Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ПЛОСКОЕ СОПЛО С ЦЕНТРАЛЬНЫМ ТЕЛОМ
ПЛОСКОЕ СОПЛО С ЦЕНТРАЛЬНЫМ ТЕЛОМ

ПЛОСКОЕ СОПЛО С ЦЕНТРАЛЬНЫМ ТЕЛОМ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Сопло предназначено для использования в двигателях сверхзвуковых транспортных самолетов пониженной шумности. Сопло содержит центральное тело с подвижными закритическими трактовыми панелями и неподвижной частью, боковые стенки, две внешние подвижные створки. Боковые стенки сопла и торцы центрального тела в местах скрепления его с боковыми стенками выполнены с окнами, сообщающими внутреннюю полость центрального тела с атмосферой. Створки подключены к силовым цилиндрам. Неподвижная передняя часть центрального тела оборудована рядами регулируемых элементов эжекции воздуха и цилиндрическим переходником-вытеснителем. Передние кромки внешних створок снабжены поворотными козырьками для турбулизации наружных пограничных слоев. Такие конструктивные особенности позволяют существенно снизить уровень шума на взлете сверхзвуковых пассажирских самолетов второго поколения. 5 з.п.ф-лы, 7 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2153591
Класс(ы) патента: F02K1/46
Номер заявки: 95116437/06
Дата подачи заявки: 22.09.1995
Дата публикации: 27.07.2000
Заявитель(и): Открытое акционерное общество "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д.Кузнецова"
Автор(ы): Горелов Г.М.; Чикалов В.Г.; Чистяков В.А.; Резник В.Е.; Михайлов С.В.
Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д.Кузнецова"
Описание изобретения: Изобретение относится к газотурбинной технике и может быть использовано на многофункциональных плоских соплах турбореактивных двигателей с реверсированием тяги, преимущественно, сверхзвуковых транспортных самолетов пониженной шумности на взлете.
Известны плоские сопла, имеющие переходный участок от круглого сечения газового тракта за турбиной, к прямоугольному перед соплом, боковые оживальные стенки, неподвижные верхнюю и нижнюю стенки и клиновидное центральное тело изменяемой геометрии с его приводным механизмом (см. патент США N 1241876 по классу 239/265.27 за 1980 г. и обзор ЦАГИ иностранной печати: "Проблемы компоновки реактивных сопел на современных сверхзвуковых самолетах, часть III, сопла ВРД в компоновке с хвостовыми частями самолетов" N 546, 1979 г., фиг. 154, стр. 147).
Эти сопла по сравнению с обычными осесимметричными соплами имеют внутренние потери тяги на форсажных режимах почти на 1% выше. Кроме того, уровень интенсивности шумов, создаваемого струями, вытекающими из таких сопел, особенно в момент взлета и посадки недопустим по международным нормам, особенно для гражданских самолетов.
Указанные недостатки частично устранены в многофункциональных плоских соплах, обеспечивающих в момент взлета и посадки снижение уровня шума и реверсивную тягу при посадке.
Известное плоское сопло (см. заявку ФРГ N 4114319 по кл. F 02 K 1/34 за 1994 г. , фиг. 11 - 17) имеет центральное тело, закрепленное на верхних и нижних полых ребрах, по которым производится подача воздуха из воздухозаборника самолета во внутреннюю полость центрального тела и которые установлены на корпусе выхлопного устройства. Законцовка центрального тела выполнена в виде узкой плоской щели, образуемой верхней и нижней выхлопными короткими створками. Воздух, выходящий из полости центрального тела, подмешиваясь к основному потоку, способствует уменьшению шума газовой струи. Снаружи газовый поток формируется двумя боковыми стенками и верхней и нижней подвижными стенками, каждая из которых состоит из трех панелей, причем средние панели снабжены рядами поворотных лотковых смесительных элементов и имеют возможность перекрытия газового тракта путем сдвига их задних концов средних панелей до упора в прикрытые выхлопные створки центрального тела. Такое их положение при открытых передних створках обеспечивает получение реверсивной тяги. Воздух для подачи в лотковые элементы подводится к ним сверху и снизу из воздухозаборника самолета, причем забор воздуха в центральное тело осуществлен из байпасных каналов воздухозаборника.
Применение известного плоского сопла требует увеличенного проходного сечения воздухозаборника, учитывающего кроме расхода воздуха через рабочие контура двигателя и дополнительный расход воздуха, идущий на подмешивание воздуха через лотковые смесительные элементы и через центральное тело. Такая компоновка ведет к переутяжелению всей силовой установки. Кроме того, такое плоское сопло переутяжелено и переразмерено за счет наличия сложных и длинных верхней и нижней подвижных стенок. Наличие двух рядов лотковых элементов и ребер крепления центрального тела приводит к большим потерям полного давления газа в тракте двигателя, т.е. тяги и также к дополнительному увеличению массы силовой установки.
Задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение заключается в создании малошумящего сопла, обеспечивающего при упрощенной конструкции на режиме взлета международные нормы по шуму при существенном снижении массы и габаритов.
Поставленная задача решается тем, что в плоском сопле с полым центральным телом боковые стенки сопла и торцы центрального тела в местах скрепления его с боковыми стенками выполнены с окнами, сообщающими внутреннюю полость центрального тела с атмосферой.
Варианты решения задачи описаны в последующих пунктах формулы изобретения. В частности, в них указано, что приводной механизм закритических панелей установлен на хвостовой панели, расположенной в горизонтальной плоскости симметрии сопла и скрепленной по ее концам с боковыми стенками сопла, что неподвижная закритическая часть центрального тела в месте стыковки с поворотными панелями снабжена рядами регулируемых элементов эжекции, что верхняя и нижняя внешние створки в их закритических частях включают ряды регулируемых элементов эжекции наружного воздуха, что передние кромки внешних створок снабжены поворотными козырьками и, что центральное тело включает цилиндрический переходник - вытеснитель.
Предложенное плоское сопло, представляющее собой сопло внешнего расширения, позволяет, при получении хороших тяговых характеристик, уменьшить габариты и массу выхлопного устройства и решить проблемы снижения уровня шума на взлете сверхзвуковых пассажирских самолетов второго поколения.
Настоящее изобретение будет описано более полно при помощи нижеследующих фигур чертежа.
На фиг. 1 изображено схематически плоское сопло с центральным телом на взлетном режиме полета самолета; на фиг. 2 - элемент 1 на фиг. 1; на фиг. 3 - вид А на фиг. 1; на фиг. 4 - плоское сопло на сверхзвуковом крейсерском режиме; на фиг. 5 - плоское сопло с центральным телом на режиме реверсирования тяги; на фиг. 6 - вариант выполнения плоского сопла с регулируемыми окнами эжекции наружного воздуха на внешних створках сопла; на фиг. 7 - аксонометрическое изображение плоского сопла на взлетном режиме.
Плоское сопло с центральным телом включает две неподвижные боковые стенки 1 и подвижные верхнюю 2 и нижнюю 3 внешние створки с внутренней акустической облицовкой. Верхняя створка установлена на осях вращения 4; на аналогичных осях установлена и нижняя створка. Каждая передняя кромка 5 внешних створок снабжена поворотным на осях 6 козырьком 7. Данный козырек имеет возможность фиксации в трех положениях: положении турбулизации пограничного слоя, когда кончик 8 козырька выступает над контуром 9, убранном положении, когда кончик 8 установлен в гнездо 10 и в положении при реверсировании тяги, когда кончик 8 установлен в крайнее левое положение. Каждая внешняя створка также снабжена парой силовых цилиндров 11 с закреплением одним концом на створке, а другим - на профильном силовом фланце 12. Обе боковые створки 1 содержат окна 13, снабженные регулируемыми створками 14 и скреплены между собой полым клиновидным центральным телом 15. Центральное тело выполнено с внешней акустической облицовкой из неподвижной передней части 16 в двух подвижных закритических трактовых панелей 17. Каждая панель 17 установлена на осях 18 и при повороте имеет возможность образования их хвостовыми участками 19 двумерного центрального канала 20. Приводной механизм панелей 17 состоит из двух силовых цилиндров 21 с системой рычагов 22, которые расположены в окнах 23 хвостовой панели 24, а сама панель установлена в горизонтальной плоскости симметрии 25 сопла и скреплена по ее концам со стенками 1. Передние концы панелей 17 снабжены системой поводков 26 с возможностью образования в одном из крайних положений продольной щели 27.
Акустически обработанная неподвижная передняя часть центрального тела 16 по своим торцам 28 скреплена с боковыми стенками 1 по форме она выполнена, преимущественно, с острым углом раствора α и совместно с панелями 17 образует внутреннюю полость 29 непосредственно сообщающуюся по мере необходимости через окна 13, с окружающей средой, т.е. с атмосферой.
Неподвижная закритическая часть 30 в месте стыковки 31 снабжена рядами 32 регулируемых элементов эжекции, например, в виде приводных складывающихся треугольных пластин, или выдвижных патрубков.
Все сопло спереди посредством фланца 12 крепится к переходному участку 33, позволяющему обеспечить плавный переход от круглого сечения за турбиной к прямоугольному проходному сечению перед соплом.
На взлетном режиме полета верхние и нижние наружные створки 2 совместно с неподвижной передней частью 16 центрального тела 15 образуют два критических сечения 34 для прохода газов, натекающих из переходного участка 33. Ниже по потоку за критическими сечениями газ подвергнут процессу внешнего расширения в атмосфере. При этом на этих режимах регулируемые створки 14 окон 13 установлены в положении открытия окон 13, а элементы эжекции рядов 32 приведены в выдвинутое положение непосредственно в газовый поток. Выдвижение осуществляется посредством поводков 26 при приведении в действие силовых цилиндров 21, которые через систему рычагов 22 поворачивают на осях 18 закритические трактовые панели 17 и обеспечивают последовательно раскрытие хвостовыми участками 19 двухмерного центрального канала 20 раскрытие продольных щелей 27 и выдвижение в поток элементов эжекции.
Атмосферный воздух в таком положении панелей 17 в количестве 20-25% от общего расхода эжектируется из атмосферы горячим газом, проходя через двухмерный центральный канал 20, продольные щели 27 и через ряды 32 регулируемых элементов эжекции. В результате происходит разделение газового потока на более тонкие струи и значительное уменьшение средней скорости струи выхлопа до 400-450 м/с при значительном уменьшении уровня шума. Кроме того, в начале взлета кончики 8 турбулизирующих козырьков 7 установлены в положение выступания над внешним контуром 9 сопла, что приводит к наведению в пограничных слоях над внешними створками 2 и 3 дополнительных вихрей 35, которые способствуют более быстрому перемешиванию горячих струй с газовыми струями и, соответственно, уменьшению шума истечения газов. Поворот козырька на осях 6 осуществляется силовыми цилиндрами 11 через соответствующую систему привода. На частичных крейсерских режимах эжектирующие элементы 32 и козырьки 7 находятся в убранном положении, а двухмерный канал 20 частично закрыт. В результате этого воздух, истекающий из канала 20, производит отжатие газовых струй вверх и вниз и этим устраняет донный эффект, возникающий на границах взаимодействия газовых струй с окружающей атмосферой.
