RU2580980C2 - Method for arrangement of blades in aircraft engine fan impeller - Google Patents
Method for arrangement of blades in aircraft engine fan impeller Download PDFInfo
- Publication number
- RU2580980C2 RU2580980C2 RU2014130620/06A RU2014130620A RU2580980C2 RU 2580980 C2 RU2580980 C2 RU 2580980C2 RU 2014130620/06 A RU2014130620/06 A RU 2014130620/06A RU 2014130620 A RU2014130620 A RU 2014130620A RU 2580980 C2 RU2580980 C2 RU 2580980C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- impeller
- aircraft
- group
- noise
- Prior art date
Links
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к снижению уровня шума, генерируемого авиационным турбовентиляторным двигателем.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, in particular to reducing the noise level generated by an aircraft turbofan engine.
В целом ряде исследований было показано, что шум, генерируемый ударными волнами, образующимися перед вентилятором двигателя на режимах взлета и набора высоты самолета (т.е. на режимах, когда периферийные сечения лопаток ротора обтекаются потоком воздуха со звуковыми и/или сверхзвуковыми скоростями), вносит существенный вклад в общий уровень шума двигателя и самолета на этих режимах. Поэтому для выполнения новых, все более жестких требований стандарта ИКАО необходимо дальнейшее снижение уровня шума двигателя. Предлагаемое изобретение относится к способам снижения уровня шума в источнике, т.е. там, где он генерируется, в отличие от звукопоглощающих конструкций, которые уменьшают уровни уже созданного шума.In a number of studies, it was shown that the noise generated by shock waves generated in front of the engine fan in takeoff and climb modes (i.e., in modes where the peripheral sections of the rotor blades are surrounded by an air stream with sound and / or supersonic speeds), makes a significant contribution to the overall noise level of the engine and aircraft in these modes. Therefore, to meet the new, increasingly stringent requirements of the ICAO standard, a further reduction in engine noise level is necessary. The present invention relates to methods for reducing the noise level in a source, i.e. where it is generated, unlike sound-absorbing structures that reduce the levels of noise already created.
Известен способ снижения шума турбовентиляторного авиационного двигателя (Патент РФ №2261999, публ. 20.09.2004, МПК F02K 3/04, F02C 7/045), который заключается в том, что предлагаются определенные соотношения между числом лопаток рабочего колеса (РК) и числом лопаток спрямляющего аппарата (СА), между длиной и выходным диаметром воздухозаборного канала, площадью на входе в двигатель и площадью горла воздухозаборника и т.д., что позволяет снизить уровни шума, генерируемые вентилятором без существенных потерь тяги двигателя. Недостаточная эффективность предложенного способа обусловлена в том числе тем, что он в основном воздействует на тональный шум вентилятора, генерируемый на частоте следования лопаток и ее гармониках. В тоже время известно, что на режимах взлета и набора высоты основной вклад в шум двигателя вносит шум ударных волн, возникающих перед вентилятором и генерируемых на частоте вращения ротора и ее гармониках.A known method of reducing the noise of a turbofan aircraft engine (RF Patent No. 2261999, publ. September 20, 2004, IPC
Известен способ ослабления акустических шумов (Патент РФ №2246632, пр. 20.09.2001, МПК F02C 7/045), возникающих в результате взаимодействия между лопатками РК и СА вентилятора, заключающийся в том, что создают противоположный по фазе контршум путем впрыска в канал струек воздуха через отверстия, число которых равно числу лопаток СА. Изобретение позволяет ослабить акустические шумы, возникающие в двигателе, однако оно тоже воздействует только на тональный шум вентилятора, генерируемый на частоте следования лопаток и ее гармониках.A known method of attenuation of acoustic noise (RF Patent No. 2246632, pr. September 20, 2001, IPC F02C 7/045) arising from the interaction between the blades of the Republic of Kazakhstan and the fan CA, which consists in creating counter-noise in phase opposite by injection into the stream channel air through openings, the number of which is equal to the number of CA blades. The invention allows to attenuate the acoustic noise arising in the engine, however, it also affects only the tonal noise of the fan generated at the repetition frequency of the blades and its harmonics.
