RU2277178C2

RU2277178C2 - Noise-damping device for double-flow turbojet engine

Info

Publication number: RU2277178C2
Application number: RU2004111338/06A
Authority: RU
Inventors: Александр Александрович Иноземцев (RU); Александр Александрович Иноземцев; Борис Алексеевич Ремезовский (RU); Борис Алексеевич Ремезовский; Владимир Владимирович Махнутин (RU); Владимир Владимирович Махнутин; Александр Павлович Ведерников (RU); Александр Павлович Ведерников; ков Леонид Дмитриевич Кир (RU); Леонид Дмитриевич Киряков; бин Виталий Михайлович Шкал (RU); Виталий Михайлович Шкалябин; Владимир Сергеевич Андреев (RU); Владимир Сергеевич Андреев; Сергей Викторович Лимонов (RU); Сергей Викторович Лимонов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2004-04-13
Filing date: 2004-04-13
Publication date: 2006-05-27
Also published as: RU2004111338A

Abstract

FIELD: aircraft engineering; double-flow turbojet engines.

SUBSTANCE: noise-damping device for double-flow turbojet engine has ring rows of panels in engine outer loop, each including wall of load-bearing housing, perforated duct wall and layer of cellular filler. Layer of cellular filler is placed between wall of load-bearing housing and perforated duct wall. Two panels arranged in cross section of at least one ring layer of panels, each containing flanges arranged over perimeter of wall of load-bearing housing. Two longitudinal flanges are connected to longitudinal flanges of adjacent panel, and front and rear flanges are connected to engine housing or to adjacent rear and front flanges of adjacent panel. Rows of damping stops with holes are arranged between walls of load-bearing housing and perforated duct wall of each panel. Holes in stops are used to connect walls by fasteners. Damping frame is placed over perimeter of each panel, height of frame being equal to height of cellular filler. Each panel of ring row, from side of front and rear flanges, is made aerodynamically streamlined, with decrease of height of panel to joint with each flange. At least one ring row of panels forms diffuser-contraction resonance with walls of housing of low-pressure turbine of engine or housing of gas-generator.

EFFECT: improved efficiency of noise damping of double-flow turbojet engine without material losses of thrust.

6 cl, 10 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно - к устройствам подавления шума турбореактивных двухконтурных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to noise suppression devices for turbojet bypass engines.

Известна звукопоглощающая облицовка тракта турбореактивного двигателя, содержащая сотовый заполнитель, размещенный между наружной и внутренней стенками, первая из которых расположена с зазором относительно силового корпуса, а вторая выполнена перфорированной, при этом наружная стенка также выполнена перфорированной со степенью перфорации, составляющей 3...20%, а отношение зазора к расстоянию от внутренней стенки до корпуса равно 0,3...0,7 [1].A sound-absorbing lining of a turbojet engine path is known, containing a honeycomb core placed between the outer and inner walls, the first of which is located with a gap relative to the power housing, and the second is perforated, while the outer wall is also perforated with a degree of perforation of 3 ... 20 %, and the ratio of the gap to the distance from the inner wall to the housing is 0.3 ... 0.7 [1].

Недостатком известной конструкции является небольшой ресурс и низкая прочность стенки 2 силового корпуса, выполненной без опор относительно перфорированной стенки, а также более низкая виброакустическая прочность стенки 4, преимущественно в режиме резонансных колебаний (флаттера).A disadvantage of the known design is the small resource and low strength of the wall 2 of the power housing, made without supports relative to the perforated wall, as well as lower vibroacoustic strength of the wall 4, mainly in the mode of resonant vibrations (flutter).

Известна также серийная однослойная звукопоглощающая конструкция, содержащая стенку силового корпуса, перфорированную трактовую стенку, слой сотового заполнителя, размещенный между стенкой силового корпуса и перфорированной трактовой стенкой [2].Also known is a serial single-layer sound-absorbing structure containing a wall of the power housing, a perforated path wall, a layer of honeycomb placed between the wall of the power housing and the perforated path wall [2].

Недостатком известной звукопоглощающей конструкции является то, что применяемый в ней метод резонансного звукопоглощения позволяет добиться высоких акустических характеристик в узком диапазоне частот - не более 500...700 Гц. А частотный диапазон шума современных авиационных силовых установок находится в пределах от 500 до 8000 Гц. Поэтому для достижения высоких показателей в таком широком диапазоне требуется построение многослойных звукопоглощающих конструкций (ЗПК). Недостатком известной конструкции также является неполное использование возможности повышения акустических характеристик однослойных звукопоглощающих конструкций.A disadvantage of the known sound-absorbing design is that the resonant sound absorption method used in it allows achieving high acoustic characteristics in a narrow frequency range - not more than 500 ... 700 Hz. And the frequency range of noise of modern aircraft power plants is in the range from 500 to 8000 Hz. Therefore, to achieve high performance in such a wide range, the construction of multilayer sound-absorbing structures (ZPK) is required. A disadvantage of the known design is also the incomplete use of the possibility of increasing the acoustic characteristics of single-layer sound-absorbing structures.

Известна также звукопоглощающая акустическая панель гондолы турбовентиляторного двигателя с клиновидным обтекателем и передним цельным кольцом, содержащая стенку силового корпуса, перфорированную трактовую стенку, перфорированную стенку в полости вне тракта, фронтовой слой сотового заполнителя, размещенный между перфорированной трактовой стенкой и стенкой в полости вне тракта, а также тыловой слой сотового заполнителя, размещенный между перфорированной стенкой в полости вне тракта и стенкой силового корпуса [3].Also known is a sound-absorbing acoustic panel of a turbofan engine nacelle with a wedge-shaped cowl and a front integral ring, comprising a wall of the power housing, a perforated path wall, a perforated wall in the cavity outside the path, a front layer of honeycomb placed between the perforated path wall and the wall in the cavity outside the path, and also the back layer of the honeycomb core, located between the perforated wall in the cavity outside the path and the wall of the power housing [3].

Недостатком известной конструкции является большая высота панели для обеспечения высоких акустических характеристик, что не позволяет использовать такие панели в эксплуатируемых силовых установках.A disadvantage of the known design is the high height of the panel to ensure high acoustic characteristics, which does not allow the use of such panels in operating power plants.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является система шумоглушения силовой установки, содержащая в наружном контуре двигателя кольцевые ряды панелей, каждая из которых включает стенку силового корпуса, перфорированную трактовую стенку, слой сотового заполнителя, размещенный между стенкой силового корпуса и перфорированной трактовой стенкой [4].Closest to the claimed design is a noise attenuation system of a power plant containing annular rows of panels in the outer circuit of the engine, each of which includes a wall of the power casing, a perforated path wall, a layer of honeycomb placed between the wall of the power casing and the perforated path wall [4].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является высокая стоимость панелей и низкий коэффициент использования материала. Напряжения, возникающие при выполнении операции гибки плоских панелей, и нагрев в ходе термофиксации оказывают отрицательное влияние на прочность изделий, а следовательно, невозможно использовать силовые (титановые) корпуса двигателя, имеющие, например, меридианные горизонтальные стыки. Также недостатком известной конструкции является неполное использование возможности повышения величины поглощения звука и расширения частотного диапазона характеристики поглощения.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is the high cost of the panels and the low utilization of the material. Stresses that occur during the operation of bending flat panels and heating during heat-setting have a negative effect on the strength of products, and therefore, it is impossible to use power (titanium) motor housings having, for example, meridian horizontal joints. Another disadvantage of the known design is the incomplete use of the possibility of increasing the magnitude of sound absorption and expanding the frequency range of the absorption characteristic.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении эффективности звукопоглощения турбореактивного двухконтурного двигателя без существенных потерь его тяги.The technical problem, which is aimed by the invention, is to increase the sound absorption efficiency of a turbojet bypass engine without significant loss of thrust.

Сущность технического решения заключается в том, что в устройстве шумоглушения в турбореактивном двухконтурном двигателе, содержащем в наружном контуре двигателя кольцевые ряды панелей, каждая из которых включает стенку силового корпуса, перфорированную трактовую стенку, слой сотового заполнителя, размещенный между стенкой силового корпуса и перфорированной трактовой стенкой, согласно изобретению в поперечном сечении, по меньшей мере, одного кольцевого ряда панелей размещено по две панели, каждая из которых включает фланцы, расположенные по периметру стенки силового корпуса, два продольных фланца скреплены с продольными фланцами смежной панели, а передний и задний фланцы скреплены с корпусом двигателя или со смежными задним и передним фланцами смежной панели, между стенками силового корпуса и перфорированной трактовой стенкой каждой панели размещены ряды демпферных упоров с отверстиями, сквозь которые эти стенки соединены крепежными элементами, а по периметру каждой панели размещена демпферная рамка, высота которой равна высоте сотового заполнителя, причем со стороны переднего и заднего фланцев каждая панель кольцевого ряда выполнена аэродинамически обтекаемой, с уменьшением высоты панели к стыку с каждым из фланцев, при этом, по меньшей мере, один кольцевой ряд панелей образует диффузорно-конфузорную резонансную полость со стенками корпуса турбины низкого давления двигателя или корпуса газогенератора. Перфорированная трактовая стенка и сотовый заполнитель выполнены из полимерной двумерной композиции, представляющей собой стеклопластик, органопластик или гибридный материал на основе слоев тканей, жгутов или ленточных материалов. Демпферная рамка по периметру панели охвачена слоями материала из полимерной двумерной композиции и соединена крепежными элементами с фланцами, при этом, по меньшей мере, один слой материала трактовой стенки расположен в задней части панели над слоями материала демпферной рамки. Наружные слои материала трактовой стенки включают абразивный порошок с размером частиц до 0,05 мм. Перфорация на трактовой стенке выполнена в виде групп отверстий, размещенных вокруг демпферных упоров, а три любых смежных отверстия перфорации на удалении свыше одного кольцевого ряда отверстий от демпферных упоров представляют собой равносторонний треугольник, при этом площадь отверстий перфорации составляет 8-12% от площади трактовой стенки. По меньшей мере, одна из панелей снабжена люком, выполненным из материала демпферной рамки, а края ячеек сотового заполнителя по периметру панели заполнены материалом демпферной рамки.The essence of the technical solution lies in the fact that in the noise suppression device in a turbojet bypass engine containing annular rows of panels in the external circuit of the engine, each of which includes a wall of the power casing, a perforated path wall, a layer of honeycomb placed between the wall of the power casing and the perforated path wall according to the invention, in cross section of at least one annular row of panels, two panels are placed, each of which includes flanges, located The walls of the power casing along the perimeter, two longitudinal flanges are fastened to the longitudinal flanges of the adjacent panel, and the front and rear flanges are fastened to the motor casing or to the adjacent rear and front flanges of the adjacent panel, between the walls of the power casing and the perforated path wall of each panel there are rows of damper stops with holes through which these walls are connected by fasteners, and a damper frame is placed around the perimeter of each panel, the height of which is equal to the height of the honeycomb core, and with For the front and rear flanges, each panel of the annular row is aerodynamically streamlined, with a decrease in the panel height to the joint with each of the flanges, and at least one ring row of the panels forms a diffuser-confuser resonant cavity with the walls of the low-pressure turbine casing of the engine or casing gas generator. The perforated path wall and the honeycomb core are made of a two-dimensional polymer composition, which is fiberglass, organoplastic or a hybrid material based on layers of fabric, bundles or tape materials. The damper frame around the perimeter of the panel is covered by layers of material from the polymer two-dimensional composition and is connected by fasteners to the flanges, while at least one layer of material of the path wall is located in the rear of the panel above the layers of material of the damper frame. The outer layers of the path wall material include abrasive powder with a particle size of up to 0.05 mm. Perforation on the path wall is made in the form of groups of holes located around the damper stops, and any three adjacent perforation holes at a distance of more than one annular row of holes from the damper stops are an equilateral triangle, while the area of the perforation holes is 8-12% of the area of the path wall . At least one of the panels is provided with a hatch made of damping frame material, and the edges of the honeycomb cells along the perimeter of the panel are filled with damping frame material.

