RU2682804C1 - Выходное устройство авиационного реактивного двигателя - Google Patents
Выходное устройство авиационного реактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2682804C1 RU2682804C1 RU2018104717A RU2018104717A RU2682804C1 RU 2682804 C1 RU2682804 C1 RU 2682804C1 RU 2018104717 A RU2018104717 A RU 2018104717A RU 2018104717 A RU2018104717 A RU 2018104717A RU 2682804 C1 RU2682804 C1 RU 2682804C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- output
- engine
- aircraft
- muffler
- Prior art date
Links
- 230000003584 silencer Effects 0.000 claims abstract description 15
- 238000013016 damping Methods 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
-
- 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
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
- F02K1/11—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted eyelids
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
Abstract
Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Выходное устройство авиационного реактивного двигателя, установленного на летательное средство, содержащее крыло, содержит выходное сопло двигателя и шумоглушитель, снабженный выходным соплом. Выходное устройство управляемо конфигурируется таким образом, что на режимах взлета, набора высоты и посадки в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов выходная струя двигателя через шумоглушитель поступает в выходное сопло шумоглушителя, а на режиме крейсерского полета поступает в выходное сопло двигателя, минуя шумоглушитель. Выходное сопло шумоглушителя выполнено таким образом, что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла. Изобретение повышает эффективность глушения шума при взлете, наборе высоты и посадке и по меньшей мере частично компенсирует потери подъемной силы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.
Description
Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкции и размещению на авиационной силовой установке элементов, а, именно, выхлопных устройств авиационных реактивных двигателей для уменьшения их шума и частичной компенсации потерь силы тяги двигателя при глушении его шума.
Снижение шума реактивных 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 двигателей складывается из шумов внутренних агрегатов и узлов (компрессора, турбины, камеры сгорания и др.) и шума выхлопной струи из сопла реактивных двигателей. На основании экспериментальных данных установлено, что наибольший шум возникает от выхлопной струи из сопла двигателей. (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.)
Известно выходное устройство двигателя и группы авиационных двигателей силовой установки (варианты). (Патент РФ №2641341, B64D 33/04, F02K 1/11 опубл. 17.01.2018 г.). Глушение шума в этом выходном устройстве обеспечивается шумоглушителем, снабженным выходным соплом. Выходное устройство управляемо конфигурируется таким образом, что на режимах взлета, набора высоты и посадки в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов выходная струя двигателя через шумоглушитель поступает в выходное сопло шумоглушителя, а на режиме крейсерского полета поступает в выходное сопло двигателя, минуя шумоглушитель
К недостаткам указанного известного технического решения следует отнести потери мощности на преодоление сопротивления шумоглушителя на режимах взлета, набора высоты и посадки самолета в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов, что требует повышения мощности реактивного двигателя на указанных режимах.
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности снижения уровня шума авиационного реактивного двигателя на режимах взлета, набора высоты и посадки с, по меньшей мере, частичной компенсацией потери давления.
Предлагаются два варианта технического решения.
1. Рассматриваем первый вариант. Для решения поставленной задачи с достижением заявляемого технического результата выходное сопло шумоглушителя выполнено таким образом, что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла.
2. Согласно второму варианту предлагаемого технического решения выходное сопло шумоглушителя выполнено с дистанционным управлением, поворотным, по меньшей мере, в вертикальной плоскости, так что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла, величина которых изменяется при изменении угла поворота сопла шумоглушителя. Привод механизма поворота выходного сопла шумоглушителя может быть выполнен гидравлическим или электрическим.
В результате проведенного поиска по патентной и научно-технической литературе не выявлено известности предлагаемой совокупности существенных признаков.
Выходное устройство авиационного двигателя согласно первому варианту исполнения работает следующим образом.
На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета выхлопная струя двигателя проходит через шумоглушитель и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через выходное сопло. Поскольку сопло выходного отверстия после глушителя выполнено таким, что обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе, Крыла, эта сила, по меньшей мере, частично компенсирует потерю мощности двигателя для обеспечения требуемой подъемной силы.
Выходное устройство авиационного двигателя согласно второму варианту исполнения предлагаемого технического решения работает следующим образом.
На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета механизм перемещения сопла выходного отверстия после глушителя по команде осуществляет поворот сопла в вертикальной плоскости для обеспечения наряду с продольной тягой вертикальной силы в дополнение к подъемной силе крыла. Эта сила, по меньшей мере, частично компенсирует потерю мощности двигателя для обеспечения требуемой подъемной силы. Возможность управления поворотом сопла в вертикальной плоскости позволяет выбрать наилучшее положение сопла для каждого этапа режима взлета, набора высоты и посадки самолета.
На крейсерском режиме полета самолета отсутствие глушителя перед выходным соплом двигателя обеспечивает отсутствие потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе, что в свою очередь способствует снижению расхода топлива на крейсерском режиме полета самолеча, который является самым продолжительным режимом в полете.
Применение предложенного технического решения в вариантах позволит поднять эффективность шумоглушения при взлете и посадке, и, по меньшей мере, частично компенсировать потери подъемной силы.
Claims (4)
1. Выходное устройство авиационного реактивного двигателя, установленного на летательное средство, содержащее крыло, содержит выходное сопло двигателя и шумоглушитель, снабженный выходным соплом, выходное устройство управляемо конфигурируется таким образом, что на режимах взлета, набора высоты и посадки в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов выходная струя двигателя, через шумоглушитель поступает в выходное сопло шумоглушителя, а на режиме крейсерского полета поступает в выходное сопло двигателя, минуя шумоглушитель, отличающееся тем, что выходное сопло шумоглушителя выполнено таким образом, что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла.
2. Выходное устройство авиационного реактивного двигателя, установленного на летательное средство, содержащее крыло, содержит выходное сопло двигателя и шумоглушитель, снабженный выходным соплом, выходное устройство управляемо конфигурируется таким образом, что на режимах взлета, набора высоты и посадки в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов выходная струя двигателя через шумоглушитель поступает в выходное сопло шумоглушителя, а на режиме крейсерского полета поступает в выходное сопло двигателя, минуя шумоглушитель, отличающееся тем, что выходное сопло шумоглушителя выполнено с дистанционным управлением, поворотным, по меньшей мере, в вертикальной плоскости, так что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла, величина которых изменяется при изменении угла поворота сопла шумоглушителя.
3. Выходное устройство авиационного реактивного двигателя по п. 2, отличающееся тем, что привод механизма поворота сопла выполнен гидравлическим.
4. Выходное устройство авиационного реактивного двигателя по п. 2, отличающееся тем, что привод механизма поворота сопла выполнен электрическим.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018104717A RU2682804C1 (ru) | 2018-02-07 | 2018-02-07 | Выходное устройство авиационного реактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018104717A RU2682804C1 (ru) | 2018-02-07 | 2018-02-07 | Выходное устройство авиационного реактивного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2682804C1 true RU2682804C1 (ru) | 2019-03-21 |
Family
ID=65858588
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018104717A RU2682804C1 (ru) | 2018-02-07 | 2018-02-07 | Выходное устройство авиационного реактивного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2682804C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU201101A1 (ru) * | Л. И. Сорккн , О. В. Яковлевский | Шумоглушитель выхлопной струи реактивногодвигателя | ||
US3954224A (en) * | 1965-07-23 | 1976-05-04 | The Boeing Company | Jet noise suppressor |
WO1983003281A1 (en) * | 1982-03-17 | 1983-09-29 | Klees, Garry, William | Internally ventilated noise suppressor with large plug nozzle |
US6311928B1 (en) * | 2000-01-05 | 2001-11-06 | Stage Iii Technologies, L.C. | Jet engine cascade thrust reverser for use with mixer/ejector noise suppressor |
SU1009151A1 (ru) * | 1981-05-08 | 2005-12-10 | В.Н. Анисимов | Выходное устройство реактивного двигателя |
RU2457344C2 (ru) * | 2006-09-20 | 2012-07-27 | Турбомека | Шумоглушительное устройство для глушения шума в вертолетном газотурбинном двигателе и двигатель, снабженный этим устройством |
-
2018
- 2018-02-07 RU RU2018104717A patent/RU2682804C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU201101A1 (ru) * | Л. И. Сорккн , О. В. Яковлевский | Шумоглушитель выхлопной струи реактивногодвигателя | ||
US3954224A (en) * | 1965-07-23 | 1976-05-04 | The Boeing Company | Jet noise suppressor |
SU1009151A1 (ru) * | 1981-05-08 | 2005-12-10 | В.Н. Анисимов | Выходное устройство реактивного двигателя |
WO1983003281A1 (en) * | 1982-03-17 | 1983-09-29 | Klees, Garry, William | Internally ventilated noise suppressor with large plug nozzle |
US6311928B1 (en) * | 2000-01-05 | 2001-11-06 | Stage Iii Technologies, L.C. | Jet engine cascade thrust reverser for use with mixer/ejector noise suppressor |
RU2457344C2 (ru) * | 2006-09-20 | 2012-07-27 | Турбомека | Шумоглушительное устройство для глушения шума в вертолетном газотурбинном двигателе и двигатель, снабженный этим устройством |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7600384B2 (en) | Gas exhaust nozzle for a bypass turbomachine having an exhaust or throat section that can be varied by moving the secondary cowl | |
US7162859B2 (en) | Variable cycle propulsion system with gas tapping for a supersonic airplane, and a method of operation | |
EP2912271B1 (en) | Unducted thrust producing system architecture | |
US10829232B2 (en) | Aircraft comprising a propulsion assembly including a fan on the rear of the fuselage | |
US7469529B2 (en) | Chevron-type primary exhaust nozzle for aircraft turbofan engine, and aircraft comprising such a nozzle | |
US9261019B2 (en) | Variable cycle gas turbine engine | |
EP2069630B1 (en) | Nacelle assembly and corresponding method | |
US4712750A (en) | Temperature control device for jet engine nacelle associated structure | |
US2569497A (en) | Combined variable area nozzle and after-burner control for jet motors | |
US20120192543A1 (en) | Exhaust nozzle for a bypass airplane turbojet having a deployable secondary cover and a retractable central body | |
US20210171212A1 (en) | Hybrid turbine engine with selective electrical module engagement | |
RU2522208C1 (ru) | Пилон газотурбинного двигателя в сборе и система газотурбинного двигателя | |
EP3392150B1 (en) | Variable-geometry boundary layer diverter | |
RU2682804C1 (ru) | Выходное устройство авиационного реактивного двигателя | |
US10894594B2 (en) | Aircraft including a wing with improved acoustic treatment | |
US11408368B2 (en) | Reconfigurable exhaust nozzle for a gas turbine engine | |
US20200271060A1 (en) | Variable cycle fan for minimizing noise | |
RU2367811C2 (ru) | Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге четырехдвигательного самолета при использовании реверса тяги двух внутренних двигателей | |
RU2704643C1 (ru) | Вертолет | |
US10161358B2 (en) | Twin target thrust reverser module | |
CN220267831U (zh) | 混合动力航空发动机 | |
RU2714090C1 (ru) | Винтокрылый летательный аппарат | |
RU2471676C1 (ru) | Летательный аппарат "летающая тарелка" | |
RU2475417C1 (ru) | Летательный аппарат "летающая тарелка" | |
RU199386U1 (ru) | Роторная реактивно-вентиляторная силовая установка ДМЕ |