Известен способ расстановки лопаток ротора турбомашины (Патент РФ №2355889, пр. 25.07.2007, МПК F01D 5/02), в котором с целью снижения величины дисбаланса ротора производятся следующие действия. Измеряют радиальный, тангенциальный и осевой статические моменты лопаток, предназначенные для данного ротора, определяют суммарный статический момент каждой лопатки, классифицируют их в пары и устанавливают на роторе таким образом, чтобы лопатки с наибольшими суммарными статическими моментами в соседних парах располагались в противоположных полуплоскостях диска ротора. При этом в патенте не рассматривается влияние такой расстановки лопаток в роторе на шум двигателя.A known method of arranging the blades of a rotor of a turbomachine (RF Patent No. 2355889, etc. July 25, 2007, IPC F01D 5/02), in which the following actions are performed to reduce the amount of rotor imbalance. The radial, tangential and axial static moments of the blades intended for a given rotor are measured, the total static moment of each blade is determined, they are classified in pairs and mounted on the rotor so that the blades with the greatest total static moments in adjacent pairs are located in opposite half-planes of the rotor disk. Moreover, the patent does not consider the effect of such an arrangement of the blades in the rotor on engine noise.
Известен ротор вентилятора авиационного двигателя (патент США US 4732532, 1988, МПК F02C 7/045; F04D 29/66,), периферийные сечения рабочих лопаток которого обтекаются со звуковыми или сверхзвуковыми скоростями потока. Наличие определенного порядка расстановки лопаток в роторе позволяет минимизировать интенсивность, по крайней мере, одной из гармоник шума ударных волн (ШУВ). Этот патент выбран в качестве прототипа способа. Лопатки установлены в роторе так, чтобы разность в угле установки их периферийных сечений была не больше, чем заранее определенная величина. Способ включает следующие операции (этапы): (а) измерение, по меньшей мере, одной выбранной размерной характеристики каждой лопасти в указанном роторе, (б) примерная установка лопастей вокруг ротора в выбранной последовательности, (в) оценка интенсивности ударной волны на каждой из указанных лопастей, расположенных в данной последовательности, (г) расчет, по крайней мере, одного коэффициента Фурье интенсивности указанной ударной волны для указанной последовательности, хотя бы один коэффициент Фурье выбирают таким, чтобы он соответствовал, по меньшей мере, одному, выбранному тону шума; (д) перестановка лопастей вокруг ротора в дальнейшей последовательности и повторение этапов (в) и (г) для каждой такой последовательности, чтобы определить, какая из указанных последовательностей дает приемлемое минимальное значение, по крайней мере, одного из указанных коэффициентов Фурье; и (е) расположение указанных лопастей в указанном роторе таким образом, чтобы они располагались в одной из указанных последовательностей, для которой получено указанное минимальное значение одного из коэффициентов Фурье.A known rotor is a fan of an aircraft engine (US patent US 4732532, 1988, IPC F02C 7/045; F04D 29/66,), the peripheral sections of the blades of which are streamlined with sonic or supersonic flow rates. The presence of a certain order of arrangement of the blades in the rotor allows you to minimize the intensity of at least one of the harmonics of the noise of shock waves (SHW). This patent is selected as a prototype of the method. The blades are mounted in the rotor so that the difference in the angle of installation of their peripheral sections is no more than a predetermined value. The method includes the following operations (steps): (a) measuring at least one selected dimensional characteristic of each blade in the specified rotor, (b) approximate installation of the blades around the rotor in the selected sequence, (c) estimating the intensity of the shock wave at each of these blades located in this sequence, (g) calculation of at least one Fourier coefficient of the intensity of the specified shock wave for the specified sequence, at least one Fourier coefficient is chosen so that it matches, at least one selected noise tone; (e) rearranging the blades around the rotor in a further sequence and repeating steps (c) and (d) for each such sequence to determine which of these sequences gives an acceptable minimum value of at least one of the indicated Fourier coefficients; and (e) the location of these blades in the specified rotor so that they are located in one of these sequences, for which the specified minimum value of one of the Fourier coefficients.
