Шум реактивных двигателей можно снижать весьма неожиданным способом — встроенными громкоговорителями. Шум реактивного двигателя


Шум реактивных двигателей можно снижать весьма неожиданным способом — встроенными громкоговорителями

Оглушительный рёв двигателей самолёта может достигать на взлёте 100 и даже 120 децибел. Это близко к болевому порогу человеческого уха – а потому европейские исследователи работают над решениями, которые позволят снизить его воздействие.

private-jet

Самолёт генерирует различные звуки, исходящие от различных источников: реактивный шум, аэродинамический шум в результате турбулентностей вокруг выпущенного шасси и от прохождения воздуха над компонентами крыла и т.д. Но самым раздражающим  для людей на земле является «шум турбин», связанный с вращением лопастей турбин двигателей при взлёте и посадке. Одно из предложенных решений по снижению уровня этого шума весьма неожиданно – инженеры предлагают интегрировать в реактивный двигатель громкоговорители, которые будут генерировать соответствующий сигнал шумоподавления.

Основной шум двигателей возникает от сжатия воздуха между роторами подвижных частей двигателя и статорами, состоящими из статических лопаток.

Одна из технологий снижения шума направлена на интеграцию пьезоэлектрических динамиков в лопасти статора. Они работают на свойстве деформации некоторых материалов при приложении электрического напряжения. Набор малогабаритных микрофонов, размещённых в двигателе, захватывает падающую акустическую волну. Они посылают информацию на электронный контроллер, который вычисляет и передаёт сигнал на каждый из тридцати громкоговорителей в лопастях – которые в свою очередь противодействуют волне, выходящей из сопла, и снижают шум на 1,5 – 2 децибела.

Учитывая, что шум, создаваемый самолётом, возникает из нескольких физических источников, которые характеризуются различными частотными диапазонами, то требуются дальнейшие инновации, чтобы получить шесть децибел снижения шума, заявленные европейскими исследовательскими проектами в этой области.

Другим решением могут стать звукоизолирующие акустические резонаторы с электрически регулируемыми резонансными частотами и коэффициентами затухания, выполненные в виде пчелиных сот, окружающих двигатель. Для подавления шума на крейсерской скорости перспективным может оказаться устройство, основанное на микро-струях воздуха, размещённое вокруг сопла двигателя и способное уменьшить шум, который возникает в результате турбулентности на выходе двигателя.

ПОХОЖИЕ ЗАПИСИ

© Gearmix 2013 Права на опубликованный перевод принадлежат владельцам вебсайта gearmix.ru Все графические изображения, использованные при оформлении статьи принадлежат их владельцам. Знак охраны авторского права распространяется только на текст статьи. Использование материалов сайта без активной индексируемой ссылки на источник запрещено.

gearmix.ru

Шум реактивных двигателей можно снижать весьма неожиданным способом — встроенными громкоговорителями

Оглушительный рёв двигателей самолёта может достигать на взлёте 100 и даже 120 децибел. Это близко к болевому порогу человеческого уха – а потому европейские исследователи работают над решениями, которые позволят снизить его воздействие.

Самолёт генерирует различные звуки, исходящие от различных источников: реактивный шум, аэродинамический шум в результате турбулентностей вокруг выпущенного шасси и от прохождения воздуха над компонентами крыла и т.д. Но самым раздражающим для людей на земле является «шум турбин», связанный с вращением лопастей турбин двигателей при взлёте и посадке. Одно из предложенных решений по снижению уровня этого шума весьма неожиданно – инженеры предлагают интегрировать в реактивный двигатель громкоговорители, которые будут генерировать соответствующий сигнал шумоподавления.

Основной шум двигателей возникает от сжатия воздуха между роторами подвижных частей двигателя и статорами, состоящими из статических лопаток.

Одна из технологий снижения шума направлена на интеграцию пьезоэлектрических динамиков в лопасти статора. Они работают на свойстве деформации некоторых материалов при приложении электрического напряжения. Набор малогабаритных микрофонов, размещённых в двигателе, захватывает падающую акустическую волну. Они посылают информацию на электронный контроллер, который вычисляет и передаёт сигнал на каждый из тридцати громкоговорителей в лопастях – которые в свою очередь противодействуют волне, выходящей из сопла, и снижают шум на 1,5 – 2 децибела.

Учитывая, что шум, создаваемый самолётом, возникает из нескольких физических источников, которые характеризуются различными частотными диапазонами, то требуются дальнейшие инновации, чтобы получить шесть децибел снижения шума, заявленные европейскими исследовательскими проектами в этой области.

Другим решением могут стать звукоизолирующие акустические резонаторы с электрически регулируемыми резонансными частотами и коэффициентами затухания, выполненные в виде пчелиных сот, окружающих двигатель. Для подавления шума на крейсерской скорости перспективным может оказаться устройство, основанное на микро-струях воздуха, размещённое вокруг сопла двигателя и способное уменьшить шум, который возникает в результате турбулентности на выходе двигателя.

Источник

www.pravda-tv.ru

engine - Что вызывает отчетливые звуки реактивного двигателя?

Для ответа на эту тему есть несколько измерений. Во-первых, рассмотрим, что разные профили полета (TO, мощность приближения, мощность конечного захода на посадку и т. Д.) Будут иметь разные звуковые сигнатуры двигателя. Звуковой выход от струи или турбовентилятора не является линейным с мощностью, а изменяется с уровнем мощности и результирующими потоками и об/мин. Во-вторых, учтите, что полярное акустическое излучение отличается от самолета. Нос вниз против носа вверх, наберет и т. Д. И подумайте, что эти диаграммы излучения меняются относительно мощности. Это первичные факторы шума.

Факторы вторичного шума включают в себя работу APU и шум воздушного судна. Шум на воздушном шаре является наибольшим с воздушной скоростью, которая влияет на энергию турбулентности на границе, а затем с расширением редуктора, а также расширением и скольжением лоскута/планки/спойлера.

К этой сложности добавить воздушную скорость и конфигурацию воздушного судна.

Различные двигатели имеют явно различное спектральное содержание, а некоторые довольно характерны.

Основная часть шума двигателя - турбулентность выхлопных газов и, в частности, дифференциал скорости выхлопа и окружающего потока. Вот почему турбовентиляторные двигатели намного тише, потому что они имеют более постепенный градиент между окружающим потоком и струйным потоком.

Whines часто имеют направленное прямое излучение и в значительной степени являются акустикой от всасывания, и в особенности от вентиляторов на турбовентиляторных двигателях.

Существует множество литературы о скутере двигателя A320 и решениях с различными двигателями.

Есть также некоторые специфические шумы планера.Например, один и тот же самолет, A320 имеет несколько открытых вентиляционных отверстий на нижних крыльях, и было показано, что добавление вихревых генераторов существенно уменьшает этот шум (до 11 дБ, что будет восприниматься как половина шума и более чем 99% уменьшения акустической энергии. Некоторые воздушные суда A320 можно услышать с расстояния в 30 миль.

Для решения ваших вопросов рев, в основном, представляет собой шум двигателя. Звуковой шум - это шум двигателя, но иногда на каком-то воздушном судне есть порт или шум звукового трепета. Шумовой шум обычно является пламенем или в гораздо меньшей степени связан с планами и двигателями.

