RU2422660C2

RU2422660C2 - Смеситель потоков переменного сечения для двухконтурного турбореактивного двигателя сверхзвукового самолета и турбореактивный двигатель

Info

Publication number: RU2422660C2
Application number: RU2007101335/06A
Authority: RU
Inventors: Лоран ДЮССИЛЛОЛ (FR); Лоран ДЮССИЛЛОЛ; Александр ВЮИЛЛЬМЕН (FR); Александр ВЮИЛЛЬМЕН
Original assignee: Снекма
Priority date: 2006-01-13
Filing date: 2007-01-12
Publication date: 2011-06-27
Also published as: JP2007187161A; JP4855275B2; US7810335B2; EP1808593A1; CA2573521C; US20070163230A1; RU2007101335A; FR2896274A1; EP1808593B1; FR2896274B1; CA2573521A1

Abstract

Смеситель потоков переменного сечения для двухконтурного турбореактивного двигателя сверхзвукового самолета содержит сопло с центром на продольной оси турбореактивного двигателя, концентрично установленное вокруг газогенератора. Сопло содержит множество отверстий для впуска внешнего воздуха, выполненных по всей его окружности и выходящих в зону схождения холодного потока, поступающего из канала холодного потока, окружающего газогенератор, с горячим потоком, выходящим из газогенератора. В отверстиях установлены подвижные лотки, перемещающиеся между двумя положениями: первым положением, в котором они перекрывают отверстия сопла, и вторым положением, в котором они открывают отверстия, и в этом положении расположены радиально в сопле, обеспечивая впуск внешнего воздуха в зону схождения. Лотки имеют азимутальную составляющую одинакового направления, чтобы придать внешнему воздуху вращательное движение в зоне схождения, когда лотки находятся во втором положении. Изобретения позволяют снизить шум реактивной струи турбореактивного двигателя без увеличения его габаритов. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники

Изобретение относится к области смесителей потоков переменного сечения для двухконтурного турбореактивного двигателя с низкой степенью двухконтурности для сверхзвукового самолета.

Уровень техники

Двухконтурные турбореактивные двигатели с низкой степенью двухконтурности, установленные на сверхзвуковых самолетах, предназначенных для гражданских авиаперевозок, должны удовлетворять двум требованиям: с одной стороны, они должны иметь минимальное лобовое сопротивление во время фаз крейсерского полета на околозвуковой и сверхзвуковой скорости, и, с другой стороны, они должны иметь допустимый уровень шума во время взлета самолета, поскольку органы сертификации предъявляют все более высокие требования по акустическим характеристикам к турбореактивным двигателям гражданских самолетов.

Однако эти два требования противоречат друг другу. Действительно, первое требование заставляет создавать конструкцию турбореактивного двигателя с небольшим диаметром, тогда как второе требование предусматривает повышение тяги за счет увеличения расхода газов, что требует большого диаметра турбин и, следовательно, турбореактивного двигателя.

Известное решение, направленное на соблюдение этих требований, состоит в использовании смесителя потоков переменного сечения (см., например, US 5884843). Такой смеситель позволяет подавать в турбореактивный двигатель во время фазы взлета самолета воздушный поток, являющийся внешним по отношению к турбореактивному двигателю, для смешивания с газовым потоком, выходящим из газового генератора. Действительно, смешивание внешнего воздуха с газовым потоком, выходящим из газогенератора, позволяет увеличить расход газов в турбореактивном двигателе. Поэтому при постоянных значениях тяги скорость выпускных газов может быть уменьшена по сравнению с двухконтурным турбореактивным двигателем, не оборудованным смесителем. Поскольку звук реактивной струи усиливается пропорционально скорости выпускных газов, снижение этой скорости позволяет значительно снизить шум во время взлета.

На практике внешний воздух поступает в турбореактивный двигатель на выходе газогенератора через отверстия, распределенные по всей окружности сопла. Поступающий таким образом воздух смешивается с газовым потоком, выходящим из газогенератора, при помощи направляющих элементов, расположенных радиально в выпускной реактивной трубе. Эти направляющие элементы выполнены подвижными и перемещаются между положением, в котором они открывают отверстия и обеспечивают смешивание во время фаз взлета самолета, и другим положением, в котором они перекрывают отверстия на других фазах полета.

Являясь достаточно удовлетворительным, это решение все же имеет недостаток, так как требует существенного удлинения турбореактивного двигателя для улучшения смешивания между внешним воздушным потоком и газовым потоком, выходящим из газогенератора. Однако удлинение турбореактивного двигателя увеличивает его массу. Кроме того, как правило, приходится выполнять звукоизоляционное покрытие на внутренней стенке выпускного сопла турбореактивного двигателя для поглощения наиболее вредных звуковых частот.

Сущность изобретения

Технической задачей настоящего изобретения является устранение этих недостатков путем создания смесителя потоков переменного сечения для двухконтурного турбореактивного двигателя, который позволит снизить уровень шума реактивной струи турбореактивного двигателя на взлете и сохранить при этом его небольшие габариты.

Поставленная задача, согласно изобретению, решена путем создания смесителя потоков переменного сечения для двухконтурного турбореактивного двигателя сверхзвукового самолета, содержащего по существу цилиндрическое сопло с центром на продольной оси турбореактивного двигателя, предназначенное для концентричной установки вокруг газогенератора турбореактивного двигателя, при этом сопло содержит множество отверстий впуска внешнего воздуха, которые выполнены по всей его окружности и выходят в зону схождения холодного и горячего потоков, выходящих из газогенератора, и в которых установлены подвижные лотки, перемещающиеся между двумя положениями: первым положением, в котором они перекрывают отверстия сопла, и вторым положением, в котором они открывают отверстия и располагаются радиально внутри сопла, обеспечивая впуск воздуха, внешнего по отношению к турбореактивному двигателю, в упомянутую зону схождения, причем, согласно изобретению, лотки имеют азимутальную составляющую одинакового направления для обеспечения вращения внешнего воздуха в зоне схождения, когда лотки находятся во втором положении.

Использование лотков с азимутальной составляющей существенно улучшает смешивание воздуха, внешнего по отношению к турбореактивному двигателю, и газового потока, выходящего из газогенератора, т.е. обеспечивается смешивание холодного и горячего потоков. Действительно, вращение воздуха, создаваемое такой особой формой лотков, увеличивает явления сдвига в зоне схождения холодного и горячего потоков, выходящих из газогенератора. Таким образом, при одинаковых акустических характеристиках можно сократить длину турбореактивного двигателя по сравнению с турбореактивным двигателем с классическим смесителем. Аналогично, при одинаковой длине турбореактивного двигателя можно снизить уровень шума реактивной струи на взлете по сравнению с турбореактивным двигателем с классическим смесителем.

Лотки могут иметь поперечное сечение по существу U-образной формы.

Предпочтительно каждый лоток шарнирно соединен с соплом на входном конце при помощи поворотного шкворня и перемещается между двумя положениями при помощи, по меньшей мере, одного силового цилиндра.

Кроме того, сопло может дополнительно содержать множество поворотных воздухозаборников, установленных в отверстиях, каждый из которых соединен с лотком.

Объектом настоящего изобретения является также турбореактивный двигатель для сверхзвукового самолета, содержащий описанный выше смеситель потоков переменного сечения.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг. 1 и 2 изображают продольный разрез турбореактивного двигателя, оборудованного смесителем потоков переменного сечения, в двух рабочих положениях, согласно изобретению;

фиг. 3 и 4 - общий вид лотка смесителя, показанного на фиг. 1 и 2, согласно изобретению;

фиг. 5 - развертка лотков смесителя, вид сбоку, согласно изобретению;

фиг. 6 и 7 - вид спереди смесителя, согласно изобретению.

Подробное описание предпочтительного варианта выполнения изобретения

На фиг. 1 и 2 показан продольный разрез двухконтурного турбореактивного двигателя с низкой степенью двухконтурности сверхзвукового самолета.

Турбореактивный двигатель 2 содержит газогенератор 4 с продольной осью Х-Х (фиг. 1 и 2).

Газогенератор содержит воздухозаборник 6, компрессор 8 низкого давления, частично питающий канал 10 холодного воздушного потока и частично питающий компрессор 12 высокого давления.

На выходе компрессора 12 высокого давления сжатый воздух смешивается с топливом в камере 14 сгорания, где происходит воспламенение. Газы, образующиеся в результате горения, вращают турбину 16 и затем удаляются через канал 18 горячего потока.

Кольцо 20 отделяет канал 10 холодного потока от канала 18 горячего потока. На выходе этого кольца холодный и горячий потоки смешиваются в так называемой зоне 22 схождения.

Турбореактивный двигатель содержит также по существу цилиндрическое сопло 24 с центром на продольной оси Х-Х турбореактивного двигателя. Сопло 24 расположено концентрично вокруг газогенератора и на его выходе ограничивает выпускную реактивную трубу 26.

Сопло 24 содержит множество отверстий 30 впуска внешнего воздуха, распределенных по всей его окружности. Отверстия 30 открыты наружу турбореактивного двигателя и выходят в выпускную трубу 26 по существу на уровне зоны 22 схождения холодного и горячего потоков, выходящих из газогенератора.

В каждом из отверстий 30 установлен подвижный лоток 32, выполненный с возможностью перемещения между двумя положениями: первым закрытым положением (фиг. 1, 3 и 6), в котором лоток перекрывает соответствующее отверстие, и вторым открытым положением (фиг. 2, 4 и 7), в котором лоток открывает соответствующее отверстие.

Закрытое положение соответствует всем фазам полета сверхзвукового самолета с турбореактивным двигателем, за исключением фаз взлета (речь идет, например, о фазах крейсерского полета на сверхзвуковой скорости). В этом положении лотки 32 убираются, закрывая отверстия 30, чтобы воздух, внешний по отношению к турбореактивному двигателю, не поступал в выпускную трубу 26.

Открытое положение соответствует фазам взлета сверхзвукового самолета с турбореактивным двигателем. В этом положении лотки 32 разворачиваются, располагаясь радиально в выпускной трубе 26. При этом они выполняют роль направляющих для воздуха, внешнего по отношению к турбореактивному двигателю, который поступает в выпускную трубу 26 через отверстия 30 и смешивается с холодным и горячим потоками, выходящими из газогенератора. Благодаря добавлению внешнего воздуха повышается расход газов в турбореактивном двигателе во время взлета самолета.

В каждом из отверстий 30 (фиг. 1 и 2) впуска внешнего воздуха установлен также воздухозаборник 31, выполненный с возможностью поворота вокруг поворотного шкворня 33. Кроме того, каждый воздухозаборник 31 соединен при помощи тяги 35 с соответствующим лотком 32 отверстия впуска внешнего воздуха.

Таким образом, когда лотки 32 разворачиваются в открытое положение (фиг. 2), воздухозаборники 31 поворачиваются вместе с лотками, обеспечивая впуск внешнего воздуха внутрь выпускной трубы 26. Во время закрывания лотков (фиг. 1) воздухозаборники поворачиваются в противоположном направлении вместе с лотками и закрывают отверстия 30, препятствуя впуску внешнего воздуха в выпускную трубу.

Лотки 32 (фиг. 3 и 4) шарнирно соединены своими передними концами с соплом 24 при помощи поворотного шкворня 34 и перемещаются между двумя положениями при помощи, по меньшей мере, одного силового цилиндра 36 (например, гидравлического, пневматического или электрического). Синхронизацию приводных силовых цилиндров 36 всех лотков 32 сопла 24 можно осуществлять при помощи синхронизационного троса 38.