Однако снижение интенсивности той или иной гармоники ШУВ не является критерием снижения уровня шума самолета в точках, где он нормируется стандартом ИКАО, т.к. уменьшение одного или даже нескольких значений коэффициентов Фурье приводит к перераспределению звуковой энергии с частот, кратных частоте вращения ротора, на другие частоты, в том числе на частоту следования лопаток, что не всегда приводит к снижению уровня шума в контрольных точках на местности, где он должен нормироваться по стандартам ИКАО, а может давать и обратный эффект - увеличение уровня шума в контрольных точках. К другим недостаткам прототипа следует отнести отсутствие в изобретении каких-либо рекомендаций по методологии расстановки лопаток в роторе; отсутствие указаний на другие важные для генерации ШУВ геометрические параметры лопаток.However, a decrease in the intensity of one or another harmonic of the SHV is not a criterion for reducing the noise level of an airplane at the points where it is normalized by the ICAO standard, since a decrease in one or even several values of the Fourier coefficients leads to a redistribution of sound energy from frequencies that are multiples of the rotor speed to other frequencies, including the blades repetition rate, which does not always lead to a decrease in the noise level at control points in the area where it should normalized according to ICAO standards, and may give the opposite effect - an increase in noise level at control points. Other disadvantages of the prototype include the absence in the invention of any recommendations on the methodology of the placement of the blades in the rotor; the absence of indications of other geometric parameters of the blades that are important for the generation of SHV.
Задачей предлагаемого технического решения является снижение ШУВ в точках на местности, где он нормируется по стандартам ИКАО.The objective of the proposed technical solution is to reduce the SHV at points on the ground where it is standardized according to ICAO standards.
Технический результат предлагаемого изобретения заключается в снижении шума двигателя на режимах взлета и набора высоты без ухудшения его конструктивных и газодинамических параметров и без увеличения массы двигателя и самолета.The technical result of the invention is to reduce engine noise during takeoff and climb without degrading its structural and gas-dynamic parameters and without increasing the mass of the engine and aircraft.
Технический результат достигается тем, что в способе расстановки лопаток в рабочем колесе вентилятора авиационного двигателя, заключающемся в измерении выбранного контролируемого параметра каждой лопатки, установке лопаток в рабочем колесе в выбранной последовательности, измеряют фактическое значение контролируемого параметра всех произведенных лопаток серии двигателей, сортируют их в порядке с монотонным изменением контролируемой величины, разбивают множество лопаток на группы по числу лопаток в рабочем колесе, рассчитывают фактический диапазон допуска контролируемого параметра лопаток для каждой группы, для группы с наибольшей величиной диапазона допуска рассчитывают величину снижения уровней шума самолета в точках, где он нормируется на режимах взлета и набора высоты, определяемую как разность между уровнями шума самолета с двигателями, имеющими стандартный допуск на угол установки лопаток рабочего колеса и уровнями шума самолета с двигателями, у которых лопатки рабочего колеса имеют наибольший диапазон допуска; в случае недостаточной величины снижения уровня шума на режиме взлета и набора высоты пересортировывают лопатки между группами, уменьшая величину диапазона допуска внутри группы, после чего повторяют расчет и пересортировку до получения максимально возможного снижения уровня шума, затем расставляют лопатки из каждой группы в рабочем колесе на первой половине окружности в порядке возрастания контролируемого параметра, а на второй половине окружности - в порядке его убывания или наоборот.The technical result is achieved by the fact that in the method of arranging the blades in the impeller of the aircraft engine fan, which consists in measuring the selected controlled parameter of each blade, installing the blades in the impeller in the selected sequence, the actual value of the controlled parameter of all produced blades of the engine series is measured, sorted in the order with a monotonous change in the controlled value, many blades are divided into groups according to the number of blades in the impeller, the factor is calculated The main tolerance range of the controlled blade parameter for each group, for the group with the largest tolerance range, is calculated as the noise reduction level of the aircraft at the points where it is normalized to take-off and climb modes, defined as the difference between the noise levels of an airplane with engines that have a standard tolerance of the angle of installation of the impeller blades and the noise levels of the aircraft with engines in which the impeller blades have the largest tolerance range; in case of insufficient noise reduction during take-off and climb, the blades are re-sorted between groups, reducing the tolerance range within the group, then the calculation and re-sorting are repeated to obtain the maximum possible noise reduction, then the blades from each group are placed in the impeller on the first half of the circle in ascending order of the controlled parameter, and in the second half of the circle, in descending order, or vice versa.
Технический результат достигается также тем, что в способе расстановки лопаток в рабочем колесе вентилятора разность величин контролируемого параметра соседних лопаток минимальна при переходе от лопатки к лопатке по всей окружности рабочего колеса.The technical result is also achieved by the fact that in the method of arrangement of the blades in the impeller of the fan, the difference in the values of the controlled parameter of the adjacent blades is minimal during the transition from the blade to the blade over the entire circumference of the impeller.
В настоящем изобретении предлагается новый прямой критерий оценки эффективности предлагаемого изобретения - снижение уровня шума в тех точках на местности, где он нормируется стандартом ИКАО, причем на режимах работы двигателя, соответствующих режимам взлета и набора высоты самолета, когда периферийные сечения рабочих лопаток обтекаются со звуковыми и/или сверхзвуковыми скоростями и генерируют ШУВ. Алгоритм расчета уровней шума в точках, где он нормируется экспериментальным или расчетным путем, хорошо известен специалистам по авиационной акустике и описан в ряде работ (см., например, Замтфорт Б.С., Соркин Л.И. и др. К вопросу о нормировании уровня шума реактивных двигателей. М.: Труды ЦИАМ, №637, 1975).The present invention proposes a new direct criterion for evaluating the effectiveness of the present invention - reducing noise at those points on the ground where it is standardized by the ICAO standard, moreover, at engine operating modes corresponding to the takeoff and climb modes of the aircraft, when peripheral sections of the working blades are streamlined with sound and / or supersonic speeds and generate the VLW. The algorithm for calculating noise levels at points where it is normalized experimentally or by calculation is well known to specialists in aviation acoustics and is described in a number of works (see, for example, Zamtfort B.S., Sorkin L.I. et al. Concerning the standardization the noise level of jet engines. M: Transactions of TsIAM, No. 637, 1975).
На фиг. 1 показан разрез турбовентиляторного авиационного двигателя.In FIG. 1 shows a section through a turbofan aircraft engine.
На фиг. 2 показана развертка рабочего колеса вентилятора.In FIG. 2 shows a fan impeller scan.
На фиг. 3 показана система выбитых ударных волн.In FIG. 3 shows a system of knocked out shock waves.
На фиг. 4 показана схема расстановки лопаток в венце по возрастанию угла установки.In FIG. 4 shows the arrangement of the blades in the crown according to the increasing angle of installation.
На фиг. 5 показано изменение контролируемого параметра по кривой, подобной синусоиде.In FIG. Figure 5 shows the change in the controlled parameter in a curve similar to a sine wave.
На фиг. 6 показан пример расстановки лопаток РК, в порядке уменьшения контролируемого параметра.In FIG. 6 shows an example of the arrangement of the blades of the Republic of Kazakhstan, in order to reduce the controlled parameter.
На фиг. 7 показан пример расстановки лопаток РК, в порядке изменения контролируемого параметра по синусоиде.In FIG. 7 shows an example of the arrangement of the blades of the Republic of Kazakhstan, in the order of change of the controlled parameter by a sinusoid.
Поясним физическую картину происходящего. Перед рабочим колесом при звуковых или сверхзвуковых скоростях обтекания возникает система выбитых ударных волн (фиг. 3). В связи с тем, что все лопатки в венце неоднородны по углу установки, толщине передней кромки и т.д. (в пределах производственных допусков) - неоднородной является и система образующихся ударных волн: по направлению распространения ударной волны, по ее интенсивности и скорости распространения. Поэтому картина распространения ударных волн непрерывно меняется. Волны догоняют и сливаются друг с другом, изменяется направление их распространения и интенсивность. Вся эта хаотичность и приводит к усилению ШУВ.Let us explain the physical picture of what is happening. In front of the impeller, at a sound or supersonic flow velocity, a system of knocked out shock waves arises (Fig. 3). Due to the fact that all the blades in the crown are heterogeneous in the installation angle, the thickness of the leading edge, etc. (within production tolerances) - the system of generated shock waves is also heterogeneous: in the direction of propagation of the shock wave, in its intensity and speed of propagation. Therefore, the pattern of propagation of shock waves is constantly changing. The waves catch up and merge with each other, the direction of their propagation and intensity change. All this randomness leads to the strengthening of the SHV.
Уменьшение неоднородности вышеперечисленных размерных характеристик между соседними лопатками за счет упорядочения их расстановки в рабочем колесе приводит к образованию более равномерной системы УВ, что приводит к уменьшению уровня генерируемого шума.The decrease in the heterogeneity of the above dimensional characteristics between adjacent blades due to the ordering of their arrangement in the impeller leads to the formation of a more uniform HC system, which leads to a decrease in the level of generated noise.
На фиг. 1 показан продольный разрез ТРДД с одноступенчатым вентилятором, состоящим из диска 1 рабочего колеса вентилятора с установленными на нем лопатками 2 и спрямляющего аппарата 3.In FIG. 1 shows a longitudinal section of a turbofan engine with a single-stage fan, consisting of a
Предлагаемый способ расстановки лопаток заключается в следующем: по окончании производства всех лопаток рабочих колес выпускаемой серии двигателей измеряют основные размеры лопаток в периферийных сечениях, влияющие на процесс генерации ШУВ (фиг. 2), а именно: угол установки θ°, радиус кривизны спинки R, толщины передней кромки С и т.д., назовем их контролируемыми параметрами. В зависимости от методики проектирования вентилятора измеряют те или другие вышеперечисленные параметры и, следовательно, при выборе оптимальной расстановки лопаток в роторе необходимо минимизировать отклонения именно одного контролируемого параметра, например угла установки лопаток θ°. Затем составляют ведомость фактических углов установки всего множества лопаток с указанием их серийного номера; составляют новую ведомость с монотонным изменением (в порядке уменьшения или увеличения) угла установки лопаток; разбивают все множество лопаток на группы (число лопаток в группе равно числу лопаток в РК); это позволяет уменьшить величину диапазона допуска лопаток для каждого рабочего колеса; рассчитывают фактический диапазон допуска на угол установки лопаток в каждой группе, для группы с наибольшей величиной диапазона допуска рассчитывают величину снижения уровней шума самолета в точках, где он нормируется на режимах взлета и набора высоты, определяемую как разность между уровнями шума самолета с двигателями, имеющими стандартный допуск (конструкторский) на угол установки лопаток рабочего колеса, с уровнями шума самолета с двигателями, у которых лопатки рабочего колеса имеют наибольший диапазон допуска; в случае недостаточной величины снижения уровня шума на режимах взлета и набора высоты пересортировывают лопатки между группами, так чтобы для каждой группы величина диапазона допуска была меньше той величины диапазона допуска, для которой производился расчет, после чего повторяют расчет для новой величины диапазона допуска и так несколько раз с целью получить максимально возможную суммарную величину снижения уровня шума (по сумме уровней шума на режимах взлета и набора высоты); расставляют лопатки из каждой группы в РК на первой половине окружности в порядке возрастания угла установки, а на второй половине окружности - в порядке его убывания или наоборот.The proposed method for arranging the blades is as follows: at the end of the production of all the blades of the impellers of a series of engines, the main dimensions of the blades in peripheral sections are measured, which affect the process of generating the SHV (Fig. 2), namely: installation angle θ °, radius of curvature of the backrest R, the thickness of the leading edge C, etc., we call them controlled parameters. Depending on the fan design methodology, one or the other of the above parameters is measured, and therefore, when choosing the optimal arrangement of the blades in the rotor, it is necessary to minimize the deviations of just one controlled parameter, for example, the blade angle θ °. Then, a statement of the actual installation angles of the entire set of blades with their serial number is compiled; make up a new statement with a monotonic change (in decreasing or increasing order) of the blade angle; break the entire set of blades into groups (the number of blades in the group is equal to the number of blades in the RC); this allows to reduce the range of the tolerance of the blades for each impeller; calculate the actual tolerance range for the blade angle in each group, for the group with the largest tolerance range, calculate the noise reduction level of the aircraft at the points where it is normalized to take-off and climb modes, defined as the difference between the noise levels of an airplane with engines having standard tolerance (design) at the angle of installation of the impeller vanes, with the noise levels of the aircraft with engines in which the impeller vanes have the largest tolerance range; in case of insufficient noise reduction during take-off and climb, the blades are sorted between the groups so that for each group the tolerance range is less than the tolerance range for which the calculation was performed, then the calculation is repeated for the new tolerance range and so on times in order to obtain the maximum possible total amount of noise reduction (by the sum of noise levels in takeoff and climb modes); blades are placed from each group in the Republic of Kazakhstan on the first half of the circle in the order of increasing installation angle, and on the second half of the circle - in decreasing order or vice versa.