Размещение в поперечном сечении, по меньшей мере, одного кольцевого ряда панелей двух панелей, каждая из которых включает фланцы, расположенные по периметру стенки силового корпуса, при этом два продольных фланца скреплены с продольными фланцами смежной панели, а передний и задний фланцы скреплены с корпусом двигателя или со смежными задним и передним фланцами смежной панели, между стенками силового корпуса и перфорированной трактовой стенкой каждой панели размещены ряды демпферных упоров с отверстиями, сквозь которые эти стенки соединены крепежными элементами, а по периметру каждой панели размещена демпферная рамка, высота которой равна высоте сотового заполнителя, причем со стороны переднего и заднего фланцев каждая панель кольцевого ряда выполнена аэродинамически обтекаемой, с уменьшением высоты панели к стыку с каждым из фланцев, при этом, по меньшей мере, один кольцевой ряд панелей образует диффузорно-конфузорную резонансную полость со стенками корпуса турбины низкого давления двигателя или корпуса газогенератора, что обеспечивает снижение амплитуды колебаний поперек проницаемых композитных трактовых стенок, обладающих акустическим сопротивлением, т.е. через перфорацию и резонансное затухание косых отраженных звуковых волн в резонансных звукопоглощающих конструкциях за счет отсечки ударных волн, распространяющихся вверх и вниз по потоку, в резонансных кольцевых полостях наружного контура двигателя.Placement in cross section of at least one annular row of panels of two panels, each of which includes flanges located along the perimeter of the wall of the power housing, while two longitudinal flanges are fastened to the longitudinal flanges of the adjacent panel, and the front and rear flanges are fastened to the motor housing or with adjacent rear and front flanges of an adjacent panel, between the walls of the power housing and the perforated path wall of each panel there are rows of damper stops with holes through which these walls are connected fasteners, and a damper frame is placed around the perimeter of each panel, the height of which is equal to the height of the honeycomb core, and on the front and rear flanges each panel of the annular row is aerodynamically streamlined, with a decrease in the height of the panel to the junction with each of the flanges, at least one annular row of panels forms a diffuser-confuser resonant cavity with the walls of the housing of the low pressure turbine of the engine or the body of the gas generator, which reduces the amplitude of the oscillation th across the permeable composite path walls with acoustic resistance, i.e. through perforation and resonant attenuation of oblique reflected sound waves in resonant sound-absorbing structures due to the cut-off of shock waves propagating up and down the stream in the resonant annular cavities of the outer motor circuit.

Выполнение перфорированной трактовой стенки и сотового заполнителя из полимерной двумерной композиции, представляющей собой стеклопластик, органопластик или гибридный материал на основе слоев тканей, жгутов или ленточных материалов, позволяет снизить тональный шум компрессора низкого давления в самом источнике - в турбореактивном двухконтурном двигателе, а также одновременно уменьшить широкополосный шум ступеней компрессора низкого давления.The implementation of the perforated path wall and honeycomb of a two-dimensional polymer composition, which is fiberglass, organoplastics or a hybrid material based on layers of fabric, bundles or tape materials, allows to reduce the tonal noise of a low-pressure compressor in the source itself - in a turbojet bypass engine, and at the same time reduce broadband noise of low pressure compressor stages.

Выполнение демпферной рамки таким образом, что она по периметру панели охвачена слоями материала из полимерной двумерной композиции и соединена крепежными элементами с фланцами, при этом, по меньшей мере, один слой материала трактовой стенки расположен в задней части панели над слоями материала демпферной рамки, повышает виброакустическую прочность звукопоглощающих панелей, надежность и ресурс по техническому состоянию, предотвращает отрыв и отслоение трактовой стенки.The implementation of the damper frame in such a way that it is surrounded by layers of material from the polymer two-dimensional composition along the perimeter of the panel and connected by fasteners to the flanges, at least one layer of the path wall material located in the rear part of the panel above the layers of the damper frame material increases the vibroacoustic durability of sound-absorbing panels, reliability and resource in technical condition, prevents tearing and delamination of the path wall.

Включение в наружные слои материала трактовой стенки абразивного порошка с размером частиц до 0,05 мм уменьшает эрозию трактовой стенки, износ и "выветривание" полимерной составляющей материала. Это повышает ресурс и надежность акустических панелей.The inclusion in the outer layers of the material of the path wall of the abrasive powder with a particle size of up to 0.05 mm reduces erosion of the path wall, wear and "weathering" of the polymer component of the material. This increases the life and reliability of acoustic panels.

