RU2641341C1 - Output device aircraft engine and group of aircraft engines of power unit (versions) - Google Patents
Output device aircraft engine and group of aircraft engines of power unit (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2641341C1 RU2641341C1 RU2016138006A RU2016138006A RU2641341C1 RU 2641341 C1 RU2641341 C1 RU 2641341C1 RU 2016138006 A RU2016138006 A RU 2016138006A RU 2016138006 A RU2016138006 A RU 2016138006A RU 2641341 C1 RU2641341 C1 RU 2641341C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- engine
- group
- muffler
- engines
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Exhaust Silencers (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкции и размещению на авиационной силовой установке элементов, а именно выхлопных устройств реактивных газотурбинных двигателей для уменьшения их шума.The invention relates to the field of aircraft construction, in particular to the design and placement of elements on an aircraft power plant, namely exhaust devices of jet gas turbine engines to reduce their noise.
Снижение шума реактивных газотурбинных двигателей является одной из серьезных проблем современной авиации. Установлены предельные допустимые значения уровня шума самолетов на режимах взлета, набора высоты и посадки, которые постоянно ужесточаются. Шум авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) складывается из шумов внутренних агрегатов и узлов (компрессора, турбины, камеры сгорания и др.) и шума выхлопной струи из сопла ГТД. На основании экспериментальных данных установлено, что наибольший шум возникает от выхлопной струи из сопла ГТД. (Виноградов В.Ю., Сайфуллин А.А., Зигангирова Р. Теоретический подход к вопросам разработки систем глушения шума авиационных ГТД // Молодой ученый. - 2015. - №12.1. - С. 16-17.)Noise reduction of jet gas turbine engines is one of the serious problems of modern aviation. The maximum permissible noise levels of aircraft are set for takeoff, climb and landing modes, which are constantly being tightened. The noise of aircraft gas turbine engines (GTE) consists of the noise of internal units and assemblies (compressor, turbine, combustion chamber, etc.) and the noise of the exhaust jet from the GTE nozzle. Based on experimental data, it was found that the greatest noise arises from the exhaust jet from the gas turbine engine nozzle. (Vinogradov V.Yu., Sayfullin A.A., Zigangirova R. Theoretical approach to the development of noise suppression systems for aircraft gas turbine engines // Young Scientist. - 2015. - No. 12.1. - S. 16-17.)
Известно выходное устройство газотурбинного двигателя с использованием комбинированных глушителей шума, через которые протекает выхлопная струя ГТД (Терехов А.Л., Дробаха М.Н. Глушители шума для газоперекачивающих агрегатов: ООО «ИРЦ Газпром», 2007). Глушители этого типа эффективны при понижения уровня низко- и высокочастотных шумов вне зависимости от источника их возникновения. Кроме того, использование комбинированных глушителей шума упрощает и удешевляет процесс совершенствования конструкции глушителя с целью достижения требуемого понижения уровня шума, т.к. внесение изменений в конструкцию глушителя не затрагивает конструкцию ГТД. Недостатками этого устройства являются:The output device of a gas turbine engine with the use of combined noise suppressors through which the GTE exhaust stream flows (Terekhov A.L., Drobakha M.N. Noise suppressors for gas pumping units: IRC Gazprom LLC, 2007) is known. Mufflers of this type are effective in lowering the level of low- and high-frequency noise, regardless of the source of their occurrence. In addition, the use of combined silencers simplifies and cheapens the process of improving the design of the silencer in order to achieve the required reduction in noise level, because making changes to the design of the muffler does not affect the design of the gas turbine engine. The disadvantages of this device are:
- потеря давления выхлопной струи при прохождении через глушитель;- loss of pressure of the exhaust stream when passing through a muffler;
- дополнительное внешнее аэродинамическое сопротивление корпуса глушителя.- additional external aerodynamic drag of the silencer housing.
- дополнительная масса глушителя.- additional mass of the muffler.
Уже известно выходное устройство реактивного двигателя, содержащее установленный в мотогондоле корпус основного сопла и шумоглушитель с периферийными соплами, расположенными вокруг основного сопла. На корпусе основного сопла размещен привод, периферийные сопла установлены с возможностью осевого перемещения, соединены с последним и снабжены шарнирно закрепленными заслонками, а на мотогондоле шарнирно укреплены крышки для перекрытия периферийных сопел на крейсерском режиме. (Патент РФ №1009151, F02K 1/28, B64D 33/06, опубл. 2005 г.)An output device of a jet engine is already known, comprising a main nozzle body installed in the engine nacelle and a silencer with peripheral nozzles located around the main nozzle. A drive is placed on the main nozzle body, peripheral nozzles are mounted with axial displacement, connected to the latter and provided with pivotally mounted flaps, and caps on the engine nacelle are pivotally mounted to block peripheral nozzles in cruising mode. (RF patent No. 1009151,
Глушение шума в этом выходном устройстве обеспечивается за счет выдува в реактивную струю дополнительной струи газа по периферии и параллельно истекающей реактивной струе.The noise suppression in this output device is ensured by blowing an additional gas stream into the jet stream along the periphery and in parallel with the outgoing jet stream.
С помощью такого устройства можно получить снижение шума на величину 2 дБ в широком диапазоне частот Тяговые характеристики двигателя на крейсерском полете сохраняются неизменными, так как шумоглушащее устройство работает только при взлете и убирается в крейсерском полете.Using such a device, it is possible to obtain a noise reduction of 2 dB in a wide frequency range. The traction characteristics of the engine on a cruise flight remain unchanged, since the noise suppression device only works when taking off and retracts during a cruise flight.
К недостаткам указанного известного технического решения следует отнести:The disadvantages of this known technical solution include:
- потери мощности на создание дополнительной струи газа;- loss of power to create an additional jet of gas;
- уменьшение КПД двигателя вследствие воздействия на реактивную струю;- reduction in engine efficiency due to exposure to the jet stream;
- постоянное протекание выхлопной струи двигателя через, по меньшей мере, часть элементов выхлопного устройства с соответствующей потерей давления.- the constant flow of the exhaust jet of the engine through at least part of the elements of the exhaust device with a corresponding pressure loss.
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности снижения уровня шума авиационного двигателя или группы двигателей одной авиационной силовой установки на режимах взлета, набора высоты и посадки с наименьшими потерями давления на крейсерском режиме.The problem to which the present invention is directed is to increase the noise reduction efficiency of an aircraft engine or a group of engines of one aircraft power plant in take-off, climb and landing modes with the least pressure loss in cruising mode.
Предлагаются четыре варианта технического решения, из которых два варианта рассматривают авиационный, например реактивный двигатель, и два другие варианта относятся к группе авиационных двигателей одной, например, газотурбинной силовой установки.Four technical solutions are proposed, of which two options are considered aircraft, for example a jet engine, and two other options belong to the group of aircraft engines of one, for example, a gas turbine power plant.
Рассматриваем варианты авиационного, например реактивного двигателя.We are considering options for an aircraft, for example a jet engine.
Для решения поставленной задачи с достижением заявляемого технического результата известное выходное устройство авиационного двигателя, содержащее выходной патрубок, основное выходное сопло двигателя, по меньшей мере, одну поворотную заслонку, привод механизма управления, и шумоглушитель, устройство снабжено дополнительным выходным соплом и распределительным патрубком, соосно соединенным с выходным патрубком двигателя и разделенным в зоне установки поворотной заслонки на два сообщенных между собой со стороны выходного патрубка ответвления, каждое из которых снабжено выходным соплом, одно основным, в виде основного выходного сопла двигателя, а другое дополнительным, причем шумоглушитель размещен в одном из ответвлений перед дополнительным выходным соплом, привод механизма управления связан с заслонкой, а поворотная заслонка установлена с возможностью поочередного перекрытия каждого из ответвлений. Привод механизма управления поворотной заслонкой может быть выполнен гидравлическим или электрическим.To solve the problem with the achievement of the claimed technical result, the known output device of an aircraft engine containing an output pipe, the main output nozzle of the engine, at least one rotary damper, a control mechanism actuator, and a muffler, the device is equipped with an additional output nozzle and a distribution pipe coaxially connected with the engine outlet pipe and divided in the installation area of the butterfly valve into two communicated from each other from the outlet pipe side from the branches, each of which is equipped with an output nozzle, one main, in the form of the main output nozzle of the engine, and the other additional, moreover, the muffler is placed in one of the branches in front of the additional output nozzle, the actuator of the control mechanism is connected to the damper, and the rotary damper is installed with the possibility of alternating overlap each of the branches. The drive of the control mechanism of the rotary damper can be made hydraulic or electric.
Кроме того, известное выходное устройство реактивного двигателя, содержащее выходной патрубок, примыкающее к нему основное выходное сопло двигателя, шумоглушитель и привод механизма управления, согласно второму варианту предлагаемого технического решения, устройство дополнительно снабжено автономной гондолой для установки шумоглушителя, механически связанной с корпусом двигателя, механизмом для перемещения шумоглушителя, и дополнительным выходным соплом в виде сопла шумоглушителя, причем впускной патрубок шумоглушителя размещен соосно с примыканием к основному выходному соплу двигателя и шумоглушитель выполнен с возможностью перемещения шумоглушителя из положения примыкания впускного патрубка шумоглушителя к основному выходному соплу двигателя на режиме взлета и посадки в положение установки в его автономную гондолу на крейсерском режиме, а привод механизма управления механически связан с механизмом для перемещения шумоглушителя.In addition, the known output device of the jet engine, containing the output pipe adjacent to it the main output nozzle of the engine, a muffler and a drive of the control mechanism, according to the second embodiment of the proposed technical solution, the device is additionally equipped with an autonomous nacelle for installing a muffler, mechanically connected with the engine body, a mechanism to move the muffler, and an additional output nozzle in the form of a nozzle of a muffler, and the inlet pipe of the muffler is placed coaxially adjacent to the main output nozzle of the engine and the muffler is configured to move the muffler from the junction of the inlet pipe of the muffler to the main output nozzle of the engine in the take-off and landing mode to the installation position in its autonomous nacelle in cruising mode, and the drive of the control mechanism is mechanically connected to move the muffler.
Привод механизма перемещения шумоглушителя может быть выполнен гидравлическим или электрическим.The drive mechanism for moving the silencer can be made hydraulic or electric.
Кроме того, рассматриваем варианты для группы авиационных двигателей одной силовой установки.In addition, we are considering options for a group of aircraft engines of one power plant.
Предлагаются варианты решения поставленной задачи с группой авиационных двигателей, например газотурбинных, двухмоторной силовой установки.Options for solving the problem with a group of aircraft engines, such as gas turbine, twin-engine power plants, are proposed.
Уже известно выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, например, двухмоторной газотурбинной силовой установки, представляющее собой насадок к выхлопному патрубку газотурбинного двигателя двухмоторной силовой установки вертолета, выполненный в виде трубчатого элемента (представляющий собой выходное сопло), примыкающего к выходу выхлопного патрубка, причем плоскость выходного среза насадка наклонена относительно вертикальной и горизонтальной плоскостей, проходящих через продольную ось вертолета, так, что проекция нормали к плоскости плоскость выходного среза на горизонтальную плоскость составляет угол 25-30° с продольной осью вертолета, а проекция указанной нормали на вертикальную составляет угол 3-5° с продольной осью вертолета, при этом площадь выходного среза составляет 70-75% площади его входного среза (Патент РФ №2230005, B64D 33/04, опубл. 2004 г.).We already know the output device of the engine group of an aircraft power plant, for example, a twin-engine gas turbine power plant, which is a nozzle to the exhaust pipe of a gas turbine engine of a twin-engine power plant of a helicopter, made in the form of a tubular element (representing an output nozzle) adjacent to the exit of the exhaust pipe, and the plane the output section, the nozzle is inclined relative to the vertical and horizontal planes passing through the longitudinal axis of the helicopter, so that the projection of the normal to the plane of the plane of the output slice on the horizontal plane is an angle of 25-30 ° with the longitudinal axis of the helicopter, and the projection of this normal to the vertical is the angle of 3-5 ° with the longitudinal axis of the helicopter, while the area of the output slice is 70-75% of its area input slice (RF Patent No. 2230005, B64D 33/04, publ. 2004).
Благодаря указанной геометрии его срез на выходе повернут назад-вниз и имеет меньшую площадь. Направление хода струи выхлопных газов в канале полученного профиля и скорость истечения выхлопных газов из насадка выхлопного патрубка обеспечивают существенное снижение заброса выхлопных газов в воздухозаборные устройства.Due to the indicated geometry, its exit slice is turned back and down and has a smaller area. The direction of flow of the exhaust gas stream in the channel of the obtained profile and the exhaust velocity of the exhaust gases from the exhaust nozzle provide a significant reduction in the throwing of exhaust gases into the air intake devices.
Изменение площади и геометрии выходного сечения насадка позволило уменьшить до 60% неравномерность скорости выхлопной струи практически без увеличения ее максимального значения.Changing the area and geometry of the nozzle exit section allowed reducing the non-uniformity of the speed of the exhaust jet by up to 60% with practically no increase in its maximum value.
При работе газотурбинных двигателей интенсивность и величина заброса выхлопных газов в воздухозаборные устройства на режимах взлета, висения и на крейсерской скорости уменьшилось в сравнении с устройством-прототипом. Минимальный заброс выхлопных газов позволил улучшить на 5-10% характеристики силовой установки на режиме висения. Кроме этого влияние направления и скорости ветра сведено к нулю.During the operation of gas turbine engines, the intensity and magnitude of the throwing of exhaust gases into the air intake devices during take-off, hovering and cruising speeds decreased in comparison with the prototype device. The minimum exhaust throw allowed to improve by 5-10% the characteristics of the power plant in the hover mode. In addition, the influence of wind direction and speed is reduced to zero.