Помимо гражданской авиации было проделано много работы и тысячи работ, написанных на акустических подписях самолетов. Существуют различные датчики, оснащенные которое будет классифицировать воздушные суда в воздухе, с земли. Аэрокосмические подрядчики прилагают все усилия, чтобы сократить количество подписей каждого самолета от большого тр

aviation.stackovernet.com

Способ уменьшения шума от реактивного двигателя и устройство для его осуществления

 

Способ уменьшения шума от реактивного двигателя включает поглощение звуковой энергии экраном, представляющим собой открытый сверху жесткий лоток, расположенный вдоль газовой струи из реактивного сопла, в который направляют встречный поток воздуха. Устройство для уменьшения шума от реактивного двигателя включает экран, выполненный в виде открытого сверху жесткого лотка и установленный за реактивным соплом с возможностью прохождения по нему и над ним газового потока от реактивного двигателя. Между внутренней поверхностью лотка и реактивным соплом двигателя имеется открытое пространство, обеспечивающее возможность свободного движения по лотку экрана вместе с газовой струей из реактивного сопла встречного потока воздуха. Изобретения позволят снизить интенсивность звука, воспринимаемого на земной поверхности. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам, в частности к способам уменьшения воспринимаемого на земной поверхности шума от реактивного двигателя летательного аппарата и к устройствам для осуществления этого способа. Изобретение может быть использовано по его назначению на всех типах воздушно-реактивных двигателей.

Известен способ уменьшения шума от двигателей реактивных самолетов, при котором выходящую из сопла реактивного двигателя струю газа окружают воздушной оболочкой, которую образуют при помощи указанного двигателя, управляют температурой и скоростью движения этой оболочки и при этом уменьшают распространение шума (патент США 591627 А, МПК F 02 К 1/40, 1999 г.).

Осуществление этого способа связано с серьезными затруднениями, поскольку требует существенных изменений в устройстве реактивного двигателя.

Наиболее близким по совокупности признаков является способ уменьшения шума от реактивного двигателя, при котором осуществляют поглощение части анергии истекающего из сопла двигателя газового потока путем направления его в емкость, с помощью которой отклоняют поток газов от его первоначального направления и рассеивают его на множество меньших реактивных потоков с применением препятствия в виде установленной поперек потока газов внутренней цилиндрической поверхности емкости с большим числом отверстий, имеющих в сечении форму сопла, при этом шум от потока газов вместе с самим потоком газов направляют назад, вверх и вниз от реактивного двигателя (патент США 4686533 А, МПК F 02 К 1/44, 1987 г.).

При осуществлении этого способа уменьшения шума от реактивного двигателя существенно уменьшается тяга реактивного двигателя в связи с поглощением в применяемой емкости значительной части импульса истекающей из сопла газовой струи.

Известно устройство для уменьшения интенсивности шума от реактивного двигателя в виде охватывающей двигатель цилиндрической твердой оболочки с образованием кругового пространства между двигателем и оболочкой, в котором размещены установленный на валу двигателя вентилятор и горелки, что обеспечивает возможность движения воздуха в атом пространстве с регулированием его температуры и скорости движения и создает при выходе из кругового пространства оболочку вокруг выходящей из сопла двигателя струи газа (патент США 5916127 А, МПК F 02 К 1/40, 1990 г.).

Указанное устройство значительно более сложно по сравнению с обычными реактивными двигателями и приводит к дополнительному расходу топлива в горелках, размещенных в круговом пространстве.

Наиболее близким по совокупности признаков техническим решением к заявленному изобретению является устройство по ослаблению и рассеиванию выходящей из сопла реактивного двигателя струи газа, содержащее размещенное поперек струи газа твердое препятствие с большим числом отверстий для прохода газа с отклонением его струи от первоначального направления (патент США 4685533 А, МПК F 02 К 1/44, 1987 г.).

Указанное устройство уменьшает тягу реактивного двигателя в связи с рассеиванием и поглощением части энергии импульса истекающей из сопла струи газа и отклонением этого импульса в стороны от его первоначального направления.

Предлагаемое изобретение по способу уменьшения шума от реактивного двигателя и устройству по осуществлению этого способа обеспечивает достижение технического результата, который заключается в снижении интенсивности звука, воспринимаемого на земной поверхности без уменьшения при этом тяги реактивного двигателя и без усложнения устройства непосредственно самого двигателя.

Указанный технический результат по способу уменьшения шума от реактивного двигателя достигается тем, что рассеивают энергию звуковых волн и при этом используют явление поглощения препятствием этой энергии.

Согласно изобретению шум от реактивного двигателя уменьшают за счет того, что звуковые волны отражают с их переизлучением и направляют их в боковые стороны и вверх от земной поверхности, для этого используют препятствие в виде экрана, который располагают вдоль газовой струи из реактивного сопла реактивного двигателя и одновременно обеспечивают частичное поглощение энергии звуковых волн этим экраном.

Устройство для уменьшения шума от реактивного двигателя, осуществляющее указанный выше способ, содержит препятствие, частично поглощающее энергию звуковых волн.

Согласно изобретению препятствие выполнено в виде экрана в форме открытого сверху жесткого лотка с нижней и боковыми отражающими звуковые волны и частично поглощающими звуковую энергию поверхностями, лоток экрана установлен за реактивным соплом с возможностью свободного прохождения по нему и над ним газового потока от реактивного двигателя и прикреплен непосредственно к реактивному двигателю или к элементам летательного аппарата.

Между внутренней поверхностью лотка экрана и реактивным соплом реактивного двигателя имеется открытое пространство, обеспечивающее возможность свободного движения встречного потока воздуха по лотку экрана вместе с газовой струей из реактивного сопла реактивного двигателя.

Внутренняя поверхность лотка экрана может примыкать непосредственно к нижней и боковым поверхностям реактивного сопла реактивного двигателя и упомянутый лоток может быть выполнен как открытое продолжение реактивного сопла реактивного двигателя.

На приведенных графических изображениях фиг.1 и фиг.2 показано в общем виде в двух проекциях устройство для уменьшения шума от реактивного двигателя. На фиг.1 лоток экрана дан в разрезе фронтальной плоскостью. Короткими стрелками с более толстыми линиями показано направление газовой струи из реактивного сопла реактивного двигателя, а длинными стрелками с тонкими линиями - направление преимущественного распространения звуковых волн с учетом их отражения от поверхности лотка экрана. Эти же графические изображения иллюстрируют способ уменьшения шума от реактивного двигателя.

Описание способа уменьшения шума от реактивного двигателя дается на примере работы устройства по осуществлению этого способа.

Устройство для уменьшения шума от реактивного двигателя (фиг.1 и фиг.2) содержит препятствие в виде экрана, выполненного в форме открытого сверху жесткого лотка 1 с нижней и боковыми отражающими звуковые волны и частично поглощающими звуковую энергию поверхностями. Лоток 1 экрана установлен за реактивным соплом 2 реактивного двигателя 3 и прикреплен непосредственно к реактивному двигателю или к другим частям летательного аппарата при помощи несущих элементов 4. Расположение лотка 1 экрана обеспечивает возможность свободного прохождения по нему и над ним газового потока от реактивного двигателя 3.

Между внутренней поверхностью лотка 1 экрана и реактивным соплом 2 реактивного двигателя 3 имеется открытое пространство 5, обеспечивающее возможность свободного движения встречного потока воздуха по лотку 1 экрана вместе с газовой струей из реактивного сопла 2 реактивного двигателя 3.

Внутренняя поверхность лотка 1 экрана может примыкать непосредственно к нижней и боковым поверхностям реактивного сопла 2 реактивного двигателя 3 и упомянутый лоток экрана может быть выполнен как открытое сверху продолжение реактивного сопла реактивного двигателя.

Предложенный способ уменьшения шума от реактивного двигателя с помощью приведенного выше устройства осуществляется следующим образом.

Источником шума от реактивного двигателя 3 является выходящая из реактивного сопла 2 газовая струя. Реактивное сопло и начало указанной газовой струи с наибольшей интенсивностью звука находится в пределах лотка 1 экрана, поверхность которого отражает вверх и в стороны звуковые волны и частично поглощает энергию звуковых волн. В связи с этим уменьшается интенсивность звука, направленного в сторону земной поверхности, и уменьшается воспринимаемый шум от реактивного двигателя.

При наличии открытого пространства между внутренней поверхностью лотка экрана и реактивным соплом реактивного двигателя в пределы лотка 1 экрана направляется встречный поток воздуха. Это обеспечивает возможность уменьшения температуры нагрева стенок лотка 1 экрана. Кроме того, внедрение потока воздуха в выходящую из реактивного сопла 2 газовую струю уменьшает интенсивность звука в этой струе, поскольку встречный поток воздуха не является источником шума.

При непосредственном примыкании внутренней поверхности лотка 1 экрана к нижней и боковым поверхностям реактивного сопла 2 реактивного двигателя 8 обеспечивается решение основной задачи по уменьшению шума от реактивного двигателя и вместе с тем упрощается возможность жесткого крепления лотка экрана к реактивному двигателю.

Формула изобретения

1. Способ уменьшения шума от реактивного двигателя, включающий отражение звуковых волн и поглощение звуковой энергии, отличающийся тем, что звуковые волны отражают и направляют в боковые стороны и вверх от земной поверхности, а поглощение звуковой энергии обеспечивают экраном, представляющим собой открытый сверху жёсткий лоток, расположенный вдоль газовой струи из реактивного сопла, в который направляют встречный поток воздуха.

2. Устройство для уменьшения шума от реактивного двигателя, включающее экран для отражения звуковых волн и поглощения звуковой энергии, отличающееся тем, что экран выполнен в виде открытого сверху жёсткого лотка с нижней и боковыми отражающими звуковые волны и поглощающими звуковую энергию поверхностями и установлен за реактивным соплом с возможностью прохождения по нему и над ним газового потока от реактивного двигателя, причём между внутренней поверхностью лотка и реактивным соплом двигателя имеется открытое пространство, обеспечивающее возможность свободного движения по лотку экрана вместе с газовой струёй из реактивного сопла встречного потока воздуха.

РИСУНКИРисунок 1, Рисунок 2

www.findpatent.ru

авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел - патент РФ 2373415

Авиационный турбореактивный двигатель содержит реактивное сопло, обеспечивающее эжекцию реактивной газовой струи или слияние двух реактивных газовых струй. Реактивное сопло представляет собой одно или два выходных кольца, которые содержат средства, предназначенные для возмущения течения одной или обеих реактивных газовых струй и образованные по меньшей мере одной парой каналов, через которые осуществляется эжекция струи воздуха под давлением. Каналы открываются в выходной части реактивного сопла. Каналы каждой пары расположены сходящимся образом друг по отношению к другу, чтобы формировать на выходе треугольник взаимодействия струй воздуха. Каналы каждой пары сходятся навстречу друг другу на выходе из реактивного сопла под углом схождения в диапазоне от 40° до 70°, предпочтительно под углом схождения, составляющим около 60°. Изобретение направлено на снижение акустического шума. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 3 ил. авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415

Рисунки к патенту РФ 2373415

Область техники

Настоящее изобретение относится к области авиационных турбореактивных двигателей и, в частности, к области устройств, позволяющих обеспечить снижение акустического шума, создаваемого авиационными турбореактивными двигателями.

Уровень техники

Негативные звуковые факторы, создаваемые летящим самолетом, проявляются главным образом в процессе фазы влета и при заходе на посадку, а источник этих звуковых факторов располагается, в частности, на уровне авиационного турбореактивного двигателя и толкающей реактивной струи на выходе.

Вследствие возрастающего негативного звукового воздействия на жителей окрестностей аэропортов, т.е. шума, производимого авиационными двигателями, который усиливается в результате увеличения плотности воздушного движения, ограничение акустического шума самолетов на взлете или на посадке представляет собой уже сегодня и будет представлять в будущем главное направление исследований.

Действительно, одно из положений Главы 4 ОАСI (Международная Организация Гражданской Авиации) предусматривает обязательное снижение шума на 10 дБ, по отношению к требованиям Главы 3, уже начиная с 1 января 2006 года.

На сегодняшний день отсутствуют достаточно эффективные методы снижения акустического шума, производимого авиационными двигателями. Хотя существуют методы, основанные главным образом на смешивании толкающих реактивных газовых струй на выходе из авиационных турбореактивных двигателей, причем эти реактивные толкающие газовые струи состоят из первичной горячей газовой струи, выходящей из реактивного сопла двигателя, и вторичного потока воздуха, протекающего между наружной стенкой реактивного сопла и внутренней стенкой двигателя, но эти методы остаются ограниченными ввиду снижения акустического шума лишь на несколько децибел.

В частности, из существующего уровня техники известны пассивные методы, состоящие в модификации геометрических характеристик кромки реактивного сопла. Эти устройства, например смесители с лепестками и миниатюрные отклоняемые щитки, оказываются весьма труднозаменяемыми.

Среди активных методов управления смешиванием, адаптированных к дозвуковым или к сверхзвуковым реактивным соплам, находят применение пневматические или механические силовые приводы. Однако, поскольку область максимальной восприимчивости располагается на выходной кромке реактивного сопла, характеристические масштабы течения оказываются весьма малыми и обладают весьма высокими частотами. Эти ограничения, в совокупности с тем обстоятельством, что область, о которой идет речь, является труднодоступной в случае турбореактивных двигателей гражданских самолетов, приводят к тому, что такие устройства управления вытекающими струями оказываются плохо приспособленными к использованию.

Способ, в настоящее время разрабатывающийся в американском космическом агентстве NАSА совместно с фирмой Боинг, состоит в использовании шевронов или зигзагообразных накладок, размещаемых на задних кромках выходных элементов турбореактивных двигателей. Однако использование таких зигзагообразных накладок обладает целым рядом недостатков.

В частности, вследствие возрастания массы двигателя, связанной с присутствием этих зигзагообразных накладок, указанный способ приводит к снижению тяги на 0,3% для каждого двигателя, что влечет за собой ухудшение эксплуатационных характеристик, и даже увеличение удельного расхода топлива на протяжении всей крейсерской фазы полета, когда действие этих шумоподавляющих элементов оказывается совершенно бесполезным.

Кроме того, зигзагообразные накладки представляют собой оборудование, "замороженное" в своей геометрии: эти зигзагообразные накладки конфигурируются таким образом, чтобы обеспечить достижение удовлетворительного уровня эксплуатационных характеристик для всех возможных режимов полета самолета. Таким образом, здесь предлагается компромиссное техническое решение, которое не является систематически оптимизированным для каждого из режимов полета. В частности, поскольку режимы работы двигателя являются весьма различными в зависимости от фазы полета, например, если речь идет об этапе взлета, захода на посадку или приземления самолета, геометрические характеристики этих зигзагообразных накладок должны быть адаптированы соответствующим образом к данной фазе полета.

Для того, чтобы устранить отмеченный выше недостаток, разрабатываются другие способы, называемые способами частичного отведения или сжимания. Среди этих способов, которые в основном состоят в изменении углов проникновения зигзагообразных накладок, принципиальный подход состоит в использовании материалов, обладающих эффектом запоминания формы. Однако такие способы пока остаются относительно сложными в реализации и не являются в достаточной степени адаптивными.

В то же время, из патентного документа FR-А-1195859 известно реактивное сопло, в котором вспомогательные газовые струи выбрасываются на заднюю кромку реактивного сопла в нескольких точках, распределенных вокруг основной реактивной газовой струи. Эти вспомогательные газовые струи ориентированы с некоторым наклоном в направлении продольной оси реактивного сопла и дополнительно имеют некоторую тангенциальную составляющую таким образом, чтобы они имели возможность сходиться попарно. Однако эта тангенциальная составляющая вспомогательных газовых струй является весьма слабой, и сходящиеся газовые струи располагаются на достаточно большом расстоянии от выходного сечения реактивного сопла, то есть обычно на расстоянии, указанном в качестве необходимого и составляющем примерно пятикратную величину диаметра реактивного сопла.