Выполнение перфорации на трактовой стенке в виде групп отверстий, размещенных вокруг демпферных упоров таким образом, что три любых смежных отверстия перфорации на удалении свыше одного кольцевого ряда отверстий от демпферных упоров представляют собой равносторонний треугольник, при этом площадь отверстий перфорации составляет 8-12% от площади трактовой стенки, а также выполнение одной из панелей с люком из материала демпферной рамки и заполнение краев ячеек сотового заполнителя по периметру панели материалом демпферной рамки позволяет оптимизировать зоны (векторы) акустических потоков в противофазе для обеспечения резонансного затухания косых отраженных звуковых волн в диффузорно-конфузорной кольцевой полости наружного контура турбореактивного двигателя.Perforation on the path wall in the form of groups of holes located around the damper stops in such a way that any three adjacent perforation holes at a distance of more than one annular row of holes from the damper stops are an equilateral triangle, while the area of the perforation holes is 8-12% of the area path wall, as well as the implementation of one of the panels with a hatch made of damping frame material and filling the edges of the honeycomb cells along the perimeter of the panel with damping frame material allows m optimize zone (vectors) acoustic flows in opposite phase to provide attenuation of resonant oblique reflected sound waves in confuser-diffuser annular cavity of the outer contour of the turbojet.

На фиг.1 - изображен турбореактивный двухконтурный двигатель.Figure 1 - shows a turbojet dual-circuit engine.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 диффузорно-конфузорной резонансной полости.In Fig.2 - element I in Fig.1 diffuser-confuser resonant cavity.

На фиг.3 - акустическая панель нижней полусферы.Figure 3 - acoustic panel of the lower hemisphere.

На фиг.4 - разрез А-А на фиг.3 поперек акустической панели.Figure 4 is a section aa in figure 3 across the acoustic panel.

На фиг.5 - элемент Б на фиг.3 заднего фланца акустической панели.Figure 5 - element B in figure 3 of the rear flange of the acoustic panel.

На фиг.6 - разрез В-В на фиг.3 одного из люков акустической панели.In Fig.6 is a section bb In Fig.3 of one of the hatches of the acoustic panel.

На фиг.7 - разрез Г-Г на фиг.3 (вариант 1).Fig.7 is a section GG in Fig.3 (option 1).

На фиг.8 - разрез Г-Г на фиг.3 (вариант 2).On Fig - section GG in figure 3 (option 2).

На фиг.9 - разрез Г-Г на фиг.3 (вариант 3).In Fig.9 - section GG in Fig.3 (option 3).

На фиг.10 - вид Д на фиг.7,8 или 9.Figure 10 is a view of D in Fig.7.8 or 9.

Устройство шумоглушения в турбореактивном двухконтурном двигателе содержит в наружном контуре 1 двигателя кольцевые ряды панелей 2 и 3, 4 и 5, каждая из которых включает стенку силового корпуса 6, перфорированную трактовую стенку 7, слой сотового заполнителя 8, размещенный между стенкой силового корпуса 6 и перфорированной трактовой стенкой 7. В поперечном сечении кольцевого ряда панелей 2 и 3 размещено по две панели, каждая из которых включает фланцы 9, 10, 11, 12, расположенные по периметру стенки силового корпуса 6, два продольных фланца 9, 10 скреплены с продольными фланцами смежной панели, а передний 11 и задний 12 фланцы скреплены с корпусом двигателя или со смежными задним и передним фланцами смежной панели. Между стенками 6 силового корпуса и перфорированной трактовой стенкой 7 каждой панели 2, 3 размещены ряды демпферных упоров 13 с отверстиями, сквозь которые эти стенки 6, 7 соединены крепежными элементами 14. По периметру каждой панели 2, 3 размещена демпферная рамка 15, высота которой 16 равна высоте сотового заполнителя 8, причем со стороны переднего 11 и заднего 12 фланцев каждая панель кольцевого ряда 2, 3 выполнена аэродинамически обтекаемой с уменьшением высоты панели 17 к стыку 18 и 19 с каждым из фланцев 2, 3, а поз.20 - поток воздуха, отбрасываемого компрессором низкого давления 21. Кольцевой ряд панелей 2, 3 образует диффузорно-конфузорную резонансную полость 22 со стенками корпуса 24 турбины низкого давления двигателя и корпуса газогенератора 25, при этом поз.26, 27, 28 - расстояния от трактовой стенки 7 панели 2, 3, поясняющие образование диффузорно-конфузорной полости 22. Перфорированная трактовая стенка 7 и сотовый заполнитель 8 выполнены из полимерной двумерной композиции, представляющей собой стеклопластик, органопластик или гибридный материал на основе слоев тканей, жгутов или ленточных материалов. Перфорированная трактовая стенка 7 выполнена из неметаллической двумерной композиции, представляющей собой стеклопластик или органопластик на основе слоев тканей, плотность которого от 1,35 до 1,85 г/см³, а при температуре от -60°С до 80°С предел прочности при растяжении вдоль слоев от 41 до 55 кгс/мм², предел прочности при сжатии вдоль слоев от 14 до 32 кгс/мм², предел прочности при растяжении поперек слоев от 23 до 29 кгс/мм², предел прочности при сжатии поперек слоев от 12 до 18 кгс/мм². Демпферная рамка 15 по периметру панели 2, 3 охвачена слоями материала 29 из полимерной двумерной композиции и соединена крепежными элементами 30 с фланцами 9, 10, 11, 12, при этом, по меньшей мере, один слой материала 29 трактовой стенки 7 расположен в задней части 31 панели 2,3 над слоями материала демпферной рамки 15. Наружные слои материала трактовой стенки 7 включают абразивный порошок с размером частиц до 0,05 мм (не показано). Перфорация на трактовой стенке 7 выполнена в виде групп отверстий, размещенных вокруг демпферных упоров 13, а три любых смежных отверстия 32, 33, 34 перфорации на удалении свыше одного кольцевого ряда отверстий 35 от демпферных упоров 13 представляют собой равносторонний треугольник, при этом площадь отверстий 32, 33, 34, 35 и др. перфорации составляет 8-12% от площади трактовой стенки 7. Одна из панелей 2, 3 снабжена люком 36, выполненным из материала демпферной рамки 15, а края 37 ячеек сотового заполнителя 8 по периметру панели заполнены материалом демпферной рамки 15. Материал демпферных упоров 13 и демпферной рамки 15 представляет собой полужесткий клей с содержанием полых стеклянных микросфер до 30 массовых частей, плотность которого от 0,1 до 0,75 г/м³, а воздухопроницаемость для образцов диаметром 100 мм от 3 до 50 л/мин. В одном из вариантов изготовления акустических панелей материал демпферных упоров 13 и демпферной рамки 15 представляет собой полужесткий пенополиуретан, плотность которого от 0,1 до 0,75 г/см³, а воздухопроницаемость для образцов диаметром 100 мм от 3 до 50 л/мин.The noise suppression device in a turbojet dual-circuit engine contains in the outer circuit 1 of the engine ring rows of panels 2 and 3, 4 and 5, each of which includes a wall of the power casing 6, a perforated path wall 7, a layer of honeycomb 8 placed between the wall of the power casing 6 and perforated path wall 7. Two panels are placed in the cross section of the annular row of panels 2 and 3, each of which includes flanges 9, 10, 11, 12 located along the perimeter of the wall of the power housing 6, two longitudinal flanges 9, 10 fastened They are connected with the longitudinal flanges of the adjacent panel, and the front 11 and rear 12 flanges are fastened to the motor housing or to the adjacent rear and front flanges of the adjacent panel. Between the walls 6 of the power housing and the perforated path wall 7 of each panel 2, 3 there are rows of damper stops 13 with holes through which these walls 6, 7 are connected by fasteners 14. A damper frame 15 is placed around the perimeter of each panel 2, 3, whose height is 16 equal to the height of the honeycomb core 8, and from the front 11 and rear 12 flanges, each panel of the annular row 2, 3 is aerodynamically streamlined with a decrease in the height of the panel 17 to the joint 18 and 19 with each of the flanges 2, 3, and pos.20 - air flow discarded by low pressure pressor 21. The annular row of panels 2, 3 forms a diffuser-confuser resonant cavity 22 with the walls of the housing 24 of the low pressure turbine of the engine and the housing of the gas generator 25, while items 26, 27, 28 are the distances from the path wall 7 of the panel 2, 3 explaining the formation of a diffuser-confusor cavity 22. The perforated path wall 7 and the honeycomb core 8 are made of a two-dimensional polymer composition, which is fiberglass, organoplastic or a hybrid material based on layers of fabric, bundles or tape m materials under. The perforated path wall 7 is made of a non-metallic two-dimensional composition, which is a fiberglass or organoplastics based on tissue layers, the density of which is from 1.35 to 1.85 g / cm ³ , and at a temperature of from -60 ° C to 80 ° C the tensile strength at tensile strength along layers from 41 to 55 kgf / mm ² , compressive strength along layers from 14 to 32 kgf / mm ² , tensile strength across layers from 23 to 29 kgf / mm ² , compressive strength across layers from 12 up to 18 kgf / mm ² . The damper frame 15 around the perimeter of the panel 2, 3 is covered by layers of material 29 from a two-dimensional polymer composition and connected by fasteners 30 to the flanges 9, 10, 11, 12, while at least one layer of material 29 of the path wall 7 is located in the rear 31 panels 2,3 above the layers of material of the damper frame 15. The outer layers of the material of the path wall 7 include abrasive powder with a particle size of up to 0.05 mm (not shown). Perforation on the path wall 7 is made in the form of groups of holes located around the damper stops 13, and any three adjacent holes 32, 33, 34 of the perforation at a distance of more than one annular row of holes 35 from the damper stops 13 are an equilateral triangle, while the area of the holes 32 , 33, 34, 35 and other perforations is 8-12% of the area of the path wall 7. One of the panels 2, 3 is equipped with a hatch 36 made of the material of the damper frame 15, and the edges 37 of the cells of the honeycomb core 8 along the perimeter of the panel are filled with material damper th frame 15. The damping material 13 and stops the damper frame 15 is a semi-rigid adhesive with a content of hollow glass microspheres to 30 parts by weight, a density of from 0.1 to 0.75 g / m ³ and an air permeability for the samples 100 mm in diameter by 3 up to 50 l / min. In one embodiment of the manufacture of acoustic panels, the material of the damper stops 13 and the damper frame 15 is a semi-rigid polyurethane foam, the density of which is from 0.1 to 0.75 g / cm ³ and the air permeability for samples with a diameter of 100 mm is from 3 to 50 l / min.

Устройство шумоглушения в турбореактивном двухконтурном двигателе работает следующим образом. Определяющим параметром спектра шума со стороны перфорированной трактовой стенки 7 являются пики тонального шума компрессора низкого давления 21 и шум струи. Звуковое давление ≈150...180 дб, генерируемое дискретными гармониками ступеней компрессора низкого давления в условиях высокоскоростного (≈250 м/сек) потока воздуха компрессора низкого давления 21, воспринимается перфорированной трактовой стенкой 7 панелей верхней 2 и нижней 3 полусфер, пакетом 8 сотового заполнителя в виде многочисленных резонансных камер Гельмгольца и титановой стенкой силового корпуса 6, демпфируется в диффузорно-конфузорной резонансной (кольцевой) полости 22, образованной трактовой стенкой 7 панелей верхней 2 и нижней 3 полусфер со стенками корпуса турбины низкого давления 24 и корпусом 25 газогенератора (камеры сгорания). При этом демпферная рамка 15 по периметру стенки силового корпуса 6 верхней панели 2 и нижней панели 3 снижает амплитуду колебаний поперек проницаемых композитных трактовых стенок 7 за счет резонансного затухания косых отраженных звуковых волн в резонансных звукопоглощающих конструкциях. Далее пониженный уровень звукового давления воспринимается и демпфируется, многократно отражаясь и затухая в диффузорно-конфузорной полости 22 за счет отсечки ударных волн, вызываемых частотой следования ступеней лопаток компрессора низкого давления, распространяющихся вверх и вниз по потоку в канале наружного контура двигателя. Это позволяет снизить пики тонального шума ступеней компрессора низкого давления в самом источнике - в турбореактивном двухконтурном двигателе. При этом происходит оптимальное, в диапазоне частот 1200...5000 Гц, поглощение звука при минимизации потерь давления и тяги двигателя.The sound attenuation device in a turbojet bypass engine operates as follows. The determining parameter of the noise spectrum from the side of the perforated path wall 7 are the peaks of the tonal noise of the low pressure compressor 21 and the noise of the jet. Sound pressure ≈150 ... 180 dB generated by discrete harmonics of the stages of the low-pressure compressor in the conditions of high-speed (≈250 m / s) air flow of the low-pressure compressor 21 is perceived by the perforated path wall 7 of the panels of the upper 2 and lower 3 hemispheres, package 8 of the cell filler in the form of numerous Helmholtz resonance chambers and a titanium wall of the power housing 6, is damped in the diffuser-confuser resonant (ring) cavity 22 formed by the path wall 7 of the panels of the upper 2 and lower 3 floor ospher with the walls of the housing of the low pressure turbine 24 and the housing 25 of the gas generator (combustion chamber). In this case, the damper frame 15 along the perimeter of the wall of the power housing 6 of the upper panel 2 and the lower panel 3 reduces the amplitude of oscillations across the permeable composite path walls 7 due to the resonant attenuation of oblique reflected sound waves in resonant sound-absorbing structures. Further, a reduced sound pressure level is perceived and damped, repeatedly reflected and damped in the diffuser-confuser cavity 22 due to the cut-off of shock waves caused by the repetition rate of the stages of the low-pressure compressor blades propagating up and downstream in the channel of the external motor circuit. This allows you to reduce the peaks of tonal noise of the stages of the low pressure compressor in the source itself - in a turbojet dual-circuit engine. In this case, the optimum, in the frequency range 1200 ... 5000 Hz, sound absorption occurs while minimizing pressure loss and engine traction.

