RU2413657C2 - Воздухозаборник двухконтурного турбореактивного двигателя - Google Patents
Воздухозаборник двухконтурного турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2413657C2 RU2413657C2 RU2007103248/06A RU2007103248A RU2413657C2 RU 2413657 C2 RU2413657 C2 RU 2413657C2 RU 2007103248/06 A RU2007103248/06 A RU 2007103248/06A RU 2007103248 A RU2007103248 A RU 2007103248A RU 2413657 C2 RU2413657 C2 RU 2413657C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air intake
- engine
- leading edge
- turbojet engine
- front edge
- Prior art date
Links
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000001902 propagating effect Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 230000002238 attenuated effect Effects 0.000 description 1
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
- B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
Abstract
Воздухозаборник для капота турбореактивного двигателя с всасывающим патрубком спереди содержит верхнюю часть, нижнюю часть, внутреннюю (ближнюю к фюзеляжу самолета) боковую сторону (115int) и внешнюю боковую сторону (115ext), определяющие переднюю кромку (115) между внешней стенкой (111) капота и внутренней стенкой (113), образующей канал питания турбореактивного двигателя воздухом. Передняя кромка внешней боковой стенки (115ext) находится сзади по отношению к передней кромке внутренней боковой стороны (115int). Двухконтурный турбореактивный двигатель может оснащаться таким воздухозаборником. Изобретение позволяет уменьшить шум, воспринимаемый в кабине летательного аппарата, путем переноса конуса шума к внешней стороне. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение касается области летательных аппаратов, приводимых в движение, по меньшей мере, одним турбореактивным двигателем, установленным вблизи от фюзеляжа, в частности - под крылом, и предназначено для уменьшения шума от двигателя.
Звук, создаваемый гражданскими турбокомпрессорными двигателями, имеет два главных источника: звук от струи при выходе из сопла и шум от всасывающего патрубка в передней части. Настоящее изобретение касается шума, распространяющегося от двигателя к передней части аппарата.
Этот шум генерируется при наложении узкополосного и широкополосного спектров. Узкополосный спектр составлен из различных частот перехода лопаток (FPA) и различных частот вращения (FMR), а широкополосный спектр определяется турбулентным течением в двигателе.
Шум типа FPA, так же как и широкополосный шум при взлете и посадке, распространяются, главным образом, в зонах, окружающих аэропорты.
Шум типа FMR связан с ударной волной, генерируемой на околозвуковом режиме, на уровне передней кромки лопатки всасывающего патрубка и присутствует на всей фазе взлета, вплоть до режима полета. Шум этого типа одновременно воспринимается как на земле, так и в кабине летательного аппарата. Для обычного воздухозаборника FMR расходится на низкой частоте вперед по отношению к двигателю с направленностью максимума в пределах от 60 до 80° по отношению к оси двигателя. Таким образом, шум мало ослабляется стенкой фюзеляжа и передается к частям перед кабиной.
Турбореактивный двигатель помещен в капот, имеющий канал воздухозаборника, ориентированный по его оси, с передней, практически кольцевой кромкой, с аэродинамическим профилем, чтобы обеспечить подачу поступившего воздуха к двигателю. Чтобы ограничить шум двигателя по направлению к поверхности земли, предлагается использовать капоты, имеющие профиль входа скошенной формы. Плоскость входа в двигатель отклонена кзади удлинением нижней части канала воздухозаборника. Нижняя кромка находится впереди по отношению к плоскости обычного входа. Эта форма позволяет большей части шума, распространяющегося вперед, отразиться кверху. Для этого форма профиля входа может также иметь вид ковша. В любом случае форма определена таким образом, чтобы не было отрицательного влияния на параметры двигателя во время различных фаз полета. Таким способом изменяют границы конуса шума. В вертикальной плоскости часть угла при вершине снизу меньше, чем часть угла при вершине сверху в той же самой плоскости. Т.е. зона, скрытая каналом воздухозаборника, имеет большую длину в нижней части. Воздухозаборники, устроенные так, чтобы ослабить шум на уровне поверхности земли в течение фаз посадки или взлета, описаны, например, в патентах EP 823547, EP 1308387, EP 1071608 или US 3946830.
Этот способ ослабления шума не позволяет получить достаточный эффект для шума, воспринимаемого в кабине.
Технической задачей настоящего изобретения является создание простого способа ослабления шума, воспринимаемого в кабине летательного аппарата, расположенной спереди двигателя.
