers, 1989, p. 8, Fig. 1.1 - prototype.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003101926/06A RU2261999C2 (en) | 2003-01-23 | 2003-01-23 | Aircraft turbofan engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003101926/06A RU2261999C2 (en) | 2003-01-23 | 2003-01-23 | Aircraft turbofan engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003101926A RU2003101926A (en) | 2004-09-20 |
| RU2261999C2 true RU2261999C2 (en) | 2005-10-10 |
Family
ID=35851411
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003101926/06A RU2261999C2 (en) | 2003-01-23 | 2003-01-23 | Aircraft turbofan engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2261999C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2580980C2 (en) * | 2014-07-24 | 2016-04-10 | Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Method for arrangement of blades in aircraft engine fan impeller |
| RU2589574C2 (en) * | 2011-01-11 | 2016-07-10 | Снекма | Bypass turbojet engine |
| RU2622345C2 (en) * | 2015-05-06 | 2017-06-14 | Цзывань Ли | Method of increasing thrust of dual-flow turbojet engine |
| RU2675031C1 (en) * | 2017-10-05 | 2018-12-14 | Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Fan of turbofan aircraft engine |
-
2003
- 2003-01-23 RU RU2003101926/06A patent/RU2261999C2/en active
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2589574C2 (en) * | 2011-01-11 | 2016-07-10 | Снекма | Bypass turbojet engine |
| RU2580980C2 (en) * | 2014-07-24 | 2016-04-10 | Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Method for arrangement of blades in aircraft engine fan impeller |
| RU2622345C2 (en) * | 2015-05-06 | 2017-06-14 | Цзывань Ли | Method of increasing thrust of dual-flow turbojet engine |
| RU2675031C1 (en) * | 2017-10-05 | 2018-12-14 | Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Fan of turbofan aircraft engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7631483B2 (en) | Method and system for reduction of jet engine noise | |
| JP3491052B2 (en) | Alternating lobe-shaped mixer / ejector concept suppressor | |
| JP3947518B2 (en) | Exhaust flow guide for jet noise reduction | |
| RU2614300C2 (en) | Low-noise turbine for geared turbofan engine | |
| US6439840B1 (en) | Bypass duct fan noise reduction assembly | |
| EP1337748B1 (en) | Fan-stator interaction tone reduction | |
| JPH0830479B2 (en) | Fan assembly for gas turbine engine | |
| US20050060983A1 (en) | Turbomachine with low noise emissions for aircraft | |
| RU2656171C2 (en) | Low-noise compressor rotor for reducer turbo-fan engine | |
| JP2007321617A (en) | Axial flow fluid device | |
| JP2006504022A (en) | Aerodynamic method for reducing noise levels in gas turbines. | |
| RU2454556C2 (en) | Aircraft nacelle (versions) with improved noise reduction and aircraft with said nacelle | |
| GB2361035A (en) | Gas turbine engine vane with noise attenuation features | |
| RU2261999C2 (en) | Aircraft turbofan engine | |
| CN113811681B (en) | Thrust reverser cascade including acoustic treatment | |
| RU2353818C1 (en) | Vaned diffuser of centrifugal compressor | |
| GB2532398A (en) | Afterbody for a mixed-flow turbojet engine comprising a lobed mixer and chevrons with a non-axisymmetric inner surface | |
| JPH10306731A (en) | Stator assembly for gas turbine engine passage and passage forming method | |
| RU2243399C2 (en) | Aircraft turbofan engine | |
| Kester et al. | Designing the JT9D engine to meet low noise requirements for future transports | |
| Moreau et al. | The new NWB ventilator: a practical case of design-to-noise | |
| RU2291324C1 (en) | Silencer (versions) | |
| RU100141U1 (en) | DEVICE FOR REDUCING THE NOISE OF A TURBOREACTIVE ENGINE | |
| RU2003101926A (en) | TURBO-FAN AIRCRAFT ENGINE | |
| RU2282042C1 (en) | Muffler |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |