RU2603945C1 - Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом - Google Patents
Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом Download PDFInfo
- Publication number
- RU2603945C1 RU2603945C1 RU2015135172/06A RU2015135172A RU2603945C1 RU 2603945 C1 RU2603945 C1 RU 2603945C1 RU 2015135172/06 A RU2015135172/06 A RU 2015135172/06A RU 2015135172 A RU2015135172 A RU 2015135172A RU 2603945 C1 RU2603945 C1 RU 2603945C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- cavity
- outlet
- height
- turbine engine
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
- F02K1/34—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for attenuating noise
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/44—Nozzles having means, e.g. a shield, reducing sound radiation in a specified direction
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
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
Изобретение относится к турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы на сверхзвуковом самолете. Турбореактивный двигатель включает прямоугольное сопло, выполненное с удлиненной нижней стенкой сопла с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе, а также канал наружного контура. С внешней стороны от канала наружного контура выполнен внешний канал, на выходе соединенный с внутренней полостью выходного сопла. Нижняя удлиненная стенка сопла выполнена из передней и задней створок с образованием между подвижными концами створок щелевой полости. На входе щелевая полость соединена с внутренней полостью сопла, а на выходе - со сверхзвуковой трактовой частью сопла, с возможностью изменения высоты щелевой полости по режимам работы двигателя. Отношение максимальной высоты щелевой полости к минимальной высоте щелевой полости составляет 5…15. Изобретение позволяет снизить уровень шума турбореактивного двигателя за счет экранирования газового потока низкоскоростным потоком холодного воздуха. 3 ил.
Description
Изобретение относится к турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы на сверхзвуковом самолете.
Известен двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой, предназначенный для сверхзвукового самолета (С.А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, стр. 8, рис. 1.3).
Недостатком известной конструкции является ухудшенная экономичность и повышенный уровень шума, так как повышенная тяга двигателя создается за счет работы форсажной камеры.
Наиболее близким к заявляемому является двухконтурный турбореактивный двигатель, выходное сопло которого на входе выполнено с прямоугольным поперечным сечением, причем нижняя стенка сопла выполнена удлиненной относительно верхней, с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью (патент RU №2488710, МПК: F02K 3/08).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является отсутствие возможности дополнительного регулирования перепускаемого воздуха для повышения эффективности и надежности работы двигателя на всех режимах и повышенный уровень шума на режимах взлета и набора высоты из-за высокой скорости газового потока, истекающего из сверхзвукового сопла.
Технический результат заявляемого изобретения заключается в снижении уровня шума, генерируемого высокоскоростным газовым потоком на выходе из сопла в нижней полусфере за счет экранирования газового потока низкоскоростным потоком холодного воздуха.
Указанный технический результат достигается тем, что в турбореактивном двигателе с прямоугольным соплом, выполненным с удлиненной нижней стенкой сопла с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе, и с каналом наружного контура, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ с внешней стороны от канала наружного контура турбореактивного двигателя выполнен внешний канал, на выходе соединенный с внутренней полостью выходного сопла, нижняя удлиненная стенка которого выполнена из передней и задней створок с образованием между подвижными концами створок щелевой полости, соединенной на входе с внутренней полостью сопла, а на выходе - со сверхзвуковой трактовой частью сопла, с возможностью изменения высоты щелевой полости по режимам работы двигателя, причем H/h=5…15, где:
Н - максимальная высота щелевой полости;
h - минимальная высота щелевой полости.
Выполнение с внешней стороны от канала наружного контура турбореактивного двигателя канала внешнего контура, соединенного на выходе с внутренней полостью выходного сопла, позволяет организовать охлаждение элементов конструкции сопла холодным воздухом из канала внешнего контура.