Для сборки одного рабочего колеса (фиг. 4) используют лопатки из одной группы и в пределах этой группы лопатки располагают, например, следующим образом:To assemble one impeller (Fig. 4), blades from one group are used and, within this group, blades are arranged, for example, as follows:
- с максимальным углом установки,- with a maximum installation angle,
- с промежуточными углами установки,- with intermediate installation angles,
- со средней величиной угла установки,- with an average installation angle,
- с промежуточными величинами угла установки,- with intermediate values of the installation angle,
- с минимальной величиной угла установки.- with a minimum installation angle.
Для того чтобы избежать усиления ШУВ важны не абсолютные величины параметров, а их относительно слабое плавное изменение от лопатки к лопатке, что и будет соблюдено. Примерно аналогичной будет расстановка лопаток при изменении контролируемого параметра по кривой, подобной синусоиде с соответствующим образом подобранным периодом, например по длине окружности L изменение угла установки должно укладываться по синусоиде от нуля до 2π (фиг. 5).In order to avoid reinforcing the SHV, it is not the absolute values of the parameters that are important, but their relatively weak smooth change from blade to blade, which will be observed. The arrangement of the blades will be approximately similar when the controlled parameter changes along a curve similar to a sinusoid with an appropriately selected period, for example along the circumference L, the change in the installation angle should fit along the sinusoid from zero to 2π (Fig. 5).
Приведем пример расстановки лопаток в РК. Перенумеруем лопатки, пересортированные в порядке монотонного изменения контролируемого параметра угла установки θ, входящие в этот комплект (например, 20 штук), с 1-ой по 20-ую. На фиг. 6 и 7 приведены два конкретных варианта расстановки лопаток, соответствующих фиг. 4 и 5. В первом варианте на правой стороне РК будут расположены все нечетные лопатки, имеющие номер с 1-ой по 19-ую (фиг. 6), а на левой - все четные лопатки, имеющие номер со 2-ой по 20-ую. При этом реализуется еще одна идея: разность величин углов установки соседних лопаток минимальна. На фигуре 7 (второй вариант) лопатки расставлены так, что угол установки θ изменяется по кривой, подобной синусоиде, как на фигуре 5. Справа все нечетные лопатки расставлены так, что шаг изменяется через 4 номера, при этом лопатки с минимальным значением углов установки расставлены под углами 0° и 180°, а максимальными - под углом 90°; на левой половине РК: максимум - под углом 270°, а минимумы - под углами 0° и 180°. При этом сохраняется минимальная разность величин углов установки соседних лопаток.We give an example of the arrangement of blades in the Republic of Kazakhstan. We renumber the blades, re-sorted in the order of monotonous change in the controlled parameter of the installation angle θ, included in this set (for example, 20 pieces), from the 1st to the 20th. In FIG. 6 and 7 show two specific variants of the arrangement of the blades corresponding to FIG. 4 and 5. In the first embodiment, on the right side of the RK, all odd blades will be located, having a number from the 1st to the 19th (Fig. 6), and on the left will be all the even blades having a number from the 2nd to the 20th wow. At the same time, another idea is realized: the difference in the angles of installation of adjacent blades is minimal. In figure 7 (second option), the blades are arranged so that the installation angle θ changes in a curve similar to a sinusoid, as in figure 5. On the right, all the odd blades are arranged so that the pitch changes through 4 numbers, while the blades with the minimum value of the installation angles are placed at angles of 0 ° and 180 °, and maximum - at an angle of 90 °; on the left half of the Republic of Kazakhstan: the maximum is at an angle of 270 °, and the minimums are at angles of 0 ° and 180 °. At the same time, the minimum difference between the installation angles of adjacent blades is maintained.
Для доказательства эффективности предложенного способа снижения ШУВ была выполнена следующая серия расчетов для ближнемагистрального трехдвигательного самолета, оснащенного двигателями со степенью двухконтурности 5,3. В выполненном исследовании все геометрические и газодинамические параметры двигателя и самолета были приняты неизменными, а варьировалась только величина допуска на угол установки лопаток на периферии РК. Всего было рассчитано четыре варианта двигателей, отличающихся только величиной допуска на угол установки лопатки в ее периферийном сечении.To prove the effectiveness of the proposed method for reducing SHV, the following series of calculations was performed for a short-haul three-engine aircraft equipped with engines with a bypass ratio of 5.3. In the study, all geometric and gas-dynamic parameters of the engine and aircraft were assumed unchanged, and only the tolerance on the angle of installation of the blades on the periphery of the RK was varied. In total, four engine variants were calculated, differing only in the tolerance on the blade installation angle in its peripheral section.
В таблице №1 представлено расчетное изменение уровня шума в точке, где нормируется шум самолета при наборе высоты в зависимости от величины допуска на угол установки лопатки.Table No. 1 presents the estimated change in the noise level at the point where the noise of the aircraft is normalized when climbing, depending on the tolerance on the blade angle.
Увеличение допуска угла установки лопаток с 0,006 до 0,007 приводит к росту уровня шума на 0,6 EPN дБ (расчет №2 минус расчет №1). Уменьшение величины допуска на 25% приводит к весьма существенному снижению уровня шума на 2,2 EPN дБ (расчет №1 минус расчет №4). Таким образом, ужесточение допуска приводит, к более однородной картине выбитых УВ и, следовательно, к генерации меньшего ШУВ. Необходимо заметить, что такое снижение ШУВ, а следовательно, и уровня шума на режиме набора высоты, можно получить без ужесточения производственных допусков и удорожания стоимости производства - только за счет обмера вышеуказанных параметров лопаток, сортировки их на группы и определенной расстановки лопаток в РК. Надо заметить, что чем больше производственная программа по выпуску двигателей, тем будет выпущено большее число лопаток (при той же величине поля допуска), и это поле допуска будет разделено на большее число групп (равное числу двигателей), т.е. фактически сортировка позволяет уменьшить величину допуска.An increase in the tolerance of the blade angle from 0.006 to 0.007 leads to an increase in the noise level by 0.6 EPN dB (calculation No. 2 minus calculation No. 1). A 25% reduction in tolerance results in a very significant decrease in noise level by 2.2 EPN dB (calculation No. 1 minus calculation No. 4). Thus, a tightening of the tolerance leads to a more uniform picture of the knocked-out hydrocarbons and, consequently, to the generation of a smaller BCW. It should be noted that such a reduction in SHV, and therefore the noise level in climb mode, can be obtained without tightening production tolerances and increasing the cost of production - only by measuring the above parameters of the blades, sorting them into groups and certain arrangement of blades in the Republic of Kazakhstan. It should be noted that the larger the production program for the production of engines, the greater the number of blades will be produced (with the same tolerance field), and this tolerance field will be divided into a larger number of groups (equal to the number of engines), i.e. in fact, sorting reduces the tolerance.
Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет снизить шум, генерируемый авиадвигателями, на режимах взлета и набора высоты без ухудшения его конструктивных и газодинамических параметров и без увеличения массы двигателя и самолета только путем сортировки и определенной расстановки лопаток рабочего колеса вентилятора.Thus, the present invention allows to reduce the noise generated by aircraft engines during take-off and climb modes without impairing its structural and gas-dynamic parameters and without increasing the mass of the engine and aircraft only by sorting and certain arrangement of the blades of the fan impeller.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014130620/06A RU2580980C2 (en) | 2014-07-24 | 2014-07-24 | Method for arrangement of blades in aircraft engine fan impeller |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014130620/06A RU2580980C2 (en) | 2014-07-24 | 2014-07-24 | Method for arrangement of blades in aircraft engine fan impeller |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014130620A RU2014130620A (en) | 2016-02-10 |
| RU2580980C2 true RU2580980C2 (en) | 2016-04-10 |
Family
ID=55313229
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014130620/06A RU2580980C2 (en) | 2014-07-24 | 2014-07-24 | Method for arrangement of blades in aircraft engine fan impeller |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2580980C2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114013683B (en) * | 2021-11-05 | 2023-11-28 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Engine fan acoustic liner noise reduction performance test method |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4213736A (en) * | 1978-06-05 | 1980-07-22 | Innerspace Corporation | Turbomachinery and method of operation |
| US4253800A (en) * | 1978-08-12 | 1981-03-03 | Hitachi, Ltd. | Wheel or rotor with a plurality of blades |
| US4732532A (en) * | 1979-06-16 | 1988-03-22 | Rolls-Royce Plc | Arrangement for minimizing buzz saw noise in bladed rotors |
| RU2246632C2 (en) * | 2000-09-21 | 2005-02-20 | Снекма Мотер | Method of and device for suppressing acoustic noises appearing at interaction of rotor and stator in gas-turbine engine |
| RU2261999C2 (en) * | 2003-01-23 | 2005-10-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Aircraft turbofan engine |
| RU2355889C2 (en) * | 2007-07-25 | 2009-05-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Turbine unit rotor blade arrangement method |
-
2014
- 2014-07-24 RU RU2014130620/06A patent/RU2580980C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4213736A (en) * | 1978-06-05 | 1980-07-22 | Innerspace Corporation | Turbomachinery and method of operation |
| US4253800A (en) * | 1978-08-12 | 1981-03-03 | Hitachi, Ltd. | Wheel or rotor with a plurality of blades |
| US4732532A (en) * | 1979-06-16 | 1988-03-22 | Rolls-Royce Plc | Arrangement for minimizing buzz saw noise in bladed rotors |
| RU2246632C2 (en) * | 2000-09-21 | 2005-02-20 | Снекма Мотер | Method of and device for suppressing acoustic noises appearing at interaction of rotor and stator in gas-turbine engine |
| RU2261999C2 (en) * | 2003-01-23 | 2005-10-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Aircraft turbofan engine |
| RU2355889C2 (en) * | 2007-07-25 | 2009-05-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Turbine unit rotor blade arrangement method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2014130620A (en) | 2016-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4732532A (en) | Arrangement for minimizing buzz saw noise in bladed rotors | |
| US8167540B2 (en) | System for reducing compressor noise | |
| JP4095155B2 (en) | Turbine engine rotor and method for reducing coupled noise | |
| JPH05209597A (en) | Fan assembly of gas turbine engine | |
| CN113167120A (en) | Profile for an aircraft or turbine | |
| US11560796B2 (en) | Profiled structure for an aircraft or turbomachine for an aircraft | |
| EP2832973A1 (en) | Acoustic liner | |
| AU2014228703A1 (en) | Vane arrangement having alternating vanes with different trailing edge profile | |
| RU2580980C2 (en) | Method for arrangement of blades in aircraft engine fan impeller | |
| JP2006194246A (en) | Method and apparatus for assembling rotatable machine | |
| Daroukh et al. | Influence of distortion on fan tonal noise | |
| JP6151901B2 (en) | Noise reduction in turbomachines and related methods | |
| Fink | Shock wave behavior in transonic compressor noise generation | |
| Milidonis et al. | The effect of steady intake distortion on Fan MPT Noise under sideline flight conditions | |
| JPS5911734B2 (en) | Inlet duct and method for attenuating sound | |
| RU2353818C1 (en) | Vaned diffuser of centrifugal compressor | |
| Pankov et al. | Numerical and experimental investigations bypass-flow fans for an advanced civil aircraft engine | |
| Ju et al. | Investigation of fan wake-OGV interaction broadband noise | |
| RU2261999C2 (en) | Aircraft turbofan engine | |
| Kushchinskiy | Aeroacoustic characteristics оf the axial compressor stage with tandem impeller | |
| Faustmann et al. | Noise generation and propagation for different turning mid turbine frame setups in a two shaft test turbine | |
| Kester et al. | Designing the JT9D engine to meet low noise requirements for future transports | |
| Moreau et al. | Development and application of a new procedure for fan noise prediction | |
| Wu et al. | Fan Buzz-Saw Noise Under Intake Flow Distortion: A Computational Study | |
| Blandeau et al. | Camber effects in cascade-gust interaction noise through a simple extension of analytical models |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160725 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20181010 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200725 |