Известная из вышеуказанного патента геометрия насадка позволяет за счет расположения выходного среза насадка сформировать канал специального профиля, обеспечивающий изменение направления струи в канале и направления истечения газовой струи, что приводит к уменьшению заброса истекающих из выхлопного патрубка газовых струй в воздухозаборные устройства двигателей, а, следовательно, это позволяет улучшить характеристики силовой установки на режиме висения и на крейсерской скорости.The nozzle geometry known from the aforementioned patent allows, due to the location of the nozzle exit cut, to form a channel of a special profile that provides a change in the direction of the jet in the channel and the direction of the gas jet outflow, which leads to a decrease in the throw of gas jets flowing from the exhaust pipe into the air intake devices of the engines, and, therefore, this allows you to improve the characteristics of the power plant in hovering mode and at cruising speed.
К недостаткам указанного известного технического решения следует отнести: - практически отсутствие влияния на акустические характеристики группы двигателей авиационной силовой установки.The disadvantages of this known technical solution include: - virtually no impact on the acoustic characteristics of the engine group of an aircraft power plant.
Согласно третьему варианту предлагаемого технического решения известное выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, содержащее выходные патрубки каждого из двигателей и выходные сопла, устройство дополнительно снабжено шумоглушителем, общим для группы двигателей и распределительным патрубком, примыкающим к выходным патрубкам каждого из двигателей, выполненным с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем, и поворотными заслонками, установленными в распределительном патрубке и связанными с механизмом управления их перемещением, причем корпус распределительного патрубка выполнен с входной частью, имеющей входные ответвления, примыкающие к выходным патрубкам каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, имеющей по два сообщенных между собой выходных ответвления на каждый двигатель в группе, одно из которых снабжено выходным соплом, а другое ответвление для каждого двигателя в группе, сообщено с общим для всех двигателей в группе выходным патрубком, соосно примыкающим к впускному патрубку шумоглушителя, и поворотные заслонки установлены с возможностью попеременного перекрытия для всех двигателей в группе выходных ответвлений распределительного патрубка, снабженных выходными соплами или перекрытия выходных ответвлений распределительного патрубка, сообщенных с впускным патрубком шумоглушителя.According to the third embodiment of the proposed technical solution, the known output device of the engine group of the aircraft power plant, containing the output nozzles of each engine and the output nozzles, the device is additionally equipped with a silencer common to the group of engines and a distribution pipe adjacent to the output nozzles of each of the engines, made with a monolithic body as a single part for all engines in the group, rigidly connected to the muffler, and rotary dampers installed in the distribution pipe and associated with a mechanism for controlling their movement, the distribution pipe housing being made with an input part having input branches adjacent to and connected to output pipes of each of the engines in the group, and an output part having two output branches connected to each other for each engine in the group, one of which is equipped with an output nozzle, and the other branch for each engine in the group is communicated with the output pipe common to all engines in the group, coaxial adjacent to the muffler inlet pipe, and the rotary valve installed with the possibility of variable overlap for all motors in the group of output taps distributor pipe provided with outlet nozzles and output overlap branching distribution pipe communicated with the muffler inlet pipe.
Механизм управления перемещением поворотных заслонок выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим приводом.The mechanism for controlling the movement of the rotary shutters is made lever with a hydraulic or electric drive.
Согласно четвертому варианту предлагаемого технического решения известное выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, содержащее выходные патрубки каждого из двигателей и выходные сопла, примыкающие к выходным патрубкам каждого из двигателей, дополнительно снабжено общим для группы двигателей шумоглушителем, автономной гондолой для размещения шумоглушителя, механически связанной с корпусом, по меньшей мере, одного двигателя, и распределительным патрубком с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем, и снабжено механизмом управления перемещением шумоглушителя, причем корпус распределительного патрубка выполнен с входной частью, примыкающей к выходным соплам каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, размещенной соосно впускному патрубку шумоглушителя, сообщенной с ним, а шумоглушитель вместе с распределительным патрубком выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания входной части распределительного патрубка к выходным соплам каждого из двигателей в группе на режиме взлета и посадки в положение установки его в гондолу на крейсерском режиме, а привод механизма управления механически связан с механизмом для перемещения шумоглушителя.According to the fourth embodiment of the proposed technical solution, the known output device of the engine group of the aircraft power plant, containing the output nozzles of each engine and the output nozzles adjacent to the output nozzles of each of the engines, is additionally equipped with a common silencer for the engine group, an autonomous nacelle for accommodating the silencer, mechanically connected to the housing of at least one engine, and the distribution pipe with a monolithic housing in the form of a single part for all engines in the group, rigidly connected to the silencer, and is equipped with a mechanism for controlling the movement of the silencer, and the housing of the distribution pipe is made with the input part adjacent to the output nozzles of each of the engines in the group and communicated with them, and the output part coaxial with the inlet pipe of the silencer, communicated with it, and the muffler together with the distribution pipe is arranged to move from the adjoining position of the input part of the distribution pipe to the output nozzles each of the engines in the group in the take-off and landing mode to the position of its installation in the nacelle in the cruise mode, and the drive of the control mechanism is mechanically connected with the mechanism for moving the muffler.