Таким образом, изобретение касается воздухозаборника для кожуха турбореактивного двигателя с всасывающим патрубком спереди, содержащего верхнюю, нижнюю, внутреннюю боковую и внешнюю боковую части, которые в совокупности определяют переднюю кромку смыкания внешней стенки кожуха и внутренней стенки, образующей канал питания турбореактивного двигателя воздухом, причем воздухозаборник характеризуется тем, что передняя кромка внешней боковой стороны находится сзади по отношению к передней кромке внутренней боковой стороны.
Внутренняя сторона и внешняя сторона определяются по отношению к положению кожуха на летательном аппарате: внутренняя сторона - та, что расположена около фюзеляжа, а внешняя сторона - та, что от него удалена. Передняя часть и задняя часть определены по отношению к направлению перемещения двигателя.
Изобретение позволяет уменьшить шум, воспринимаемый в кабине летательного аппарата, путем переноса конуса шума к внешней стороне.
Преимущественно, передняя кромка верхней части находится сзади по отношению к передней кромке нижней части. Также равным образом обеспечивается ослабление шума, воспринимаемого на поверхности земли в фазах полета вблизи от аэропорта.
Согласно предпочтительному способу реализации передняя кромка, объединяющая различные стороны входа, образует плоскость, отклоненную по отношению к оси двигателя.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием предпочтительного варианта воплощения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
фиг.1 изображает вид сбоку передней части кожуха известного турбореактивного двигателя;
фиг.2 - вид сбоку внешней стороны передней части кожуха турбореактивного двигателя согласно изобретению;
фиг.3 - вид сверху кожуха на фиг.2, закрепленного под крылом самолета, согласно изобретению;
фиг.4 - вид сбоку с внешней стороны передней части кожуха турбореактивного двигателя, передняя кромка которого не является плоской, согласно изобретению.
Капот 1 (фиг.1) образует оболочку двухконтурного турбореактивного двигателя (не показаны) с всасывающими патрубками спереди. На фиг.1 передняя часть находится с правой стороны. В гражданских самолетах двигатель установлен чаще всего под крылом при помощи пилона (не показан). Капот имеет аэродинамический профиль, чтобы сопротивление внешних и внутренних поверхностей было настолько мало, насколько это возможно, а также чтобы обеспечить обтекание воздухозаборника без турбулентности в различных фазах полета, особенно при взлете. Различают внешнюю поверхность 11 капота, внутреннюю поверхность 13 (показана штриховой линией) и кромку 15, формирующую поверхность соединения между обеими первыми. Эта кромка является передней кромкой. Канал подвода воздуха, ограниченный внутренней поверхностью 13, образует сужение позади передней кромки. Верхняя часть 15S передней кромки 15 и нижняя часть 15I по отношению к горизонтальной плоскости, проходящей по оси XX двигателя, также горизонтальна.
Капот 1 (фиг.1) имеет переднюю кромку, отклоненную кзади. Верхняя часть 15S короче по отношению к нижней части 15I. Преимущественно, передняя кромка расположена в одной плоскости, но она может иметь также неортоскопический профиль. Таким образом, нижняя часть имеет поверхность большей площади для отражения звуковых волн кверху, когда самолет в полете.
Величина угла А1 между плоскостью, образованной кромкой 15 и вертикальной плоскостью, ограничена риском отрыва струек воздуха, проникающих в канал воздухозаборника, именно на верхнюю часть. Считается, что угол А1 не должен превосходить по величине 15°.
На фиг.2 показан капот 110 согласно изобретению с внешней стороны по отношению к самолету (не показан), на котором он установлен. На фиг.3 показан капот 110 на виде сверху, установленный под крылом А1 (показано левое крыло самолета) на пилоне P.
Капот 110 имеет те же характеристики, что и капот 1, за исключением канала воздухозаборника. Капот 110 имеет внешние поверхности 111 и внутренние поверхности 113, кромку 115, являющуюся передней кромкой капота 110. В описываемом варианте осуществления передняя кромка нижней части 115I кромки 115 вдвинута вперед по отношению к передней кромке верхней части 115S.
Кожух имеет внешнюю боковую переднюю кромку 115Ext и внутреннюю боковую переднюю кромку 115int, которые расположены с одной и другой стороны от вертикальной плоскости, проходящей через ось двигателя. Определяют внешние и внутренние кромки по отношению к капоту летательного аппарата. Например, для кожуха, смонтированного на правой стороне летательного аппарата, внешняя передняя кромка - это правая передняя кромка кожуха, а внутренняя боковая передняя кромка - это левая передняя кромка капота.
Согласно изобретению внешняя передняя кромка 115ext находится сзади по отношению к внутренней передней кромке 115int. Это расположение позволяет получить еще большую поверхность отражения на внутренней стороне 113 внутренней боковой стороны канала воздухозаборника. Передняя кромка 115 находится в одной плоскости. Эта плоскость наклонена, таким образом, одновременно под углом А1 по отношению к правой вертикали Oz, проходящий через ось двигателя (фиг.2), и под углом A2 по отношению к правой горизонтали Oy, перпендикулярной оси двигателя (фиг.3). Углы могут быть равны в обоих случаях или различны. Изобретение включает в себя также случай, когда угол А1 равен 0°. Угол А1 преимущественно находится в пределах от 0 до 15°, а угол A2 преимущественно находится в пределах от 0 до 15°, угол 0° не приемлем.
На фиг.1-3 показан вариант выполнения, когда передняя кромка находится в одной плоскости. Изобретение включает в себя также случай, когда передняя кромка имеет форму ковша, или его части находятся, по меньшей мере, в двух различных плоскостях, или профиль передней кромки может быть более сложен. На фиг.4 представлен такой пример реализации.
Внутренние поверхности 113 или 113' канала входа преимущественно покрываются материалом, предназначенным поглощать звуковые волны. Профиль рукава входа на уровне передней кромки также выполнен с учетом аэродинамики, чтобы избежать отрыва струек воздуха, входящих во впускной канал.
Claims (7)
1. Воздухозаборник для капота турбореактивного двигателя с всасывающим патрубком спереди, содержащий верхнюю часть (115S), нижнюю часть (115I), внутреннюю боковую сторону (115int) и внешнюю боковую сторону (115ext), определяющие переднюю кромку (115) между внешней стенкой (111) капота и внутренней стенкой (113), образующей канал питания турбореактивного двигателя воздухом, отличающийся тем, что передняя кромка внешней боковой стенки (115ext) находится сзади по отношению к передней кромке внутренней боковой стороны (115int).
2. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что передняя кромка верхней части (115S) находится сзади по отношению к передней кромке нижней части (115I).
3. Воздухозаборник по п.2, отличающийся тем, что передняя кромка (115) образует плоскость, отклоненную по отношению к оси двигателя.
4. Воздухозаборник по п.3, отличающийся тем, что указанная плоскость отклонена под углом А1 по отношению к вертикали, находящимся в пределах от 0 до 15°.
5. Воздухозаборник по любому из пп.3 или 4, отличающийся тем, что указанная плоскость отклонена под углом А2 по отношению к горизонтали, перпендикулярной оси XX двигателя, находящимся в пределах от 0 до 15°, причем угол 0° не приемлем.
6. Воздухозаборник по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что передняя кромка образует поверхность в форме ковша или имеет сложную форму.
7. Двухконтурный турбореактивный двигатель, воздухозаборник капота которого выполнен по любому из пп.1-6.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0650297A FR2896771B1 (fr) | 2006-01-27 | 2006-01-27 | Entree d'air de turboreacteur a double flux |
FR0650297 | 2006-01-27 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007103248A RU2007103248A (ru) | 2008-08-10 |
RU2413657C2 true RU2413657C2 (ru) | 2011-03-10 |
Family
ID=36940372
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007103248/06A RU2413657C2 (ru) | 2006-01-27 | 2007-01-26 | Воздухозаборник двухконтурного турбореактивного двигателя |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7735776B2 (ru) |
EP (1) | EP1813529B1 (ru) |
CA (1) | CA2576700C (ru) |
DE (1) | DE602007000691D1 (ru) |
FR (1) | FR2896771B1 (ru) |
RU (1) | RU2413657C2 (ru) |
Families Citing this family (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2938504B1 (fr) * | 2008-11-14 | 2010-12-10 | Snecma | Entree d'air d'un moteur d'avion a helices propulsives non carenees |
US8261530B2 (en) * | 2009-05-01 | 2012-09-11 | United Technologies Corporation | Cambered aero-engine inlet |
US8974177B2 (en) | 2010-09-28 | 2015-03-10 | United Technologies Corporation | Nacelle with porous surfaces |
GB201418322D0 (en) * | 2014-10-16 | 2014-12-03 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nacelle |
US10167088B2 (en) | 2015-10-19 | 2019-01-01 | General Electric Company | Crosswind performance aircraft engine spinner |
GB201917415D0 (en) * | 2019-11-29 | 2020-01-15 | Rolls Royce Plc | Nacelle for a gas turbine engine |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3946830A (en) | 1974-09-06 | 1976-03-30 | General Electric Company | Inlet noise deflector |
US5058617A (en) * | 1990-07-23 | 1991-10-22 | General Electric Company | Nacelle inlet for an aircraft gas turbine engine |
US5702231A (en) * | 1996-08-09 | 1997-12-30 | The Boeing Company | Apparatus and method for reducing noise emissions from a gas turbine engine inlet |
US5915403A (en) | 1998-04-14 | 1999-06-29 | The Boeing Company | Biplanar scarfed nacelle inlet |
GB2372019A (en) * | 2001-02-10 | 2002-08-14 | Rolls Royce Plc | Turbofan engine negatively scarfed nacelle for uniform flow to the fan |
FR2831922B1 (fr) | 2001-11-02 | 2004-04-30 | Airbus France | Entree d'air pour nacelle de moteur a reaction d'avion commercial |
US6764043B2 (en) * | 2002-12-11 | 2004-07-20 | The Boeing Company | Rotatable scarf inlet for an aircraft engine and method of using the same |
-
2006
- 2006-01-27 FR FR0650297A patent/FR2896771B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-01-25 EP EP07101190A patent/EP1813529B1/fr active Active
- 2007-01-25 CA CA2576700A patent/CA2576700C/fr active Active
- 2007-01-25 DE DE602007000691T patent/DE602007000691D1/de active Active
- 2007-01-26 RU RU2007103248/06A patent/RU2413657C2/ru active
- 2007-01-26 US US11/627,638 patent/US7735776B2/en active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2896771A1 (fr) | 2007-08-03 |
US20070176052A1 (en) | 2007-08-02 |
DE602007000691D1 (de) | 2009-04-30 |
EP1813529B1 (fr) | 2009-03-18 |
FR2896771B1 (fr) | 2008-04-25 |
RU2007103248A (ru) | 2008-08-10 |
CA2576700C (fr) | 2014-07-08 |
EP1813529A1 (fr) | 2007-08-01 |
CA2576700A1 (fr) | 2007-07-27 |
US7735776B2 (en) | 2010-06-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2413657C2 (ru) | Воздухозаборник двухконтурного турбореактивного двигателя | |
US8152095B2 (en) | Aircraft having a reduced acoustic signature | |
US8684302B2 (en) | Airplane having engines partially encased in the fuselage | |
US6969028B2 (en) | Scarf nozzle for a jet engine and method of using the same | |
EP0823547B1 (en) | Apparatus and method for reducing noise emissions from a gas turbine engine inlet | |
RU2467927C2 (ru) | Передняя кромка летательного аппарата | |
EP1071608B1 (en) | Biplanar scarfed nacelle inlet | |
US10967980B2 (en) | Turbine engine propelled airplane having an acoustic baffle | |
JP5058252B2 (ja) | 入り込み翼後縁付き吐き出し管路を含む航空機推進集合体 | |
RU2430256C2 (ru) | Реактивная система двухконтурного турбореактивного двигателя | |
US7784285B2 (en) | Apparatus and method for reduction of jet noise from single jets | |
US7836700B2 (en) | Apparatus and method for reduction of jet noise from turbofan engines having separate bypass and core flaws | |
Crichton et al. | Design and operation for ultra low noise take-off | |
US10894594B2 (en) | Aircraft including a wing with improved acoustic treatment | |
RU2548200C2 (ru) | Сверхзвуковой самолет | |
RU2388651C2 (ru) | Летательный аппарат с низким уровнем шума, в частности, при взлете и посадке | |
US6883751B2 (en) | Apparatus and method for preventing foreign object damage to an aircraft | |
RU2517629C1 (ru) | Летательный аппарат | |
US11772779B2 (en) | Propulsion unit with improved boundary layer ingestion | |
GB2259114A (en) | Aircraft engine nacelle profile | |
RU136012U1 (ru) | Сверхзвуковой самолет | |
JP2022129373A (ja) | 超音速航空機、並びにソニックブーム及びジェット騒音の低減方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |