RU2732360C1 - Noise-suppressing nozzle of air-jet engine - Google Patents

Noise-suppressing nozzle of air-jet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2732360C1
RU2732360C1 RU2019130538A RU2019130538A RU2732360C1 RU 2732360 C1 RU2732360 C1 RU 2732360C1 RU 2019130538 A RU2019130538 A RU 2019130538A RU 2019130538 A RU2019130538 A RU 2019130538A RU 2732360 C1 RU2732360 C1 RU 2732360C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
noise
flaps
air
jet engine
Prior art date
Application number
RU2019130538A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владлен Сергеевич Горбовской
Вячеслав Геннадьевич Кажан
Андрей Вячеславович Кажан
Андрей Владимирович Шенкин
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского"
Priority to RU2019130538A priority Critical patent/RU2732360C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2732360C1 publication Critical patent/RU2732360C1/en

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
    • 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
    • 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
    • F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
    • 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
    • F02K1/36—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto having an ejector
    • 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
    • F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly, to supersonic passenger airplane (SPA) nozzles with devices for noise reduction of the jet of air-jet engine. Noise-damping nozzle of air-jet engine comprises subsonic (1) and supersonic (2) parts with rectangular shape of critical section (3) of nozzle, located in supersonic part upper (7) and lower (6) rows of deflected by control signal of blinds. Nozzle supersonic part is extended along the flow by means of lower (4) and side (5) walls with increase in the cross-section area along the flow. Nozzle additionally comprises ejector (9) for supplying external air into supersonic part of nozzle through outlet holes under lower row of shutters.EFFECT: technical result is reduction of noise level.13 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области авиации, в частности, к соплам сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС) с устройствами для снижения шума струи воздушно-реактивного двигателя.The invention relates to the field of aviation, in particular, to nozzles of supersonic passenger aircraft (SPS) with devices for reducing the noise of a jet of an air-jet engine.

Осуществление крейсерского полета СПС возможно с использованием турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) низкой степени двухконтурности (m<2), что приводит к высокой скорости истечения струи и, как следствие, высокому уровню акустического излучения на режимах взлета-посадки. Однако, нормативная база, регламентирующая уровень шума на местности для СПС, находится в процессе разработки и на сегодняшний день отсутствует.An ATP cruising flight is possible using turbojet bypass engines (turbojet engines) with a low bypass ratio (m <2), which leads to a high jet outflow velocity and, as a consequence, a high level of acoustic radiation during takeoff and landing. However, the regulatory framework governing the noise level on the ground for the ATP is in the process of being developed and is currently absent.

Выполнение СПС предполагаемых норм по шуму для дозвуковых самолетов невозможно без создания и исследования технических решений, обеспечивающих существенное снижение скорости истечения реактивной струи, являющейся преобладающим источником шума на режимах взлета и набора высоты, а так же высокий уровень тягово-экономических характеристик силовой установки на всех режимах полета.The implementation of the ATP of the assumed noise standards for subsonic aircraft is impossible without the creation and study of technical solutions that provide a significant decrease in the speed of the jet stream, which is the predominant source of noise in the take-off and climb modes, as well as a high level of propulsion and economic characteristics of the power plant in all modes flight.

Известны плоское и осесимметричное шумоглушащие сопла воздушно реактивного двигателя (Патент RU 2313680 С2, 2016 г) в которых канал сопла в области критического сечения сопла разделен перегородками на ряд малых сопл, а на противоположных сторонах среза сопла между перегородками шарнирно прикреплены отклоняемые панели. На режиме шумоглушения у соседних малых сопл имеет место чередование углов установки панелей, прикрепленных к обечайке. Это приводит к тому, что вектора скорости истечения из соседних малых сопл направлены под углом друг к другу, увеличивая интенсивность смешения струи с набегающим потоком и уменьшая начальный участок зоны смешения, в результате чего происходит шумоглушение. Недостатком этих сопел является то, что за счет перегородок в критическом сечении увеличиваются потери тяги сопла, отсутствуют экранирующие поверхности, препятствующие распространению акустического излучения, источником которого является начальный участок слоя смешения высоконапорной струи с набегающим потоком, вниз и вбок. Кроме того, эффективность отклонения струи заметно снижается ввиду бокового перетекания наружного воздуха в боковые зазоры между створками.Known flat and axisymmetric noise-damping nozzles of an air-jet engine (Patent RU 2313680 C2, 2016) in which the nozzle channel in the nozzle throat area is divided by partitions into a number of small nozzles, and on opposite sides of the nozzle cut between partitions, deflectable panels are hingedly attached. In the mode of noise suppression, adjacent small nozzles have alternating installation angles of the panels attached to the shell. This leads to the fact that the velocity vectors of the outflow from adjacent small nozzles are directed at an angle to each other, increasing the intensity of mixing of the jet with the incoming flow and decreasing the initial section of the mixing zone, as a result of which noise suppression occurs. The disadvantage of these nozzles is that due to the partitions in the critical section, the nozzle thrust losses increase, there are no shielding surfaces that prevent the propagation of acoustic radiation, the source of which is the initial section of the mixing layer of the high-pressure jet with the incoming flow, downward and sideways. In addition, the efficiency of jet deflection is markedly reduced due to the lateral overflow of outside air into the lateral gaps between the flaps.

Известно осесимметричное сопло с шумоглушением, содержащее обечайку и центральное тело, между которыми расположены пилоны, разделяющие основной канал сопла на ряд каналов, а также эжектор, причем каждый пилон снабжен двумя панелями, подвижно соединенными с пилоном вдоль кромок, и механизмом поворота панелей (патент США №2940252, МПК F02K 1/26, 1960). Недостатком этого сопла является то, что крепление панелей к кромкам пилонов удлиняет внутренний канал сопла на длину панелей вдоль оси сопла, что уменьшает длину смешения внутреннего потока и внешнего воздуха в эжекторе и, соответственно, уменьшает уровень снижения шума. Кроме того, сверхзвуковая часть сопла формируется одной панелью, что не позволяет оптимальным образом регулировать сопло в широком диапазоне режимов полета и приводит к дополнительным потерям тяги. Кроме того, отсутствует экранирование зоны смешения высоконапорной струи, являющейся основным источником шума струи.Known axisymmetric nozzle with noise reduction, containing a shell and a central body, between which are located pylons, dividing the main channel of the nozzle into a number of channels, as well as an ejector, and each pylon is equipped with two panels, movably connected to the pylon along the edges, and a mechanism for turning the panels (US patent No. 2940252, IPC F02K 1/26, 1960). The disadvantage of this nozzle is that fixing the panels to the edges of the pylons lengthens the internal channel of the nozzle by the length of the panels along the axis of the nozzle, which reduces the mixing length of the internal flow and external air in the ejector and, accordingly, reduces the level of noise reduction. In addition, the supersonic part of the nozzle is formed by one panel, which does not allow optimal adjustment of the nozzle in a wide range of flight modes and leads to additional thrust losses. In addition, there is no screening of the mixing zone of the high-pressure jet, which is the main source of jet noise.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению, принятому за прототип, является шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя (патент RU 1565345 U1, 2015 г), содержащее дозвуковую и сверхзвуковую части с прямоугольной формой критического сечения сопла, а так же расположенные в сверхзвуковой части верхние и нижние ряды отклоняемых по управляющему сигналу шумоглушения створок. На режиме взлета и посадки соседние створки верхнего ряда, синхронно со створками нижнего ряда, отклоняются в шахматном порядке (в противоположные стороны). Отклоняемые створки верхнего и нижнего рядов выполнены с боковыми продольными перегородками, что препятствует боковому перетеканию наружного воздуха под створку в область разряжения, ухудшающего смешение высоконапорной струи с наружным воздухом и, как следствие, эффективность шумоглушения. На режиме крейсерского полета все створки верхнего и нижнего рядов отклонены на одинаковые углы, создавая оптимальную степень расширения струи. Недостатками этого сопла являются выступающие во внешнюю область сопла боковые перегородки, приводящие к увеличению аэродинамического сопротивления, а так же отсутствие экранирования зоны смешения высоконапорной струи, являющейся основным источником шума на режимах взлета - посадки.Closest to the proposed invention, taken as a prototype, is a noise-dampening nozzle of an air-jet engine (patent RU 1565345 U1, 2015), containing subsonic and supersonic parts with a rectangular shape of the nozzle throat, as well as upper and lower rows located in the supersonic part shutters deflected by the control signal of noise damping. In the takeoff and landing mode, the adjacent flaps of the upper row, synchronously with the flaps of the lower row, deviate in a checkerboard pattern (in opposite directions). The deflectable flaps of the upper and lower rows are made with lateral longitudinal partitions, which prevents the lateral overflow of outside air under the flap into the vacuum area, which worsens the mixing of the high-pressure jet with the outside air and, as a result, the effectiveness of noise suppression. In cruise mode, all the flaps of the upper and lower rows are deflected at the same angles, creating an optimal degree of jet expansion. The disadvantages of this nozzle are the side baffles protruding into the outer region of the nozzle, leading to an increase in aerodynamic resistance, as well as the lack of shielding of the mixing zone of the high-pressure jet, which is the main source of noise in the take-off-landing modes.

В результате, указанные недостатки не позволяют эффективно применять данные сопла для СПС нового поколения.As a result, these disadvantages do not allow effective use of these nozzles for new generation ATP.

Задачей и техническим результатом изобретения являются разработка высокоэффективного шумоглушащего сопла, обеспечивающего низкий уровень шума на режиме взлета и посадки, а также высокие тягово-экономические характеристики на всех режимах полета.The task and the technical result of the invention are the development of a highly efficient noise-dampening nozzle that provides a low noise level during takeoff and landing, as well as high thrust and economic characteristics in all flight modes.

Решение поставленной задачи и технический результат достигается тем, что в шумоглушащем сопле воздушно-реактивного двигателя, содержащем дозвуковую и сверхзвуковую части с прямоугольной формой критического сечения сопла, расположенные в сверхзвуковой части верхние и нижние ряды отклоняемых по управляющему сигналу шумоглушения створок, сверхзвуковая часть сопла продлена по потоку посредством нижней и боковых стенок с увеличением по потоку площади поперечного сечения. Сопло дополнительно содержит эжектор подачи наружного воздуха в сверхзвуковую часть сопла через выходные отверстия под нижним рядом створок.The solution to the problem and the technical result is achieved by the fact that in a noise-damping nozzle of an air-jet engine containing a subsonic and supersonic parts with a rectangular nozzle throat, the upper and lower rows of flaps deflected in the supersonic part, the supersonic part of the nozzle is extended along flow through the bottom and side walls with an increase in the flow cross-sectional area. The nozzle additionally contains an ejector for supplying external air to the supersonic part of the nozzle through the outlet openings under the lower row of flaps.

Технический результат достигается также тем, что критическое сечение сопла имеет удлиненный профиль до 0,25-0,5 калибра (высоты критического сечения) с наклоном к оси двигателя вниз на угол 0…4°.The technical result is also achieved by the fact that the critical section of the nozzle has an elongated profile up to 0.25-0.5 caliber (height of the critical section) with an inclination to the engine axis downward by an angle of 0 ... 4 °.

Технический результат достигается также тем, что длина сверхзвуковой части сопла составляет 8-10 калибров.The technical result is also achieved by the fact that the length of the supersonic part of the nozzle is 8-10 calibers.

Технический результат достигается также тем, что створки верхнего ряда выполнены с возможностью отклонения на угол 0…20° от нижней стенки.The technical result is also achieved by the fact that the flaps of the upper row are made with the ability to deviate at an angle of 0 ... 20 ° from the lower wall.

Технический результат достигается также тем, что верхний ряд створок выполнен с возможностью раздельного отклонения соседних створок по управляющему сигналу шумоглушения с разницей их углов отклонения 5…20°.The technical result is also achieved by the fact that the upper row of flaps is made with the possibility of separate deflection of adjacent flaps according to the noise damping control signal with a difference of their deflection angles of 5 ... 20 °.

Технический результат достигается также тем, что что створки верхнего ряда, отклоняемые вверх относительно соседних створок, имеют ширину в 1,3-1,5 раз больше, чем соседние.The technical result is also achieved by the fact that the flaps of the upper row, deflected upward relative to adjacent flaps, have a width of 1.3-1.5 times larger than the adjacent ones.

Технический результат достигается также тем, что что створки верхнего ряда, отклоняемые вверх относительно соседних створок, выполнены в форме трапеции на виде сверху с соотношением оснований 1:1,3…1,5 с расширением по потоку, а соседние - с сужением.The technical result is also achieved by the fact that the flaps of the upper row, deflected upward relative to the adjacent flaps, are made in the form of a trapezoid in the top view with a base ratio of 1: 1.3 ... 1.5 with expansion along the flow, and adjacent ones with a narrowing.

Технический результат достигается также тем, что что створки нижнего ряда выполнены с возможностью закрытия выходных отверстий эжектора при отсутствии управляющего сигнала шумоглушения и открытия - при его наличии.The technical result is also achieved by the fact that the flaps of the lower row are made with the possibility of closing the outlet openings of the ejector in the absence of a control signal for noise suppression and opening - if present.

Технический результат достигается также тем, створки нижнего ряда выполнены с возможностью синхронного отклонения вверх вместе с расположенными над ними створками верхнего ряда.The technical result is also achieved by the fact that the flaps of the lower row are made with the possibility of synchronous deflection upward together with the flaps of the upper row located above them.

Технический результат достигается также тем, что на нижней стенке ниже по потоку между следами створок нижнего ряда дополнительно расположены выходные отверстия эжектора, открываемые по управляющему сигналу шумоглушения отклоняемыми створками на угол 5…12° от нижней стенки (второй ряд нижних створок).The technical result is also achieved by the fact that on the lower wall downstream between the traces of the flaps of the lower row, there are additionally ejector outlets, which are opened by the control signal of noise damping by the deflected flaps at an angle of 5 ... 12 ° from the lower wall (second row of lower flaps).

Технический результат достигается также тем, что отклоняемые створки второго нижнего ряда выполнены с боковыми продольными перегородками.The technical result is also achieved by the fact that the deflected flaps of the second lower row are made with lateral longitudinal partitions.

Технический результат достигается также тем, что отклоняемые створки нижнего ряда выполнены с боковыми продольными перегородками.The technical result is also achieved by the fact that the deflected flaps of the lower row are made with lateral longitudinal partitions.

Технический результат достигается также тем, что сопло воздушно-реактивного двигателя содержит заслонку на нижней наружной поверхности сопла, перекрывающую вход эжектора при отсутствии управляющего сигнала шумоглушения и открывающую вход эжектора - при его наличии.The technical result is also achieved by the fact that the nozzle of the air-jet engine contains a flap on the lower outer surface of the nozzle, which closes the ejector inlet in the absence of a noise damping control signal and opens the ejector inlet, if present.

Изобретение иллюстрируется графическими материалами, где на фиг. 1 показан вид сверху шумоглушащего сопла воздушно-реактивного двигателя, на фиг. 2 - общий вид, на фиг. 3 - вид в сечениях А-А, а на фиг. 4 - вид в сечении В-В. На фиг. 5 представлена акустическая эффективность (в EPNdB) шумоглушащего сопла по сравнению с осесимметричным соплом.The invention is illustrated in drawings, where FIG. 1 shows a top view of a noise-dampening nozzle of an air-jet engine, FIG. 2 is a general view, FIG. 3 is a view in sections A-A, and in Fig. 4 is a view in section B-B. FIG. 5 shows the acoustic performance (in EPNdB) of a noise dampening nozzle compared to an axisymmetric nozzle.

Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя состоит (фиг. 3, 4) из дозвуковой части 1, сверхзвуковой части 2, продленной по потоку на 8-10 калибров (один калибр равен высоте критического сечения) посредством нижней 4 и боковых стенок 5 (фиг. 2) с увеличением по потоку площади поперечного сечения, критического сечении 3 с удлиненным профилем до 0,25-0,5 калибра и наклоном к оси двигателя на угол 0°…-4° (фиг. 4), отклоняемых створок нижнего ряда 6, отклоняемых створок верхнего ряда 7 на угол 0…20° от нижней стенки, отклоняемых створок второго нижнего ряда 8, эжектора 9, заслонки 10 на нижней наружной поверхности сопла.The noise-dampening nozzle of an air-jet engine consists (Fig. 3, 4) of a subsonic part 1, a supersonic part 2, extended downstream by 8-10 calibers (one caliber is equal to the height of the critical section) by means of the lower 4 and side walls 5 (Fig. 2 ) with an increase in the flow area of the cross-section, the critical section 3 with an elongated profile up to 0.25-0.5 caliber and an inclination to the engine axis at an angle of 0 ° ... -4 ° (Fig. 4), the deflected flaps of the lower row 6, deflected flaps of the upper row 7 at an angle of 0 ... 20 ° from the bottom wall, deflectable flaps of the second lower row 8, ejector 9, flaps 10 on the lower outer surface of the nozzle.

Управление створками верхнего ряда 7 и нижнего ряда 6, а так же створок второго нижнего ряда 8 осуществляется в автоматическом режиме системой управления, которая на режимах, требующих шумоглушения (взлет-посадка), подает управляющий сигнал шумоглушения, в соответствии с которым створки устанавливаются в требуемое положение, при этом разница углов отклонения соседних створок верхнего ряда составляет 5…20°, а отклонение происходит синхронно с расположенными под ними створками нижнего ряда.The flaps of the upper row 7 and the lower row 6, as well as the flaps of the second lower row 8, are controlled in automatic mode by the control system, which, in modes requiring noise damping (takeoff and landing), gives a control noise damping signal, in accordance with which the flaps are set to the required position, while the difference in the angles of deflection of adjacent flaps of the upper row is 5 ... 20 °, and the deflection occurs synchronously with the flaps of the lower row located under them.

По управляющему сигналу шумоглушения отклоняемые створки верхнего ряда 7 и нижнего ряда 6 увеличивают площадь соприкосновения высоконапорной струи воздушно-реактивного двигателя с набегающим потоком, кроме того, отклонение створок нижнего ряда 6 приводит к открытию выходных отверстий эжектора 9 на угол 5…12° от нижней стенки, обеспечивающего дополнительную подачу наружного воздуха в сверхзвуковую часть сопла, а отклонение заслонки 10 - к открытию входа в эжектор. Таким образом, длина начального участка зоны смешения, являющегося источником акустического излучения, уменьшается, благодаря чему становится возможным ее экранирование нижней и боковыми стенкам сверхзвуковой части сопла, уменьшая акустическое излучение по направлению вниз и вбок соответственно. Наличие второго нижнего ряда отклоняемых створок 8 с расположенными под ними дополнительными выходными отверстиями эжектора 9 исключает появление высокочастотных пульсация давления при взаимодействии высокоскоростной струи воздушно-реактивного двигателя с набегающим потоком в окрестности задней кромки сопла (нижней стенки) и, как следствие, улучшает эффективность шумоглушения. При отсутствии управляющего сигнала шумоглушения вход эжектора 9 на нижней наружной поверхности сопла перекрыт заслонкой 10, а выход - отклоняемыми под нулевым углом по отношению к нижней стенки створками нижнего ряда 6 и второго нижнего ряда 8.According to the control signal of noise damping, the deflected flaps of the upper row 7 and the lower row 6 increase the contact area of the high-pressure jet of the air-jet engine with the incoming flow, in addition, the deflection of the flaps of the lower row 6 leads to the opening of the outlet openings of the ejector 9 at an angle of 5 ... 12 ° from the lower wall providing additional supply of external air to the supersonic part of the nozzle, and the deflection of the flap 10 to open the inlet to the ejector. Thus, the length of the initial section of the mixing zone, which is a source of acoustic radiation, decreases, due to which it becomes possible to shield it from the lower and side walls of the supersonic part of the nozzle, reducing acoustic radiation downward and sideways, respectively. The presence of the second lower row of deflected flaps 8 with additional outlet openings of the ejector 9 located under them eliminates the appearance of high-frequency pressure pulsations during the interaction of a high-speed jet of an air-jet engine with an incoming flow in the vicinity of the trailing edge of the nozzle (bottom wall) and, as a consequence, improves the efficiency of noise suppression. In the absence of a noise damping control signal, the inlet of the ejector 9 on the lower outer surface of the nozzle is blocked by a shutter 10, and the outlet is blocked by the flaps of the lower row 6 and the second lower row 8 deflected at a zero angle with respect to the lower wall.

При наличии управляющего сигнал шумоглушения (режимы взлета-посадки) и характерных для двигателей низкой степени двухконтурности (m<2) скоростях истечения U~550 - 600 м/с потери тяги сопла равны 5,5-6% идеальной тяги сопла. На основании предположения о том, что преобладающим источником шума на режиме взлета-посадки является шум высоконапорной струи воздушно-реактивного двигателя, исследование акустических характеристик шумоглушащего сопла происходит в двух контрольных точках: в боковой контрольной точке (сбоку от сопла) и контрольной точке набора высоты (снизу от сопла). Акустическая эффективность (в EPNdB) шумоглушащего сопла по сравнению с осесимметричным соплом растет при увеличении скорости истечения струи (фиг. 5 а, б). При скоростях истечения высоконапорной струи воздушно-реактивного двигателя U~550-600 м/с ожидаемое снижение воспринимаемого шума струи на местности составляет величину порядка 8 EPNdB (фиг. 5а) в боковой контрольной точке, а в контрольной точке набора высоты 6 EPNdB (фиг. 5б). Данные результаты подтверждены в расчетных исследованиях с использованием методов вычислительной газовой динамики и в экспериментальных исследованиях крупномасштабной модели на акустическом стенде с горячими струями.In the presence of a control signal for noise suppression (take-off and landing modes) and exhaust velocities U ~ 550 - 600 m / s characteristic of engines with a low bypass degree (m <2), the nozzle thrust losses are equal to 5.5-6% of the ideal nozzle thrust. Based on the assumption that the noise of a high-pressure jet of an air-jet engine is the predominant source of noise during take-off and landing, the acoustic characteristics of the noise-dampening nozzle are studied at two control points: at the lateral control point (side of the nozzle) and the climb control point ( below the nozzle). The acoustic efficiency (in EPNdB) of a noise-dampening nozzle in comparison with an axisymmetric nozzle increases with an increase in the jet outflow velocity (Fig. 5 a, b). With the outflow velocities of the high-pressure jet of the air-jet engine U ~ 550-600 m / s, the expected decrease in the perceived noise of the jet on the ground is about 8 EPNdB (Fig.5a) at the lateral control point, and at the climb control point 6 EPNdB (Fig. 5 B). These results are confirmed in computational studies using computational gas dynamics methods and in experimental studies of a large-scale model on an acoustic test bench with hot jets.

При отсутствии управляющего сигнал шумоглушения (режимы транзвукового и крейсерского полета) потери тяги соответствуют значениям потери тяги осесимметричного сопла.In the absence of a control signal for noise suppression (transonic and cruise flight modes), the thrust losses correspond to the values of the thrust loss of the axisymmetric nozzle.

Створки верхнего ряда 7, отклоняемые вверх относительно соседних створок и имеющие ширину в 1:1,3…1,5 раз больше, чем соседние, благоприятно сказываются на отклонение за ними струи вверх и на перемешивание струи с набегающим потоком, вследствие чего происходит уменьшение максимальной скорости в выходном сечении сопла на 10% а увеличение потерь внутренней тяги составляет 0,1% идеальной тяги сопла. Такой же результат достигается со створкам верхнего ряда 7, отклоняемыми вверх относительно соседних створок и выполненными в форме трапеции на виде сверху с соотношением оснований 1:1,3…1,5 с расширением по потоку, а соседние - с сужением. Наличие боковых продольных перегородок отклоняемых створок нижних рядов (фиг. 2) приводит к уменьшению потерь тяги на 0,5%.The flaps of the upper row 7, deflected upward relative to adjacent flaps and having a width of 1: 1.3 ... 1.5 times greater than the neighboring ones, have a favorable effect on the deflection of the jet behind them upward and on the mixing of the jet with the incident flow, as a result of which the maximum velocity in the nozzle exit section by 10% and the increase in internal thrust losses is 0.1% of the ideal nozzle thrust. The same result is achieved with the flaps of the upper row 7, tilted upward relative to the adjacent flaps and made in the form of a trapezoid in the top view with a base ratio of 1: 1.3 ... 1.5 with expansion along the flow, and adjacent ones with a narrowing. The presence of lateral longitudinal partitions of the deflected flaps of the lower rows (Fig. 2) leads to a decrease in thrust losses by 0.5%.

Таким образом, технические результаты изобретения, а именно обеспечение низкого уровня шума и высоких тягово-экономических характеристик, достигаются за счет использования шумоглушащего сопла воздушно-реактивного двигателя, в котором при наличии управляющего сигнала шумоглушения акустическая эффективность (в EPNdB) увеличивается с увеличением скорости истечения струи и составляет 8 EPNdB в боковой контрольной точке и 6 EPNdB в контрольной точке набора высоты по отношению к эквивалентному осесимметричному соплу при скорости истечения струи ~550 м/с, а потери тяги сопла равны 5,5-6% идеальной тяги сопла.Thus, the technical results of the invention, namely, the provision of a low noise level and high traction and economic characteristics, are achieved through the use of a noise-dampening nozzle of an air-jet engine, in which, in the presence of a noise control signal, the acoustic efficiency (in EPNdB) increases with an increase in the jet outflow velocity and is 8 EPNdB at the lateral control point and 6 EPNdB at the climb control point with respect to the equivalent axisymmetric nozzle at a jet outflow velocity of ~ 550 m / s, and the nozzle thrust losses are equal to 5.5-6% of the ideal nozzle thrust.

Claims (13)

1. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя, содержащее дозвуковую и сверхзвуковую части с прямоугольной формой критического сечения сопла, расположенные в сверхзвуковой части верхние и нижние ряды отклоняемых по управляющему сигналу шумоглушения створок, отличающееся тем, что сверхзвуковая часть сопла продлена по потоку посредством нижней и боковых стенок с увеличением по потоку площади поперечного сечения, а также дополнительно содержит эжектор подачи наружного воздуха в сверхзвуковую часть сопла через выходные отверстия под нижним рядом створок.1. Noise-dampening nozzle of an air-jet engine, containing subsonic and supersonic parts with a rectangular shape of the nozzle throat, located in the supersonic part of the upper and lower rows of flaps deflected according to the control signal of noise suppression, characterized in that the supersonic part of the nozzle is extended along the flow by means of the lower and lateral walls with an increase in the flow of the cross-sectional area, and also further comprises an ejector for supplying external air to the supersonic part of the nozzle through the outlet openings under the lower row of flaps. 2. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что критическое сечение сопла имеет удлиненный профиль до 0,25-0,5 калибра (высоты критического сечения) с наклоном к оси двигателя вниз на угол 0…4°.2. The noise-dampening nozzle of an air-jet engine according to claim 1, characterized in that the critical section of the nozzle has an elongated profile up to 0.25-0.5 caliber (height of the critical section) with an inclination to the engine axis downward by an angle of 0 ... 4 °. 3. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что длина его сверхзвуковой части составляет 8-10 калибров.3. The noise-dampening nozzle of an air-jet engine according to claim 1, characterized in that the length of its supersonic part is 8-10 calibers. 4. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что створки верхнего ряда выполнены с возможностью отклонения на угол 0…20° от нижней стенки.4. The noise-dampening nozzle of the air-jet engine according to claim 1, characterized in that the flaps of the upper row are made with the possibility of deflection at an angle of 0 ... 20 ° from the lower wall. 5. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что верхний ряд створок выполнен с возможностью раздельного отклонения соседних створок по управляющему сигналу шумоглушения с разницей их углов отклонения 5…20°.5. The noise-dampening nozzle of an air-jet engine according to claim 1, characterized in that the upper row of flaps is configured to separately deflect adjacent flaps according to the noise damping control signal with a difference of their deflection angles of 5 ... 20 °. 6. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя по п. 5, отличающееся тем, что створки верхнего ряда, отклоняемые вверх относительно соседних створок, имеют ширину в 1,3-1,5 раз больше, чем соседние.6. The noise-dampening nozzle of an air-jet engine according to claim 5, characterized in that the flaps of the upper row, deflected upward relative to the adjacent flaps, have a width 1.3-1.5 times larger than the adjacent ones. 7. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя по п. 5, отличающееся тем, что створки верхнего ряда, отклоняемые вверх относительно соседних створок, выполнены в форме трапеции на виде сверху с соотношением оснований 1:1,3…1,5 с расширением по потоку, а соседние - с сужением.7. The noise-dampening nozzle of an air-jet engine according to claim 5, characterized in that the upper row flaps, deflected upward relative to adjacent flaps, are made in the form of a trapezoid in the top view with a base ratio of 1: 1.3 ... 1.5 with expansion along the flow , and the neighboring ones are narrowing. 8. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что створки нижнего ряда выполнены с возможностью закрытия выходных отверстий эжектора при отсутствии управляющего сигнала шумоглушения и открытия - при его наличии.8. The noise-dampening nozzle of the air-jet engine according to claim 1, characterized in that the flaps of the lower row are made with the possibility of closing the outlet openings of the ejector in the absence of a control signal for noise damping and opening - if present. 9. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя по п. 8, отличающееся тем, что створки нижнего ряда выполнены с возможностью синхронного отклонения вверх вместе с расположенными над ними створками верхнего ряда.9. The noise-dampening nozzle of an air-jet engine according to claim 8, characterized in that the flaps of the lower row are made with the possibility of synchronous deflection upward together with the flaps of the upper row located above them. 10. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что на нижней стенке ниже по потоку между следами створок нижнего ряда дополнительно расположены выходные отверстия эжектора, открываемые по управляющему сигналу шумоглушения отклоняемыми створками на угол 5…12° от нижней стенки (второй ряд нижних створок).10. The noise-dampening nozzle of the air-jet engine according to claim 1, characterized in that on the lower wall downstream between the traces of the flaps of the lower row, there are additionally ejector outlet openings, which are opened by the control signal of the noise damping by the deflected flaps at an angle of 5 ... 12 ° from the bottom wall (second row of lower flaps). 11. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя по п. 10, отличающееся тем, что отклоняемые створки второго нижнего ряда выполнены с боковыми продольными перегородками.11. The noise-dampening nozzle of the air-jet engine according to claim 10, characterized in that the deflected flaps of the second lower row are made with lateral longitudinal partitions. 12. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что отклоняемые створки нижнего ряда выполнены с боковыми продольными перегородками.12. The noise-dampening nozzle of the air-jet engine according to claim 1, characterized in that the deflectable flaps of the lower row are made with lateral longitudinal partitions. 13. Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что содержит заслонку на нижней наружной поверхности сопла, перекрывающую вход эжектора при отсутствии управляющего сигнала шумоглушения и открывающую вход эжектора - при его наличии.13. The noise-dampening nozzle of an air-jet engine according to claim 1, characterized in that it contains a flap on the lower outer surface of the nozzle, which closes the ejector inlet in the absence of a noise damping control signal and opens the ejector inlet, if present.
RU2019130538A 2019-09-27 2019-09-27 Noise-suppressing nozzle of air-jet engine RU2732360C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019130538A RU2732360C1 (en) 2019-09-27 2019-09-27 Noise-suppressing nozzle of air-jet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019130538A RU2732360C1 (en) 2019-09-27 2019-09-27 Noise-suppressing nozzle of air-jet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2732360C1 true RU2732360C1 (en) 2020-09-15

Family

ID=72516554

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019130538A RU2732360C1 (en) 2019-09-27 2019-09-27 Noise-suppressing nozzle of air-jet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2732360C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2810871C1 (en) * 2023-06-23 2023-12-28 Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Adjustable noise reduction nozzle of supersonic passenger aircraft

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3655007A (en) * 1970-09-11 1972-04-11 Rohr Corp Sound suppression system for jet engine
RU2153091C1 (en) * 1999-01-12 2000-07-20 Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского Planar soundsuppression nozzle of air-breathing jet engine
RU156534U1 (en) * 2015-04-17 2015-11-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" EXHAUST NOZZLE OF AIR-REACTIVE ENGINE
EP2546505B1 (en) * 2011-07-14 2019-10-02 Rolls-Royce plc Gas turbine engine exhaust nozzle and corresponding gas turbine engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3655007A (en) * 1970-09-11 1972-04-11 Rohr Corp Sound suppression system for jet engine
RU2153091C1 (en) * 1999-01-12 2000-07-20 Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского Planar soundsuppression nozzle of air-breathing jet engine
EP2546505B1 (en) * 2011-07-14 2019-10-02 Rolls-Royce plc Gas turbine engine exhaust nozzle and corresponding gas turbine engine
RU156534U1 (en) * 2015-04-17 2015-11-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" EXHAUST NOZZLE OF AIR-REACTIVE ENGINE

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2810871C1 (en) * 2023-06-23 2023-12-28 Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Adjustable noise reduction nozzle of supersonic passenger aircraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5241215B2 (en) Passive guidance system and method for aircraft engine nozzle fluids
US8628040B2 (en) Aircraft configuration
US7966824B2 (en) Jet engine nozzle exit configurations and associated systems and methods
JP5672005B2 (en) Aircraft leading edge and aircraft nacelle including air vents
US20040031258A1 (en) Jet engine noise suppressor
US3726091A (en) Sound suppressing apparatus
EP3112650B1 (en) Inlet flow restrictor
US7802752B2 (en) Jet engine noise suppressor
US9732700B2 (en) Methods and apparatus for passive thrust vectoring and plume deflection
EP3306067B1 (en) System and method for reduction of turbine exhaust gas impingement on adjacent aircraft structure
EP2865874B1 (en) Turbofan engine with passive thrust vectoring
RU2430256C2 (en) Two-stage turbojet engine jet system
EP2517955A2 (en) Aircraft configuration
US20120211599A1 (en) Flow-modifying formation for aircraft wing
RU2670664C9 (en) Asymmetrical air-scoop for three flow engine of faster-than-sound aircraft
CN105464838B (en) Method and apparatus for being deflected by dynamicthrust guiding and plume
RU2732360C1 (en) Noise-suppressing nozzle of air-jet engine
RU2313680C2 (en) Silencing nozzle of air-jet engine (versions)
RU2807307C1 (en) Output device of a turbojet engine
RU2663440C1 (en) Unboosted turbojet engine
RU2810871C1 (en) Adjustable noise reduction nozzle of supersonic passenger aircraft
RU149896U1 (en) VARIABLE GEOMETRY AIR INTAKE FOR A SUPERSONIC AIRCRAFT
RU2487051C2 (en) Leading edge flap and method of its flowing
RU2766238C1 (en) Variable geometry air intake for supersonic passenger aircraft
US20220325678A1 (en) Lobed mixer nozzles for supersonic and subsonic aircraft, and associated systems and methods