Согласно изобретению, лотки 32 имеют азимутальную составляющую одинакового направления. Под азимутальной составляющей подразумевается, что каждый лоток изогнут таким образом, чтобы его задний конец отходил от радиальной плоскости поворота лотка. Эта азимутальная составляющая, определенная относительно цилиндрической формы сопла 24, показана на фиг. 5, где представлен развернутый вид лотков 32.

Проекция лотков на сопло 24 (фиг. 5) не является исключительно параллельной продольной оси Х-Х, они имеют также наклон под углом θ относительно этой оси (угол θ не равен нулю). Например, угол θ может достигать 20°.

Угол θ может быть переменным: например, он может быть бульшим на заднем конце, чем на переднем конце лотков, в проекции лотки могут быть по существу изогнутыми.

Отверстия 30 сопла 24, в которых установлены лотки 32, имеют форму, соответствующую проекции лотков, то есть их проекция на сопло также имеет наклон по отношению к продольной оси Х-Х турбореактивного двигателя.

Кроме того, азимутальная составляющая имеет одинаковое направление для всех лотков 32. Таким образом, все лотки 32 «закручиваются» в одинаковом направлении, чтобы придать вращательное движение внешнему воздуху, поступающему в зону 22 схождения, когда лотки находятся во втором положении.

Явление вращательного движения за счет особой формы лотков показано, в частности, на фиг. 7, где представлен вид смесителя спереди. Внешний воздух, поступающий в сопло 24, закручивается в направлении против часовой стрелки (разумеется, направление вращения воздуха может быть и другим).

Количество, форма и длина лотков, а также их азимутальная составляющая и степень их «проникновения» в сопло, когда они находятся в открытом положении, меняются в зависимости от варианта применения.

В предпочтительном варианте выполнения лотки 32 имеют поперечное сечение по существу U-образной формы, то есть выполнены в виде полуцилиндров.

В альтернативном варианте лотки могут иметь вид, например, полуконуса или эллипсоидного желоба.

Claims

1. Смеситель потоков переменного сечения для двухконтурного турбореактивного двигателя сверхзвукового самолета, содержащий по существу цилиндрическое сопло (24) с центром на продольной оси (Х-Х) турбореактивного двигателя, концентрично установленное вокруг газогенератора (4) турбореактивного двигателя, при этом сопло (24) содержит множество отверстий (30) для впуска внешнего воздуха, которые выполнены по всей его окружности и выходят в зону (22) схождения холодного потока, поступающего из канала (10) холодного потока, окружающего газогенератор, с горячим потоком, выходящим из газогенератора (4), причем в указанных отверстиях установлены подвижные лотки (32), перемещающиеся между двумя положениями: первым положением, в котором они перекрывают отверстия (30) сопла (24), и вторым положением, в котором они открывают отверстия (30), и в этом положении расположены радиально в сопле (24), обеспечивая впуск внешнего воздуха, в зону (22) схождения, отличающийся тем, что лотки (32) имеют азимутальную составляющую одинакового направления, чтобы придать внешнему воздуху вращательное движение в зоне схождения, когда лотки находятся во втором положении.

2. Смеситель по п.1, отличающийся тем, что лотки (32) имеют поперечное сечение по существу U-образной формы.

3. Смеситель по п.1, отличающийся тем, что каждый лоток (32) шарнирно соединен с соплом (24) на входном конце посредством поворотного шкворня (34) и установлен с возможностью перемещения между двумя положениями при помощи, по меньшей мере, одного силового цилиндра (36).

4. Смеситель по п.1, отличающийся тем, что сопло дополнительно содержит множество поворотных воздухозаборников (31), установленных в отверстиях (30), каждый из которых соединен с соответствующим лотком (32).

5. Турбореактивный двигатель для сверхзвукового самолета, содержащий смеситель потоков переменного сечения по любому из пп.1-4.