На крейсерском сверхзвуковом режиме полета кончик 8 козырька убран в гнездо 10, окна 13 перекрыты створками 14, хвостовые участки 19 панелей 17 прижаты к панели 24, а регулирующие эжектирующие элементы рядов 32 установлены заподлицо с поверхностью тракта центрального тела 15. Сопло в таком положении работает как сверхзвуковое сопло внешнего расширения с двумя критическими сечениями 34. Перед режимом реверсирования тяги силовые цилиндры 11 разворачивают внешние створки 2 на осях 4 до соприкосновения задних кромок створок с центральным телом 15. Отрицательная тяга при реверсировании доходит до 50% от прямой тяги.
В зависимости от общей компоновки двигателя центральное тело сопла может быть выполнено с цилиндрическим переходником - вытеснителем 36. Переходник установлен соосно турбине и обеспечивает при малых потерях полного давления и уменьшенной длине равномерную подачу кольцевой струи газа из турбины на вход в плоское сопло. Сопло может быть также выполнено с внешними створками 37, включающими в их закритических частях выдвижные концевые участки 38, и ряды регулируемых элементов 39 эжекции воздуха. Подвод атмосферного воздуха осуществляется при этом через канал 40. В случае несимметричного выполнения системы рычагов 22 конструкция сопла может, при необходимости, обеспечить на взлете еще получение вертикальной составляющей тяги. При необходимости получения большой вертикальной составляющей за счет отклонения выхлопной струи на 15-20o силовые цилиндры приведены в движение закритических панелей могут быть закреплены на неподвижной передней части центрального сопла, или на сдвинутой вперед хвостовой панели.
Уменьшение на взлете средней скорости выхлопных газов без потери тяги за счет подмешивания 20% эжектируемого воздуха до 400 ÷ 450 м/с, уменьшение температуры газов, разделение потока горячего газа на струи малых толщин, использование внутренних поверхностей с акустической облицовкой, искусственная турбулизация пограничного слоя, стекающего с мотогондолы, позволяют в итоге обеспечить на режиме взлета международные нормы по шуму для сверхзвуковых транспортных самолетов второго поколения на взлете при приемлемых потерях удельной тяги и небольшом увеличении массы. Устранение донного эффекта на частичных крейсерских режимах за счет отжатия и вниз газовых струй путем частичного открытия двухмерного центрального канала и эжектирования воздуха на границе двух плоских струй позволяет улучшить картину обтекания хвостовой части двигателя и улучшить его тяговые характеристики. Наличие переходника-вытеснителя на центральном теле уменьшает общие потери на сопле на любом режиме работы двигателя и уменьшает общую длину хвостовой части двигателя. Возможность обеспечения соплом вертикальной составляющей тяги расширяет тактико-технические возможности самолета.
Формула изобретения: 1. Плоское сопло с центральным телом, содержащее боковые стенки, подвижные верхнюю и нижнюю внешние створки и клиновидное полое центральное тело с неподвижной передней частью и подвижными закритическими трактовыми панелями, с приводным механизмом, которые выполнены поворотными с возможностью образования их хвостовыми участками двухмерного центрального канала для выхода из внутренней полости центрального тела, эжектируемого газовой струей воздуха, отличающееся тем, что боковые стенки сопла и торцы центрального тела в местах скрепления его с боковыми стенками выполнены с окнами, сообщающими внутреннюю полость центрального тела с атмосферой.
2. Сопло по п.1, отличающееся тем, что приводной механизм установлен на хвостовой панели, расположенной в горизонтальной плоскости симметрии сопла и скрепленной по ее концам с боковыми стенками.
3. Сопло по пп.1 и 2, отличающееся тем, что неподвижная закритическая часть центрального тела в месте стыковки с поворотными закритическими панелями снабжена рядами регулируемых элементов эжекции.
4. Сопло по пп. 1 - 3, отличающееся тем, что верхняя и нижняя внешние створки в их закритических частях включают ряды регулируемых элементов эжекции наружного воздуха.
5. Сопло по п.1, отличающееся тем, что передние кромки внешних створок снабжены поворотными козырьками.
6. Сопло по п.1, отличающееся тем, что центральное тело включает цилиндрический переходник-вытеснитель.