Привод механизма перемещения шумоглушителя может быть выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим.The drive mechanism for moving the silencer can be made lever with a hydraulic or electric.
В результате проведенного поиска по патентной и научно-технической литературе не выявлено известности предлагаемой совокупности существенных признаков.As a result of the search in the patent and scientific and technical literature, the popularity of the proposed set of essential features was not revealed.
Сущность предлагаемых технических решений поясняется графически.The essence of the proposed technical solutions is illustrated graphically.
На фиг. 1 схематично показано предлагаемое выходное устройство авиационного, например реактивного двигателя, выполненное согласно первому варианту исполнения на режиме шумоглушения (положение «А»).In FIG. 1 schematically shows the proposed output device of an aircraft, for example a jet engine, made according to the first embodiment in the sound attenuation mode (position "A").
На фиг. 2 схематично показано предлагаемое выходное устройство авиационного, например реактивного двигателя, выполненное согласно первому варианту исполнения на крейсерском режиме (положение «В»).In FIG. 2 schematically shows the proposed output device of an aircraft, for example a jet engine, made according to the first embodiment in cruising mode (position "B").
На фиг. 3 схематично показано предлагаемое выходное устройство авиационного, например реактивного двигателя, выполненное согласно второму варианту исполнения на режиме шумоглушения.In FIG. 3 schematically shows the proposed output device of an aircraft, for example a jet engine, made according to the second embodiment in the noise suppression mode.
На фиг. 4 схематично показано предлагаемое выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, выполненное согласно третьему варианту исполнения на режиме шумоглушения (положение «С»).In FIG. 4 schematically shows the proposed output device of a group of engines of an aircraft power plant, made according to the third embodiment in the noise suppression mode (position “C”).
На фиг. 5 схематично показано предлагаемое выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, выполненное согласно третьему варианту исполнения на крейсерском режиме (положение «D»).In FIG. 5 schematically shows the proposed output device of a group of engines of an aircraft power plant, made according to the third embodiment in cruise mode (position “D”).
На фиг. 6 схематично показано предлагаемое выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, выполненное согласно четвертому варианту исполнения на режиме шумоглушения.In FIG. 6 schematically shows the proposed output device of a group of engines of an aircraft power plant, made according to the fourth embodiment in the silencing mode.
Представленное на фиг. 1-2 выходное устройство авиационного двигателя, выполненное согласно первому варианту исполнения на режиме шумоглушения и на крейсерском режиме, соответственно, содержит выходной патрубок 1, основное выходное сопло 2 двигателя, по меньшей мере, одну поворотную заслонку 3, привод механизма управления (не показан), и шумоглушитель 4.Presented in FIG. 1-2, the output device of the aircraft engine, made according to the first embodiment in the silencing mode and cruising mode, respectively, contains an
Устройство дополнительно снабжено дополнительным выходным соплом 5 и распределительным патрубком 6, соосно соединенным с выходным патрубком 1 двигателя и разделенным в зоне установки поворотной заслонки 3 на два сообщенных между собой со стороны выходного патрубка ответвления 7, 8, каждое из которых снабжено выходным соплом, одно основным, в виде основного выходного сопла 2 двигателя, а другое дополнительным 5, причем шумоглушитель 4 размещен в одном из ответвлений 7 перед дополнительным выходным соплом 5, привод механизма управления (не показан) связан с заслонкой 3, а поворотная заслонка 3 установлена с возможностью поочередного перекрытия каждого из ответвлений 7, 8. Механизм управления поворотной заслонкой 3 выполнен рычажным и его привод (не показан) может быть выполнен гидравлическим или электрическим.The device is additionally equipped with an additional output nozzle 5 and a distribution pipe 6, coaxially connected to the
Выходное устройство авиационного двигателя согласно первому варианту исполнения работает следующим образом.The output device of the aircraft engine according to the first embodiment works as follows.
Посредством перекрытия ответвления 8 поворотной заслонкой 3 (положение «А») на режимах взлета, набора высоты и посадки самолета выхлопная струя двигателя поступает во входную часть распределительного патрубка 6, проходит через ответвление 7 и размещенный в этом ответвлении шумоглушитель 4 и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через дополнительное выходное сопло 5 шумоглушителя 4.By shutting off branch 8 with a rotary damper 3 (position “A”) during take-off, climb and landing, the engine exhaust stream enters the inlet of the distribution pipe 6, passes through
На режиме крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета посредством перекрытия ответвления 7 поворотной заслонкой 3 (положение «В») выхлопная струя двигателя поступает во входную часть распределительного патрубка 6, далее проходит через ответвление 8, его основное выходное сопло 2 и через него, минуя глушитель 4, выходит без потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 4.In cruise flight mode outside the zone of limitation of external noise of the aircraft by blocking the
Представленное на фиг. 3 выходное устройство авиационного двигателя, выполненное согласно второму варианту исполнения предлагаемого технического решения на режиме шумоглушения, содержит выходной патрубок 1 двигателя, примыкающее к выходному патрубку 1 и связанное с ним основное выходное сопло 2 двигателя, шумоглушитель 4, снабженный дополнительным выходным соплом 9 и впускным патрубком 10, и привод механизма управления (не показан), связанный с механизмом 11 для перемещения шумоглушителя.Presented in FIG. 3, the output device of the aircraft engine, made according to the second embodiment of the proposed technical solution in the silencing mode, comprises an
Устройство также снабжено автономной гондолой (не показана) для установки шумоглушителя 4, механически связанной с корпусом (не показан) двигателя, а шумоглушитель 4 выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания впускного патрубка 10 шумоглушителя 4 к основному выходному соплу 2 на режиме взлета и посадки в положение установки в его автономную гондолу (не показана) на крейсерском режиме.The device is also equipped with an autonomous nacelle (not shown) for installing a
Привод механизма управления (не показан) механически связан с механизмом 11 для перемещения шумоглушителя 4. Механизм 11 перемещения шумоглушителя 4 в автономную гондолу (не показана) может быть выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим приводом (не показан).The drive of the control mechanism (not shown) is mechanically connected with the
Выходное устройство авиационного двигателя согласно второму варианту исполнения предлагаемого технического решения работает следующим образом.The output device of the aircraft engine according to the second embodiment of the proposed technical solution works as follows.
На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета механизм 11 перемещения шумоглушителя 4, снабженный электро- или гидравлическим приводом, фиксирует шумоглушитель 4 в положении примыкания впускного патрубка 10 шумоглушителя 4 к выходному соплу 2 двигателя, причем впускной патрубок 10 шумоглушителя 4 и выходное сопло 2 двигателя располагают соосно между собой и с примыканием. Выхлопная струя двигателя поступает во впускной патрубок 10 шумоглушителя 4, в шумоглушитель 4 и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через дополнительное выходное сопло 9 шумоглушителя 4.In the take-off, climb and landing modes of the aircraft, the
При переходе на режим крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета механизм 11 перемещения шумоглушителя 4, снабженный электро- или гидравлическим приводом (не показан), фиксирует глушитель 4 в положении, отсоединенном от основных выходных сопел 2, с размещением его автономной гондоле (не показана). Выхлопная струя двигателя проходит через основное выходное сопло 2 и через него, минуя глушитель 4, выходит без потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 4.When switching to cruise flight mode outside the aircraft's external noise restriction zone, the
Предлагаемое выходное устройство группы авиационных двигателей, например, двухмоторной силовой установки, выполненное согласно третьему варианту исполнения представленное на фиг. 4, 5 на режиме шумоглушения и на крейсерском режиме, соответственно, содержит выходные патрубки 1 каждого из двигателей и выходные сопла 2 каждого из двигателей, шумоглушитель 12, общий для группы двигателей и распределительный патрубок 13, примыкающий к выходным патрубкам 1 каждого из двигателей, распределительный патрубок 13 выполнен с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связан с шумоглушителем 12, и поворотными заслонками 14, установленными в распределительном патрубке 13 и связанными с механизмом управления (не показан) их перемещением. Корпус распределительного патрубка 13 выполнен с входной частью, имеющей входные ответвления 15, примыкающие к выходным патрубкам 1 каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, имеющей по два сообщенных между собой выходных ответвления 16, 17 на каждый двигатель в группе, одно из которых 17 снабжено выходным соплом 2, а другое ответвление 16 для каждого двигателя в группе, сообщено с общим для всех двигателей в группе впускным патрубком 18 шумоглушителя 12. Каждая поворотная заслонка 14 закреплена напротив выходного патрубка 1 каждого из двигателей, соответственно, между ответвлениями 16 и 17 распределительного патрубка 13, соответственно, с возможностью попеременного перекрытия обоих ответвлений 17 для обеспечения свободного сообщения выходной части распределительного патрубка 13 только с впускным патрубком 18 шумоглушителя 12 в положении «С» на режиме шумоглушения или с возможностью перекрытия обеими поворотными заслонками 14 обоих ответвлений 16 выходной части распределительного патрубка 13 для обеспечения свободного сообщения только с ответвлениями 17, каждое из которых снабжено выходным соплом 2, в положении «D» на крейсерском режиме.The proposed output device of a group of aircraft engines, for example, a twin-engine power plant, made according to a third embodiment shown in FIG. 4, 5 in the silencing mode and in the cruising mode, respectively, contains the
Работа предлагаемого выходного устройства группы авиационных двигателей, например, двухмоторной силовой установки осуществляется следующим образом. Посредством перекрытия ответвлений 17 обеими поворотными заслонками 14 (положение «С») на режимах взлета, набора высоты и посадки самолета выхлопная струя двигателя поступает во входную часть распределительного патрубка 13, проходит через ответвления 16 выходного патрубка 13, примыкающие к впускному патрубку 18 шумоглушителя 12, проходит через шумоглушитель 12 и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через выходное соплом 7 шумоглушителя 12.The work of the proposed output device of the group of aircraft engines, for example, a twin-engine power plant is as follows. By blocking the
На режиме крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета посредством перекрытия ответвлений 16 распределительного патрубка 13 обеими поворотными заслонками 14 (положение «Д») выхлопная струя двигателя поступает во входную часть 15 распределительного патрубка 13, далее через ответвления 17 проходит через выходные сопла 2, минуя глушитель 12, без потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 12.In the cruise flight mode, outside the zone of limitation of the external noise of the aircraft by blocking the
Предлагаемое выходное устройство группы авиационных двигателей, например, двухмоторной силовой установки, выполненное согласно четвертому варианту исполнения на режиме шумоглушения, представленное на фиг. 6 содержит выходные патрубки 1 каждого из двигателей и выходные сопла 2, примыкающие к выходным патрубкам 1 каждого из двигателей. Устройство дополнительно снабжено общим для группы двигателей шумоглушителем 12, автономной гондолой (не показана) для размещения шумоглушителя 12, механически связанной с корпусом (не показан), по меньшей мере, одного двигателя, и распределительным патрубком 13 с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем 12. Снабжено механизмом управления перемещением шумоглушителя (не показан), причем корпус распределительного патрубка 13 выполнен с входной частью 15, примыкающей к выходным соплам 2 каждого из двигателей в группе и сообщенной с ними, и выходной частью 16, размещенной соосно впускному патрубку 18 шумоглушителя 12, сообщенной с ним. Шумоглушитель 12 вместе с распределительным патрубком 13 выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания входной части 15 распределительного патрубка 13 к выходным соплам 2 каждого из двигателей в группе на режиме взлета и посадки в положение установки его в гондолу (не показана) на крейсерском режиме, а привод механизма управления (не показан) механически связан с механизмом для перемещения 11 шумоглушителя 12.The proposed output device of a group of aircraft engines, for example, a twin-engine power plant, made according to the fourth embodiment in the noise suppression mode, shown in FIG. 6 contains
Механизм 11 для перемещения шумоглушителя 4, может быть выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим приводом.The
Работа предлагаемого выходного устройства группы авиационных двигателей, например двухмоторной силовой установки, осуществляется следующим образом.The work of the proposed output device of the group of aircraft engines, for example a twin-engine power plant, is as follows.
На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета механизм управления механически связанный с механизмом 11 для перемещения шумоглушителя 12, снабженный электро- или гидравлическим приводом, фиксирует шумоглушитель 12 жестко связанный с распределительным патрубком 13 в положении примыкания входной части распределительного патрубка 13 к выходным соплам 2 каждого из двигателей в группе. При этом уровень шума выходной струи двигателей, пройдя через глушитель 12, существенно снижается. При переходе на режим крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета механизм 11 для перемещения шумоглушителя 12, снабженный электро- или гидравлическим приводом, фиксирует глушитель 12, жестко связанный с распределительным патрубком 13, в положении, отсоединенном от выходных сопел 2 двигателей, с размещением в гондоле.In the take-off, climb and landing modes of the aircraft, the control mechanism mechanically connected to the
На режиме взлета и набора высоты тяга двигателя обеспечивается с учетом потерь давления в глушителе 12. Однако на крейсерском режиме полета самолета отсутствие глушителя 12 перед выходными соплами 2 двигателя обеспечивает отсутствие потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 12, что в свою очередь способствует снижению расхода топлива на крейсерском режиме полета самолета, который является самым продолжительным режимом в полете.In the take-off and climb mode, the engine thrust is provided taking into account the pressure loss in the
Применение предложенного технического решения в вариантах позволит существенно поднять эффективность шумоглушения при взлете и посадке, снизить потери давления выходной струи и, как следствие, расход топлива на крейсерском режиме работы.The application of the proposed technical solution in the options will significantly increase the efficiency of sound attenuation during takeoff and landing, reduce the pressure loss of the output jet and, as a result, fuel consumption during the cruising mode of operation.