В патентном документе US-А-6571549 описан способ снижения акустического шума, порождаемого реактивным соплом, в результате выброса вспомогательных пульсирующих периферийных газовых струй. Эти вспомогательные газовые струи ориентированы с некоторым наклоном по отношению к продольной оси реактивного сопла, но располагаются в радиальных плоскостях и не содержат тангенциальных составляющих. Таким образом, в этом патентном документе не описываются сходящиеся газовые струи.

В патентном документе US-А-1493912 описано сочетание системы, образованной зигзагообразными потоками текучей среды, и поддающегося реконфигурации теплового экрана. Как и в предшествующем патентном документе, вспомогательные газовые струи, образующие зигзагообразные потоки, ориентированы с некоторым наклоном по отношению к оси основной реактивной газовой струи, но при этом не предусматриваются какие-либо тангенциальные составляющие этих вспомогательных струй. Устройство, описанное в этом патентном документе, требует использования дополнительных механических деталей, что приводит к утяжелению двигателя и к усложнению условий его эксплуатации.

Краткое описание существа изобретения

Технической задачей настоящего изобретения является создание устройства, предназначенного для снижения акустического шума, достаточно простого в использовании и обеспечивающего лишь весьма незначительное увеличение массы двигателя.

Технической задачей данного изобретения является также создание устройства, предназначенного для снижения акустического шума и поддающегося соответствующей адаптации в функции режима работы двигателя с учетом того, что этот режим работы является различным в фазе взлета, фазе захода на посадку или в фазе приземления. В частности, устройство в соответствии с предлагаемым изобретением обладает тем преимуществом, что оно не функционирует в крейсерском полете, когда такое устройство оказывается практически бесполезным, и, соответственно, не вызывает избыточного расхода топлива.

Технической задачей настоящего изобретения является также создание устройства, предназначенного для снижения акустического шума, которое может быть установлено на элементы уже находящегося в эксплуатации двигателя без существенного изменения этих элементов.

Поставленная задача согласно изобретению решается путем создания авиационного турбореактивного двигателя, содержащего реактивное сопло, обеспечивающее выбрасывание одной толкающей реактивной газовой струи или обеспечивающего слияние двух толкающих реактивных газовых струй, причем реактивное сопло представляет одно или два выходных кольца, которые содержат средства, предназначенные для возмущения одной или двух первичных реактивных газовых струй и образованные по меньшей мере одной парой каналов, через которые выбрасываются струи воздуха, каналы открываются в выходной части реактивного сопла, и каналы каждой пары сходятся друг по отношению к другу таким образом, чтобы формировать на выходе треугольник взаимодействия струй воздуха, причем каналы каждой пары этих каналов сходятся друг с другом на выходе из реактивного сопла под углом схождения при его вершине, имеющим величину в диапазоне от 40° до 70°, и предпочтительно под углом схождения, составляющим порядка 60°.

Таким образом, обсуждаемые здесь явления проявляются в значительно меньшей степени, чем в патентном документе FR-А-1195859, поскольку схождение струй воздуха осуществляется на расстоянии, величина которого составляет примерно половину или даже пятую часть от величины диаметра реактивного сопла в соответствии с настоящим изобретением, в отличие от расстояния, указанного в патенте, величина которого пятикратно превышает упомянутый диаметр.

Представляется, что в заявленном изобретении будут получены одновременно как эффект от зигзагообразных накладок в виде струй текучей среды, так и эффект от теплового экрана.

Предпочтительным образом каналы расположены на выходном кольце так, что образуют по отношению к оси первичной реактивной газовой струи некоторый угол, имеющий величину в диапазоне от 8° до 40° и предпочтительно от 20° до 35°.

Предпочтительным образом средства возмущения содержат от 1 до 24 пар упомянутых каналов.

Предпочтительным образом пары каналов расположены на выходном кольце так, чтобы канал, сходящийся в одном направлении, располагался рядом с каналом противоположного схождения примыкающей пары каналов.

Предпочтительным образом каналы представляют собой трубки, расположенные на наружной стенке выходного кольца.

Предпочтительным образом каналы представляют собой каналы, интегрированные в толщину выходного кольца.

Предпочтительным образом каналы связаны с системой питания сжатым воздухом через канал подвода воздуха, причем питание сжатым воздухом осуществляется на уровне высокого давления турбореактивного двигателя. В соответствии с предпочтительным способом реализации предлагаемого изобретения канал подвода сжатого воздуха к каналу одной пары является каналом подвода сжатого воздуха к каналу соседней пары, имеющему противоположное схождение.

Предпочтительным образом каналы имеют диаметр, величина которого в 20-50 раз меньше величины выходного диаметра реактивного сопла.

Предпочтительным образом выходные воздушные струи сходятся по отношению к оси первичной газовой струи под углом, имеющим величину в диапазоне от 8° до 40°.

Предпочтительным образом выходные воздушные струи представляют собой потоки сжатого воздуха, расход которых является управляемым.

Предпочтительным образом упомянутые пары каналов могут быть распределены симметричным или несимметричным образом на выходном кольце реактивного сопла.

В соответствии со специфическим способом реализации пары каналов могут быть распределены только на половине выходного кольца в его нижней части, чтобы уменьшить расход воздуха. Эта конфигурация позволяет уменьшить акустический шум, воспринимаемый в зонах под самолетом. Асимметрия, возникающая на толкающей реактивной газовой струе, также может способствовать увеличению подъемной силы в результате создания вертикальной составляющей тяги, позволяя таким образом сократить время набора высоты.

В специфическом варианте реализации предусматриваются средства, предназначенные для приведения во вращательное движение относительно собственной оси струй воздуха, выбрасываемых через каналы. Здесь речь может идти, например, о системе неподвижных лопаток или о свободно вращающейся спирали, установленной внутри или на выходе из каналов, о спиральных канавках, сформированных на внутренней поверхности каналов, или о каналах, каждый из которых сам имеет спиральную форму.

Также в специфическом варианте реализации массовое соотношение между расходом струй воздуха, выбрасываемых через каналы, и расходом толкающей реактивной газовой струи имеет величину в диапазоне от 0,3% до 2%. Здесь речь идет об относительно небольшом расходе, вполне совместимом с надлежащим функционированием двигателя.

Предлагаемое изобретение относится также к самолету, содержащему описанные в предшествующем изложении турбореактивные двигатели.

Краткое описание чертежей

Предлагаемое изобретение будет лучше понято из приведенного ниже в чисто пояснительных целях описания способа реализации этого изобретения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

фиг.1 изображает общий вид выходной части реактивного сопла, установленного на авиационном турбореактивном двигателе, согласно изобретению;

фиг.2 - схему потоков согласно изобретению;

фиг.3 - диаграмму изменения радиальных скоростей в функции расстояния от выхода из реактивного сопла согласно изобретению.

Описание предпочтительных вариантов воплощения изобретения

На фиг.1 схематически представлена выходная часть реактивного сопла 1 авиационного турбореактивного двигателя, снабженного устройством, позволяющим снизить акустический шум, вызываемый толкающими реактивными газовыми струями этого двигателя, в частности, в фазе взлета самолета или его захода на посадку.

Для этого выходная часть реактивного сопла 1 образована на уровне его выхода выходным кольцом 2, содержащим воздушные сопла управления.

Предпочтительно выходное кольцо 2 содержит сопла, которые сходятся по отношению к оси толкающей реактивной газовой струи под углом в диапазоне от 20° до 35°.

Реактивное сопло 1 дополнительно содержит средства 3-10 возмущения, предназначенные для возмущения толкающей реактивной газовой струи на выходе из упомянутого реактивного сопла 1.

Средства 3-10 возмущения представляют собой пары трубок 3а, 3b, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10а, 10b, распределенных на наружной стенке кольца 2 и представляющих выходное отверстие на уровне свободной кромки этого кольца 2. В данном случае речь идет лишь о возможной конфигурации. При этом вполне очевидно, что пары трубок также могут быть интегрированы в толщу кольца 2.

Трубки предпочтительным образом связаны с частью высокого давления данного турбореактивного двигателя через канал подвода воздуха (не показан). Таким образом, струи сжатого воздуха направляются в эти трубки, а затем выходят из реактивного сопла 1.

Скорость потока сжатого воздуха по существу идентична скорости движения толкающих реактивных газовых струй, и массовое соотношение между расходами струй сжатого воздуха, выбрасываемых через каналы, и расходом толкающей реактивной газовой струи имеет величину в диапазоне от 0,3% до 2%.

Трубки 3а, 3b, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10а, 10b каждой пары, изогнутые предпочтительным образом, расположены на выходном кольце 2 так, что находятся друг против друга.

Трубки каждой пары расположены друг по отношению к другу так, чтобы струи сжатого воздуха на выходе из этих трубок формировали треугольники взаимодействия текучей среды под углом схождения около 60°.

На фиг.2 показано, что наклон трубок 3 придает струям 20 сжатого воздуха на выходе из этих трубок касательную составляющую скорости, которая, в результате взаимодействия с толкающей реактивной газовой струей, вызывает вращение этих струй 20 относительно собственной оси в направлении, противоположном для двух сходящихся воздушных струй. Этому вращению могут способствовать средства, о которых уже было сказано в предшествующем изложении. В то же время, угол схождения обеспечивает встречу двух сходящихся струй воздуха на достаточно коротком расстоянии, составляющем около четверти диаметра реактивного сопла.

В том случае выходного кольца, разделяющего внешний холодный воздушный поток и центральный горячий газовый поток, вращение воздушных струй 20 увлекает наружный холодный воздух 21 внутрь толкающей реактивной газовой струи между сходящимися воздушными струями, причем горячий воздух 22 выходит наружу в противоположном направлении по отношению к воздушным струям 20.

В результате обеспечивается гомогенизация температур, начиная от выхода из реактивного сопла, что может способствовать снижению акустического шума, порождаемого реактивным соплом. Можно также предположить, что возникает эффект теплового экрана, благоприятствующий снижению излучаемого акустического шума.

На фиг.3 представлено изменение радиальной скорости в функции расстояния от выхода реактивного сопла, выраженного в виде отношения этого расстояния к диаметру реактивного сопла. Наличие отрицательной радиальной составляющей скорости (ориентированной перпендикулярно по отношению к оси толкающей реактивной газовой струи), достигающей 40% от скорости течения этой толкающей реактивной газовой струи, показывает значимость захвата и увлечения холодной текучей среды в сердцевину горячей толкающей реактивной газовой струи. Это увлечение происходит весьма близко от выхода из реактивного сопла, обычно в первой четверти его диаметра. Это мощное проникновение и локализация почти рядом с выходом реактивной газовой струи связаны с углом, выбранным для схождения воздушных струй.

Для того чтобы в еще большей степени увеличить возмущение первичной реактивной газовой струи, полученные таким образом "треугольники текучей среды" наклонены по отношению к оси первичной реактивной газовой струи на некоторый угол, называемый углом проникновения и имеющий величину в диапазоне от 8° (слабое проникновение) до 40° (сильное проникновение).

В соответствии с одним из способов реализации предлагаемого изобретения упомянутый выше наклон обеспечивается вследствие такого же схождения наружной стенки выходного кольца 2 реактивного сопла 1, причем наружная стенка предпочтительно сходится по отношению к оси первичной реактивной газовой струи под углом, имеющим величину в диапазоне от 8° до 40°.

В соответствии с другим способом реализации этот наклон обеспечивается при помощи соответствующей ориентации каналов, интегрированных в толщу выходного кольца.

В соответствии с еще одним способом реализации наклон всех или части пар воздушных струй может быть ориентирован в направлении наружной толкающей воздушной струи.

Однако этот наклон может быть отрегулирован и даже непосредственно обеспечен при помощи механической конструкции в функции требуемого возмущения и, следовательно, необходимого усилия проникновения.

Что касается расположения трубок на уровне выходного кольца 2, упомянутые пары трубок распределены таким образом, чтобы трубка, сходящаяся в одном направлении, непосредственно примыкала к трубке смежной пары, имеющей схождение в противоположном направлении.

Расстояние между трубками одной и той же пары, а также расстояние между смежными трубками двух различных пар будет представлять собой функцию количества трубок, которые должны быть размещены на данном реактивном сопле, и диаметра этого реактивного сопла. В рассматриваемом примере реализации реактивное сопло 1 содержит восемь пар 3, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10 трубок. Очевидно, что здесь речь идет лишь о примере, используемом в качестве иллюстрации, причем количество упомянутых пар трубок может быть как меньшим, так и большим. Количество пар трубок, присоединенных к реактивному соплу 1, будет представлять собой, в частности, функцию размеров турбореактивного двигателя, а также функцию допустимого вредного шумового воздействия турбореактивных двигателей.

Чтобы уменьшить уровень акустического шума, связанного с толкающими реактивными струями турбореактивных двигателей в фазе взлета или фазе захода самолета на посадку, включают подачу сжатого воздуха через каналы подвода воздуха к трубкам, распределенным на уровне выходного кольца реактивного сопла 1 двигателя. Выходное кольцо, о котором идет речь, может представлять собой либо кольцо, разделяющее горячий поток и холодный поток (внутреннее кольцо), либо кольцо, разделяющее холодный поток и окружающий воздух (кольцо гондолы двигателя). Вследствие специфического позиционирования трубок на уровне выходного кольца, а также их распределения, струи сжатого воздуха выбрасываются из этих трубок под некоторыми углами наклона схождения и проникновения, возмущая при этом течение толкающей реактивной газовой струи в соответствии с треугольниками взаимодействия текучих сред в направлении течения.

Упомянутые струи воздуха представляют собой регулируемые струи. Эти струи связаны с частью высокого давления турбореактивного двигателя и их формирование делают эффективным только в тех фазах полета, когда регулирование является необходимым, обычно при осуществлении фаз взлета или посадки самолета. В других фазах полета средства возмущения полностью бездействуют, т.к. прекращают подачу сжатого воздуха. Оборудованный таким образом самолет не имеет недостатков в смысле лобового сопротивления или потери тяги двигателей.

Предпочтительно струи воздуха могут управляться независимо друг от друга, предлагая таким образом устройство возмущения первичной реактивной газовой струи, обладающее особенной гибкостью характеристик. В соответствии со специфическим способом реализации предлагаемого изобретения может быть обеспечена возможность приведения в действие только одной воздушной струи из двух, при котором обеспечивается вращение толкающих реактивных газовых струй. В соответствии с другим специфическим способом реализации предлагаемого изобретения также может быть предусмотрено частичное приведение в действие воздушных струй, например приведение в действие воздушных струй, располагающихся в верхней части, в нижней части, в правой части или в левой части реактивного сопла 1, модифицируя таким образом направленность звукового излучения.

В соответствии с еще одним способом реализации управляющие воздушные струи могут быть приведены в действие нестационарным образом, чтобы уменьшить расходы управляющих воздушных струй или улучшить характеристики управления.

В предшествующем изложении предлагаемое изобретение было описано лишь в качестве примера. Специалист в данной области техники в состоянии реализовать другие варианты реализации изобретения, не выходя при этом за рамки формулы изобретения.

Предпочтительно предлагаемое устройство может быть установлено произвольным образом на одной, на другой или же совместно на обеих (внутренней и внешней) сторонах выходного кольца двигателя реализуя зигзагообразные накладки с внутренним и/или с внешним проникновением.

В случае двухконтурных турбореактивных двигателей предлагаемое устройство может быть установлено на выходных кромках кольца, охватывающего внутреннюю толкающую газовую струю (горячая струя), а также на кольце, образующем наружную часть, охватывающую холодную толкающую воздушную струю (гондола двигателя), или же одновременно на обоих кольцах.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Авиационный турбореактивный двигатель, содержащий реактивное сопло (1), обеспечивающее эжекцию реактивной газовой струи или слияние двух реактивных газовых струй, причем реактивное сопло (1) представляет собой одно или два выходных кольца (2), которые содержат средства, предназначенные для возмущения течения одной или обеих реактивных газовых струй и образованные по меньшей мере одной парой (3-10) каналов (3а, 3b, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10а, 10b), через которые осуществляется эжекция струи воздуха под давлением, при этом каналы (3а, 3b, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10а, 10b) открываются в выходной части реактивного сопла (1) и каналы (3а, 3b, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10а, 10b) каждой пары (3-10) расположены сходящимся образом по отношению друг к другу, чтобы формировать на выходе треугольник взаимодействия струй воздуха, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10а, 10b) каждой пары 3-10 сходятся навстречу друг другу на выходе из реактивного сопла (1) под углом схождения в диапазоне от 40 до 70°, предпочтительно под углом схождения, составляющим около 60°.

2. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10а, 10b) расположены на уровне выходного кольца (2) так, что имеют по отношению к оси реактивной газовой струи некоторый угол проникновения в диапазоне от 8 до 40°, предпочтительно в диапазоне от 20 до 35°.

3. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что средства возмущения содержат от 1 до 24 пар каналов.

4. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что пары каналов (3а, 3b, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10а, 10b) распределены на выходном кольце (2) так, чтобы канал, сходящийся в некотором направлении, располагался рядом с каналом противоположного схождения, принадлежащим смежной паре каналов.

5. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10а, 10b) представляют собой трубки, распределенные на одной или на двух стенках выходного кольца (2).

6. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10а, 10b) представляют собой каналы, интегрированные в толщу выходного кольца (2).

7. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10а, 10b) связаны с системой питания сжатым воздухом через канал подвода сжатого воздуха, причем это запитывание сжатым воздухом осуществляется на уровне части высокого давления турбореактивного двигателя.

8. Авиационный турбореактивный двигатель по любому из пп.1-7, отличающийся тем, что канал подвода сжатого воздуха к одному каналу одной пары каналов является каналом подвода сжатого воздуха к смежному каналу соседней пары и имеющему противоположное схождение.

9. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел, патент № 2373415 , 10а, 10b) имеют диаметр, величина которого в 20-50 раз меньше величины выходного диаметра реактивного сопла (1).

10. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что струи воздуха (2) сходятся по отношению к оси реактивного сопла под углом в диапазоне от 8 до 40°.

11. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что струи воздуха представляют собой управляемые струи воздуха.

12. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что пары каналов распределены симметричным образом на выходном кольце (2) упомянутого реактивного сопла (1).

13. Авиационный турбореактивный двигатель по любому из пп.1-7 и 9-12, отличающийся тем, что пары каналов распределены несимметричным образом на выходном кольце (2) реактивного сопла (1).

14. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что содержит средства, предназначенные для приведения во вращательное движение относительно их собственной оси струй воздуха, эжектируемых через каналы.

15. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что массовое соотношение между расходом струй воздуха, эжектируемых через каналы, и расходом толкающей реактивной газовой струи имеет величину в диапазоне от 0,3 до 2%.

16. Самолет, содержащий турбореактивные двигатели в соответствии с любым из предшествующих пп.1-15.

www.freepatent.ru

Способ глушения шума реактивной струи двигателя и устройство для его осуществления

 

Использование: в области авиадвигателестроения, а конкретно, в способах и устройствах уменьшения шума выходных устройство турбореактивных двигателей и двухконтурных турбореактивных двигателей. Сущность способа заключается в том, что вокруг наружной кромки сопла реактивного двигателя вдувают струю газа или воздуха. При изменении режима работы двигателя регулируют скорость истечения дополнительной струи и поддерживают ее больше скорости набегающего потока и меньше скорости основной реактивной струи. Устройство для реализации способа содержит наружный кожух двигателя 1, сопло 2. На наружном кожухе двигателя 1 расположен охватывающий сопло 2 двигателя насадок 3 или отдельные полости с глухой передней стенкой и с образованием щелевого канала 4 на выходе в плоскости среза сопла 2. Насадок 3 или каждая отдельная полость сообщены посредством трубопровода 5 с регулируемой заслонкой 6 с газосборником 7, охватывающим наружный кожух двигателя 1 и соединенным отверстиями 8 с внутренней полостью двигателя. Система регулирования заслонкой 6 включает датчик скорости полета 9 с преобразователем 10, датчик скорости истечения реактивной струи 11 с преобразователем 12. Выходы обоих преобразователей 10 и 12 связаны со входами блока сравнения 13, выход из блока сравнения 13 связан со входом решающего устройства 14, выход которого связан со входом блока управления 15 заслонки 8. Для выходного устройства двухконтурного турбореактивного двигателя с раздельными коаксиальными соплами контуров в систему управления введена обратная связь в виде дополнительных датчиков скорости потока из щели. 2 с.и. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а конкретно к способам и устройствам уменьшения шума выходных устройство турбореактивных двигателей и двухконтурных турбореактивных двигателей.

Известен способ снижения шума реактивной струи двигателя [1] в котором по периферии реактивной струи на выходе ее из сопла турбореактивного двигателя направляют дополнительные струи под углом к основной струе. Глушитель шума для реализации этого способа расположен за соплом и выполнен в виде расположенного на периферии на выходе из сопла гофрированного участка, в который поступает воздух из входного отверстия, расположенного в передней части гондолы двигателя. Известен способ глушения шума и глушитель шума выхлопной струи реактивного двигателя, ближайший по технической сущности к предлагаемому и принятый за прототип [2] в котором насадки коллектора, через которые происходит выдув вторичных струй в реактивный поток, установлены на срезе сопла по его периметру и ориентированы так, что направление вторичных струй перпендикулярно к оси реактивного сопла. Недостатком известного способа и устройства является недостаточное снижение уровня шума на переменных режимах работы двигателя. Задачей, которую решает предлагаемое изобретение является снижение уровня шума в широком диапазоне изменения режимных параметров двигателя, а также повышение стабильности характеристик двигателя. Поставленная задача решается тем, что в способе глушения реактивной струи двигателя, включающем выдув в реактивную струю дополнительной струи газа, эту струю выдувают по периферии и параллельно истекающей реактивной струе, при изменении режима работы двигателя регулируют скорость истечения дополнительной струи, поддерживают ее больше скорости набегающего потока и меньше скорости истечения реактивной струи двигателя. Устройство для осуществления способа включает коллектор с соплами для подачи дополнительной струи газа, установленный по периферии реактивного сопла. Новым является то, что сопло для подачи дополнительной струи газа выполнено в виде охватывающего сопло двигателя насадка или отдельных полостей с глухой передней стенкой и с образованием щелевого канала на выходе в плоскости среза сопла. Насадок или каждая отдельная полость сообщена посредством трубопровода с регулируемой заслонкой с газосборником, охватывающим наружный кожух двигателя и соединена отверстиями с внутренней полостью двигателя. Система регулирования заслонкой включает датчик скорости полета с преобразователем, датчик скорости истечения реактивной струи с преобразователем, выходы обоих преобразователей связаны со входами блока сравнения, выход которого связан со входом решающего устройства, а его выход связан со входом блока управления заслонки. Для двухконтурного турбореактивного двигателя с раздельными коаксиальными соплами, наружный контур так же как и внутренний снабжен охватывающим его насадком или отдельными полостями с образованием щелевого канала на выходе в плоскости среза сопла и сообщенным через регулируемую заслонку с источником газа высокого давления. Система регулирования заслонкой щелевого клапана наружного контура содержит датчик скорости полета с преобразователем сигнала, выход которого соединен с одним из входов блока сравнения, к другому входу блока сравнения подсоединен выход из преобразователя датчика скорости газа из сопла наружного контура, выход блока сравнения подсоединен к одному из входов решающего устройства, к другому входу которого подсоединен выход преобразователя датчика скорости газа из щелевого канала наружного контура, выход решающего устройства соединен со входом блока управления заслонки наружного контура, система регулирования заслонки щелевого канала внутреннего контура содержит датчик скорости газа нагружного контура и внутреннего контура со своими преобразователями, выходы преобразователей соединены с соответствующими входами блока сравнения, выход которого подсоединен к одному из входов решающего устройства, к другому входу которого подсоединен преобразователь датчика скорости газа щелевого канала внутреннего контура, выход решающего устройства соединен со входом блока управления заслонки щелевого канала внутреннего контура. На фиг. 1 представлен продельный разрез сопла двигателя с системой регулирования скорости истечения дополнительной струи газа; на фиг. 2 представлен продольный размер сопла двухконтурного турбореактивного двигателя с системой регулирования скорости истечения двух струй газа. Сущность способа заключается в том, что вокруг наружной кромки сопла реактивного двигателя вдувают струю газа или воздуха. При изменении режима работы двигателя регулируют скорость истечения дополнительной струи и поддерживают ее больше скорости набегающего потока и меньше скорости основной реактивной струи. При этом обеспечивается наименьший общий шум истечения реактивной струи, за счет уменьшения интенсивности турбулентности в слое смещения. Устройство для реализации данного способа (фиг. 1) содержит наружный кожух двигателя 1, сопло 2. На наружном кожухе двигателя 1 расположен охватывающий сопло 2 двигателя насадок 3 или отдельные полости с глухой передней стенкой и с образованием щелевого канала 4 на выходе в плоскости среза сопла 2. Насадок 3 или каждая отдельная полость сообщены посредством трубопровода 5 с регулируемой заслонкой 6 с газосборником 7, охватывающим наружный кожух двигателя 1 и соединенным отверстиями 8 с внутренней полостью двигателя. Система регулирования заслонкой 6 включает: датчик скорости полета 9 с преобразователем 10, датчик скорости истечения реактивной струи 11 с преобразователем 12. Выходы обоих преобразователей 10 и 12 связаны со входами блока сравнения 13. Выход из блока сравнения 13 связан со входом решающего устройства 14, выход которого связан со входом блока управления 15 заслонки 8. Устройство работает следующим образом. Газ из внутренней полости двигателя через отверстия 3 отбирается в газосборник 7, откуда по трубопроводу 5, минуя регулируемую заслонку 6, попадает в полость насадка 3, откуда через щель 4 выбрасывается в атмосферу параллельно основному газовому потоку из сопла 2. Система управления заслонкой 6 должна обеспечивать скорость истечения газа из щелевого канала 4 для различных условий полета и с учетом характера работы двигателя. Скорость выхода газа из щелевого канала 4 определяется по максимальному снижению уровня шума для характерных условий полета. Сигналы от датчика полета 9 и датчика скорости истечения струи 11, после преобразования в электрический сигнал или в цифровой форме в преобразователях 10 и 12, поступают в блок сравнения 13, откуда сигнал о разнице этих скоростей поступает в решающее устройство 14, где вырабатывается управляющий сигнал для блока управления 15 заслонкой 6. Изменение положения заслонки 6 обеспечивают изменение расхода через трубопровод 5 и в конечном счете изменение скорости истечения газа через щелевой канал 4. Для выводного устройства двухконтурного турбореактивного двигателя с раздельными коаксиальными соплами контуров (фиг. 2), в систему управления введена обратная связь в виде дополнительных датчиков скорости потока из щели. Эти дополнительные датчики позволяют упростить доводку устройства на двигателе и повысить точность регулировки заданного оптимального соотношения скоростей струй, а значит и повысить эффективность шумопоглощения в широком диапазоне режимных параметров двигателя. Устройство содержит кожух мотогондолы 16, наружный кожух наружного контура 17, внутренний кожух наружного контура 18, связанные между собой стойками наружного контура 19, наружный кожух внутреннего контура 20, к которому при помощи стоек внутреннего контура 21 крепят конусный кок 22 сопла внутреннего контура 23. В данном варианте показаны сужающие нерегулируемые сопла. Однако возможно применение устройства на регулируемых и сверхзвуковых соплах. В промежутке между хвостовыми частями мотогондолы 16 и наружного кожуха наружного контура 17 установлен щелевой канал 24. Между хвостовыми частями внутреннего кожуха наружного контура 18 и наружного кожуха внутреннего контура 20 установлен щелевой канал 25. К обоим щелевым каналам 24 и 25 по трубопроводам 26 и 27 наружного и внутреннего щелевых каналов 24, 25 подводят газ или воздух от компрессора двигателя, либо газ из-за турбины двигателя, либо газ или воздух от независимых источников. Расход газа в трубопроводах 26, 27 регулируют заслонками 28, 29. Система регулирования заслонками 28, 29 содержит следующие устройства и элементы. Система регулирования заслонки 28 щелевого сопла 24 наружного контура содержит датчик скорости полета 30 с преобразователем сигнала 31. Выход преобразователя 31 соединен с одним из входов блока сравнения 32. К другому входу блока сравнения 32 подсоединен выход из преобразователя 33 датчика скорости газа 34 из сопла наружного контура 35. Выход из блока сравнения 32 подсоединен к одному из входов решающего устройства 36. К другому входу решающего устройства 36 подсоединен выход преобразователя 37 датчика скорости газа 38 из щелевого канала 24 наружного контура. Выход решающего устройства 36 соединен со входом блока управления 39 заслонки 28. Система регулирования заслонки 29 щелевого канала 25 внутреннего контура содержит датчики скорости газа 34 наружного контура и 40 внутреннего контура со своими преобразователями 33 и 41 соответственно. Выходы преобразователей 33 и 41 соединены с соответствующими входами блока сравнения 42, выход которого подсоединен к одному из входов решающего устройства 43, к другому входу которого подсоединен преобразователь 44 датчика скорости газа 45 щелевого канала внутреннего контура 25. Выход решающего устройства 43 соединен со входом блока управления 46 заслонки 29, щелевого канала 25 внутреннего контура. Для двухконтурного турбореактивного двигателя устройство регулирования скорости дополнительных струй газа работает следующим образом. Работа устройства представлена на примере работы наружного контура, а работа во внутреннем контуре отличается лишь тем, что вместо разницы скоростей полета и скорости истечения из наружного, разница скоростей берется между скоростями истечения газа из наружного контура и внутреннего контура, а обратную связь осуществляют по датчику скорости 45 щелевого канала 25 внутреннего контура в отличие от описываемого контура, где эту обратную связь осуществляют по датчику скорости 38 щелевого канала 24 наружного контура. При запуске и работе двигателя как на стоянке, так и в полете датчики скорости 30 и датчик скорости газа 34 определяют текущие величины и через соответствующие преобразователи 31, 33 передают замеренные данные на блок сравнения 32, где после сравнения и преобразования данные поступают в один из входов решающего устройства 36, ко второму входу поступает сигнал от датчика скорости 38 от блока преобразования 37. Решающее устройство 36 по результатам сравнения скорости из этого щелевого канала 24 и разницы скоростей полета и газа из наружного сопла 35 вырабатывает сигнал для блока управления 39, который определяет положение заслонки 28 и расход по трубопроводу 26. Но в отличие от устройства, описываемого по фиг. 1, результат регулировки проверяют по показаниям датчика скорости газа 38. Данные этих измерений вновь поступают через преобразователь 37 в решающее устройство 36, где происходит корректировка требуемой скорости истечения из щелевого канала 24 наружного контура. При изменении режима работы двигателя система срабатывает таким же образом. Подобным образом работает и внутренний контур. Возможны варианты, когда сравнивающие блоки и решающие устройства совмещены и работают на оба контура. Таким образом, предлагаемые способ и устройство для его осуществления позволяет снизить уровень шума как ТРД так и ДТРД в широком диапазоне изменения режимных параметров. Кроме того, регулирование скорости истечения дополнительных струй газа при изменении режима работы двигателя позволяет повысить стабильность характеристик двигателя. На устойчивых режимах работы двигателя, двигатель работает без выдува дополнительной струи из щелевого канала 4. Основная струя двигателя эжектирует газ из насадка 3, при этом в них создается разрежение. Пульсации на границе основной струи двигателя гасятся, так как часть газа засасывается в область разрежения в насадке 3. При этом повышается устойчивость течения выхлопной струи, улучшаются характеристики двигателя, т.е. повышается их стабильность. Снижение пульсации на срезе сопла 2 приводит к снижению уровня шума на выходе двигателя. На переменных режимах работы двигателя через щелевой канал 4 выдувают струи газа спутно основной струе двигателя непосредственно в слой смещения. При этом также гасятся пульсации в слое смешения, уменьшается интенсивность турбулентности в нем и, следовательно, создается более благоприятный градиент скоростей на выходе двигателя. Регулирование скорости выдува дополнительных струй газа позволяет получить стабильные характеристики двигателя в широком диапазоне изменения режимных параметров двигателя.

Формула изобретения

1. Способ глушения шума реактивной струи двигателя, включающий выдув в реактивную струю по ее периферии дополнительной струи газа, отличающийся тем, что дополнительную струю выдувают параллельно истекающей реактивной струе, при изменении режима работы двигателя регулируют скорость истечения дополнительной струи, поддерживают ее больше скорости набегающего потока и меньше скорости истечения реактивной струи двигателя. 2. Устройство для глушения реактивной струи двигателя, включающее коллектор с соплами для подачи дополнительной струи газа, установленный по периферии реактивного сопла двигателя, отличающееся тем, что сопло для подачи дополнительной струи газа выполнено в виде охватывающего сопло двигателя насадка или в виде отдельных полостей с глухой передней стенкой и с образованием щелевого канала на выходе в плоскости среза сопла двигателя, насадок или каждая отдельная полость сообщена посредством трубопровода с регулируемой заслонкой с газосборником, охватывающим наружный кожух двигателя и соединенным отверстиями с внутренней полостью двигателя. 3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что система регулирования заслонкой включает датчик скорости полета с преобразователем, датчик скорости истечения реактивной струи двигателя с преобразователем, выходы обоих преобразователей связаны с входами блока сравнения, выход которого связан с входом решающего устройства, а его выход связан с входом блока управления заслонки. 4. Устройство по пп.2 и 3, отличающееся тем, что для двухконтурного турбореактивного двигателя с раздельными коаксиальными соплами наружный контур так же, как и внутренний, снабжен охватывающим его насадком или отдельными полостями с образованием щелевого канала на выходе в плоскости среза сопла двигателя и сообщенным через регулируемую заслонку с источником газа высокого давления. 5. Устройство по пп. 2 4, отличающееся тем, что система регулирования заслонкой щелевого канала наружного контура содержит датчик скорости полета с преобразователем сигнала, выход которого соединен с одним из входом блока сравнения, к другому входу блока сравнения подсоединен выход из преобразователя датчика скорости газа из сопла наружного контура, выход блока сравнения подсоединен к одному из входов решающего устройства, к другому входу которого подсоединен выход преобразователя датчика скорости газа из щелевого канала наружного контура, выход решающего устройства соединен с входом блока управления заслонки наружного контура, система регулирования заслонки щелевого канала внутреннего контура содержит датчики скорости газа наружного контура со своими преобразователями, выходы преобразователей соединены с соответствующими входами блока сравнения, выход которого подсоединен к одному из входов решающего устройства, к другому входу которого подсоединен преобразователь датчика скорости газа щелевого канала внутреннего контура, выход решающего устройства соединен с входом блока управления заслонки щелевого канала внутреннего контура.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

www.findpatent.ru

шум реактивного двигателя - это... Что такое шум реактивного двигателя?

 шум реактивного двигателя

Ecology: jet-engine noise

Универсальный русско-английский словарь. Академик.ру. 2011.

  • шум распространения
  • шум реактивного самолёта

Смотреть что такое "шум реактивного двигателя" в других словарях:

  • ШУМ — беспорядочные колебания разл. физ. природы, отличающиеся сложностью временной и спектр. структуры. Под акустич. Ш. понимают разного рода нежелат. помехи восприятию речи, музыки и т. д. Источниками акустич. слышимого и неслышимого Ш. могут быть… …   Физическая энциклопедия

  • ЗВУК И АКУСТИКА — Звук это колебания, т.е. периодическое механическое возмущение в упругих средах газообразных, жидких и твердых. Такое возмущение, представляющее собой некоторое физическое изменение в среде (например, изменение плотности или давления, смещение… …   Энциклопедия Кольера

  • Реверс (авиация) — У этого термина существуют и другие значения, см. Реверс. Створки реверсивного устройства двигателя задействованы и перенаправляют реактивную струю против движения самолёта …   Википедия

  • Ветроэнергетика — Ветроэнергетика  отрасль энергетики, специализирующаяся на преобразовании кинетической энергии воздушных масс в атмосфере в электрическую, механическую, тепловую или в любую другую форму энергии, удобную для использования в народном… …   Википедия

  • Энергия ветра — Ветроэнергетика отрасль энергетики, специализирующаяся на использовании энергии ветра кинетической энергии воздушных масс в атмосфере. Энергию ветра относят к возобновляемым видам энергии, так как она является следствием деятельности солнца.… …   Википедия

  • Радиоуправляемый самолёт — Пилотажная радиоуправляемая модель самолёта Радиоуправляемый самолёт (РУ самолёт, RC самолёт) это модель самолёта, которая управляется с помощью радио или …   Википедия

  • Реактивное сопло — выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*, достигается высокоэффективная работа расположенных перед ним… …   Энциклопедия техники

  • реактивное сопло — Схемы регулируемых реактивных сопел. реактивное сопло — выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*… …   Энциклопедия «Авиация»

  • реактивное сопло — Схемы регулируемых реактивных сопел. реактивное сопло — выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*… …   Энциклопедия «Авиация»

  • реактивное сопло — Схемы регулируемых реактивных сопел. реактивное сопло — выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*… …   Энциклопедия «Авиация»

  • реактивное сопло — Схемы регулируемых реактивных сопел. реактивное сопло — выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*… …   Энциклопедия «Авиация»

universal_ru_en.academic.ru