Заявляемое устройство шумоглушения в турбореактивном двухконтурном двигателе повышает виброакустическую прочность и обеспечивает запасы по шуму согласно главе 4 норм Международной организации гражданской авиации (ИКАО), вводимых с 2006 г.The inventive sound attenuation device in a turbojet dual-circuit engine increases the acoustic vibration strength and provides noise reserves in accordance with Chapter 4 of the International Civil Aviation Organization (ICAO) standards introduced since 2006.

Источники информацииInformation sources

1. RU, патент №1324376, F 02 C 7/24, 27.10.96 г.1. RU, patent No. 1324376, F 02 C 7/24, 10.27.96.

2. RU, "Аэрокосмический курьер" №2, 2003, серийная однослойная ЗПК, стр.16, рис.2.2. RU, "Aerospace Courier" No. 2, 2003, serial single-layer ZPK, p. 16, Fig. 2.

3. US, патент №6173807, F 02 K 1/00, 13.04.1998 г.3. US patent No. 6173807, F 02 K 1/00, 04/13/1998

4. RU, "Полет" №9, 2003, система шумоглушения силовой установки самолета ТУ-154М, стр.12, рис.4 - прототип.4. RU, "Flight" No. 9, 2003, the sound attenuation system of the power plant of the TU-154M aircraft, page 12, Fig. 4 - prototype.

Claims

1. The sound attenuation device in a turbojet dual-circuit engine, containing in the outer circuit of the engine ring rows of panels, each of which includes a wall of the power housing, a perforated path wall, a layer of honeycomb placed between the wall of the power body and the perforated path wall, characterized in that in the transverse the cross section of at least one annular row of panels contains two panels, each of which includes flanges located along the perimeter of the wall of the power housing, two The flanges are fastened to the longitudinal flanges of the adjacent panel, and the front and rear flanges are fastened to the engine housing or to the adjacent rear and front flanges of the adjacent panel, between the walls of the power housing and the perforated path wall of each panel there are rows of damper stops with holes through which these walls are connected fasteners, and along the perimeter of each panel there is a damper frame, the height of which is equal to the height of the honeycomb core, with each panel on the side of the front and rear flanges the central row is aerodynamically streamlined with decreasing panel height to the junction with each of the flanges, at least one annular row of panels forms a diffuser-confuser resonant cavity with the walls of the low-pressure turbine casing of the engine or the gas generator casing.

2. The sound attenuation device in a turbojet bypass engine according to claim 1, characterized in that the perforated path wall and honeycomb core are made of a polymer two-dimensional composition, which is fiberglass, organoplastics or a hybrid material based on layers of fabrics, bundles or tape materials.

3. The sound attenuation device in a turbojet bypass engine according to claim 1 or 2, characterized in that the damper frame around the perimeter of the panel is covered by layers of material from a polymer two-dimensional composition and connected by fasteners to the flanges, at least one layer of material of the path wall located in the rear of the panel above the layers of damper frame material.

4. The sound attenuation device in a turbojet bypass engine according to claim 1, characterized in that the outer layers of the path wall material include abrasive powder with a particle size of up to 0.05 mm.

5. The noise suppression device in a turbojet bypass engine according to claim 1, characterized in that the perforation on the path wall is made in the form of groups of holes located around the damper stops, and any three adjacent perforation holes at a distance of more than one annular row of holes from the damper stops an equilateral triangle, while the area of the perforation holes is 8-12% of the area of the path wall.

6. The sound attenuation device in a turbojet bypass engine according to claim 1, characterized in that at least one of the panels is provided with a hatch made of a damper frame material, and the edges of the honeycomb cells along the panel perimeter are filled with a damper frame material.