Claims (12)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016138006A RU2641341C1 (en) | 2016-09-23 | 2016-09-23 | Output device aircraft engine and group of aircraft engines of power unit (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016138006A RU2641341C1 (en) | 2016-09-23 | 2016-09-23 | Output device aircraft engine and group of aircraft engines of power unit (versions) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2641341C1 true RU2641341C1 (en) | 2018-01-17 |
Family
ID=68235739
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016138006A RU2641341C1 (en) | 2016-09-23 | 2016-09-23 | Output device aircraft engine and group of aircraft engines of power unit (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2641341C1 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4294068A (en) * | 1978-03-27 | 1981-10-13 | The Boeing Company | Supersonic jet engine and method of operating the same |
| RU2033535C1 (en) * | 1991-10-22 | 1995-04-20 | Передрий Василий Федорович | Exhaust system for internal combustion engine |
| SU1009151A1 (en) * | 1981-05-08 | 2005-12-10 | В.Н. Анисимов | OUTPUT DEVICE OF THE REACTIVE ENGINE |
-
2016
- 2016-09-23 RU RU2016138006A patent/RU2641341C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4294068A (en) * | 1978-03-27 | 1981-10-13 | The Boeing Company | Supersonic jet engine and method of operating the same |
| SU1009151A1 (en) * | 1981-05-08 | 2005-12-10 | В.Н. Анисимов | OUTPUT DEVICE OF THE REACTIVE ENGINE |
| RU2033535C1 (en) * | 1991-10-22 | 1995-04-20 | Передрий Василий Федорович | Exhaust system for internal combustion engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10989143B2 (en) | Gas turbine engine bifurcation located fan variable area nozzle | |
| US7753311B2 (en) | Propulsion system, aircraft comprising the propulsion system and an outlet device for a jet engine | |
| US7600384B2 (en) | Gas exhaust nozzle for a bypass turbomachine having an exhaust or throat section that can be varied by moving the secondary cowl | |
| JP5121440B2 (en) | Convertible gas turbine engine | |
| CN112664349A (en) | Propulsion system architecture | |
| US10829232B2 (en) | Aircraft comprising a propulsion assembly including a fan on the rear of the fuselage | |
| US7950218B2 (en) | Bypass turbomachine with artificial variation of its throat section | |
| JP2008144764A (en) | System and method for passively directing aircraft engine nozzle fluid | |
| CN111380074B (en) | Intelligent adjusting system for air flow distribution of combustion chamber and working method thereof | |
| US7484355B2 (en) | Thrust reverser comprising optimized deflector gratings | |
| US4193262A (en) | Gas turbine engines | |
| EP3017169B1 (en) | Gas turbine engine system for modulating flow of fan by-pass air and core engine air and corresponding method | |
| US10550704B2 (en) | High performance convergent divergent nozzle | |
| US3726091A (en) | Sound suppressing apparatus | |
| US20120192543A1 (en) | Exhaust nozzle for a bypass airplane turbojet having a deployable secondary cover and a retractable central body | |
| RU2005102777A (en) | TWO-CIRCUIT TUBE-REACTIVE ENGINE | |
| JP2016098819A (en) | Gas turbine engine and method of assembling gas turbine engine | |
| CN112728585B (en) | System for rotary detonation combustion | |
| JP2008298068A (en) | Gas turbine engine and nacelle | |
| RU2316662C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| WO2015006162A1 (en) | Three spool geared turbofan with low pressure compressor drive gear system | |
| US20180149052A1 (en) | An acoustic attenuator for damping pressure vibrations in an exhaust system of an engine, an acoustic attenuation system using the attenuators, and method of damping pressure vibrations in an exhaust system of an engine | |
| RU2641341C1 (en) | Output device aircraft engine and group of aircraft engines of power unit (versions) | |
| JPH07139428A (en) | Tail pipe device having improved fuel efficiency | |
| RU2302544C1 (en) | Double-flow turbojet engine with birotative fan |