Выполнение нижней удлиненной стенки сопла из передней и задней створок с образованием между подвижными концами створок щелевой полости, соединенной на входе с внутренней полостью сопла, а на выходе - со сверхзвуковой трактовой частью сопла, с возможностью изменения высоты щелевой полости по режимам работы двигателя, позволяет на взлетном режиме работы двигателя и на режиме набора высоты большую часть холодного воздуха из канала внешнего контура выпускать в нижней части сопла, что способствует снижению уровня шума в нижней полусфере путем экранирования высокоскоростной струи газа холодным низкоскоростным потоком воздуха.
При H/h<5 - увеличивается уровень шума в нижней полусфере.
При H/h>15 - ухудшается экономичность турбореактивного двигателя из-за повышенных гидравлических потерь на прокачку холодного воздуха из канала внешнего контура.
На фиг. 1 - изображен продольный разрез турбореактивного двигателя с прямоугольным в поперечном сечении соплом.
На фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде (положение створок сопла при трансзвуковом полете).
На фиг. 3 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде (положение створок сопла на взлетном режиме и на режиме набора высоты).
Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом 1 состоит из газогенератора 2, на выходе из которого установлен регулируемый смеситель 3 и ниже по потоку газа 4 установлено прямоугольное в поперечном сечении выходное сопло 5 с выпукло-вогнутой нижней стенкой 6, удлиненной относительно верхней стенки 7. С наружной стороны от газогенератора 2 расположен канал наружного контура 8, ограниченный стенкой 9, с внешней стороны от которой размещен канал внешнего контура 10, соединенный на выходе с внутренней полостью 11 выходного сопла 5, нижняя удлиненная стенка 6 которого выполнена из передней 12 и задней 13 створок с образованием между подвижными концами 14 и 15 створок 12 и 13 щелевой полости 16, соединенной на входе с внутренней полостью 11 сопла 5, а на выходе - со сверхзвуковой трактовой частью 17 сопла 5. Верхняя стенка 7 сопла 5 выполнена неподвижной и образует с корпусом 18 сопла 5 верхнюю щелевую полость 19, которая на выходе также соединена со сверхзвуковой частью 17 сопла 5.
Передняя створка 12 сопла с помощью силового привода 20 позволяет изменять площадь горла 21 сопла 5, а задняя створка 13 с помощью силового привода 22 позволяет изменять высоту 23 щелевой полости 16.
Работает данное устройство следующим образом. При работе двигателя 1 на сверхзвуковых режимах полета высота 23 щелевой полости 16 между створками 12 и 13 минимальна и равна высоте верхней щелевой полости 19. При работе двигателя на режиме взлета и на режиме набора высоты площадь горла 21 сопла 5 с помощью силового привода 20 увеличивается, высота 23 нижней щелевой 16 полости с помощью силового привода 22 также увеличивается, что приводит к увеличению расхода холодного, низкоскоростного потока 24 воздуха вдоль нижней задней створки 13 сопла 5, экранируя таким образом высокоскоростной поток газа 4, что снижает уровень шума от двигателя 1 в нижней полусфере.
Claims (1)
- Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом, выполненным с удлиненной нижней стенкой сопла с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе, и с каналом наружного контура, отличающийся тем, что с внешней стороны от канала наружного контура турбореактивного двигателя выполнен внешний канал, на выходе соединенный с внутренней полостью выходного сопла, нижняя удлиненная стенка которого выполнена из передней и задней створок с образованием между подвижными концами створок щелевой полости, соединенной на входе с внутренней полостью сопла, а на выходе - со сверхзвуковой трактовой частью сопла, с возможностью изменения высоты щелевой полости по режимам работы двигателя, причем Н/h=5…15, где:
Н - максимальная высота щелевой полости;
h - минимальная высота щелевой полости.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015135172/06A RU2603945C1 (ru) | 2015-08-19 | 2015-08-19 | Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015135172/06A RU2603945C1 (ru) | 2015-08-19 | 2015-08-19 | Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2603945C1 true RU2603945C1 (ru) | 2016-12-10 |
Family
ID=57777028
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015135172/06A RU2603945C1 (ru) | 2015-08-19 | 2015-08-19 | Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2603945C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2686535C1 (ru) * | 2018-04-17 | 2019-04-29 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла |
RU2810871C1 (ru) * | 2023-06-23 | 2023-12-28 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Регулируемое шумоглушащее сопло сверхзвукового пассажирского самолета |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4537026A (en) * | 1982-04-07 | 1985-08-27 | Rolls-Royce Inc. | Variable area nozzles for turbomachines |
US5402963A (en) * | 1992-09-15 | 1995-04-04 | General Electric Company | Acoustically shielded exhaust system for high thrust jet engines |
US6948317B2 (en) * | 2003-10-31 | 2005-09-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for flade engine nozzle |
US8141366B2 (en) * | 2008-08-19 | 2012-03-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with variable area fan nozzle |
RU2488710C1 (ru) * | 2012-04-18 | 2013-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
-
2015
- 2015-08-19 RU RU2015135172/06A patent/RU2603945C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4537026A (en) * | 1982-04-07 | 1985-08-27 | Rolls-Royce Inc. | Variable area nozzles for turbomachines |
US5402963A (en) * | 1992-09-15 | 1995-04-04 | General Electric Company | Acoustically shielded exhaust system for high thrust jet engines |
US6948317B2 (en) * | 2003-10-31 | 2005-09-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for flade engine nozzle |
US8141366B2 (en) * | 2008-08-19 | 2012-03-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with variable area fan nozzle |
RU2488710C1 (ru) * | 2012-04-18 | 2013-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2686535C1 (ru) * | 2018-04-17 | 2019-04-29 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла |
RU2810871C1 (ru) * | 2023-06-23 | 2023-12-28 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Регулируемое шумоглушащее сопло сверхзвукового пассажирского самолета |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
ES2391115T3 (es) | Sistemas y métodos para dirigir de forma pasiva los flujos de tobera de motor de un avión | |
US7921637B2 (en) | High bypass-ratio turbofan jet engine | |
BRPI0407675B1 (pt) | Bocal de escapamento convergente | |
US10544737B2 (en) | Method and system for mitigation of cavity resonance | |
NL2007124C2 (en) | Economical jet propulsion principle. | |
RU2644602C2 (ru) | Конструкция редукторного газотурбинного двигателя, обеспечивающая повышенный кпд | |
BR102016027313A2 (pt) | Gas turbine engine with high deviation rate, caring and core coupling assembly | |
US11884414B2 (en) | Supersonic aircraft turbofan engine | |
US20090107108A1 (en) | Nacell for bypass engine with high bypass ratio | |
US20140345295A1 (en) | Fluid supercharging device and turbine engine | |
CA1263242A (en) | Gas turbine outlet arrangement | |
RU2603945C1 (ru) | Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом | |
RU2566091C2 (ru) | Сопло холодного потока турбореактивного двухконтурного двигателя с раздельными потоками, содержащее решетчатый реверсор тяги | |
RU2670664C9 (ru) | Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета | |
RU2488710C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
RU2731780C2 (ru) | Устройство с решетками для выталкивания микроструй для уменьшения шума реактивной струи газотурбинного двигателя | |
US3080707A (en) | Supersonic air diffuser | |
RU2686535C1 (ru) | Плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла | |
RU2302544C1 (ru) | Турбореактивный двухконтурный двигатель с биротативным вентилятором | |
GB2244098A (en) | Variable configuration gas turbine engine | |
RU21423U1 (ru) | Противообледенительная система газотурбинного двигателя | |
RU2592937C1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
RU2637235C1 (ru) | Импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа | |
Lyubimov et al. | Investigation of Capabilities Synthetic Jets Application for Active Flow Control in Diffuser Ducts with Flow Separation Using High Resolution RANS/ILES–method | |
RU2261999C2 (ru) | Турбовентиляторный авиационный двигатель |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |