CN101292083B - 衰减喷射噪声的涡轮喷气发动机 - Google Patents

衰减喷射噪声的涡轮喷气发动机 Download PDF

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Abstract

根据本发明，在发动机罩(15)的后部(15R)上提供多个舱口(21)，所述舱口分布在所述后部(15R)的***上，并且所述舱口只在涡轮喷气发动机功率对应大于巡航功率的较高功率时打开。在打开位置，舱口(21)从热流抽出独立的热空气射流(9d)，所述热空气射流在通过连通装置(8)喷射之前流动通过中间室(16)，所述连通装置围绕纵轴(L-L)分布。

Description

衰减喷射噪声的涡轮喷气发动机
本发明涉及一种衰减喷射噪声的涡轮发动机，其设计用于安装到飞行器上。
已知，在涡轮风扇发动机的后部，冷流和热流在朝所述涡轮发动机的下游的相同方向中行进并且彼此接触。由于所述流的速度彼此不同，其结果是在所述流之间穿透的流体切变，所述流体切变产生噪声，在航空技术中称作“喷射噪声”。
为了衰减这种喷射噪声，已经提供想法：在所述热流和所述冷流之间的边界产生湍流。因此已经提出在热流的出口边缘形成凹部，所述凹部分布在所述出口边缘的***，而且所述凹部中的每一个一般具有至少近似三角形的形状，所述三角形的底边与所述出口边缘是难以区别的，而且其顶点在这个出口边缘的前面。这些凹部在航空技术中通常被称作“V形部”。
这些已知的V形部在衰减喷射噪声方面是有效的；然而，其具有产生很大阻力的缺点。
另外，必须注意到，只有在装备有所述涡轮发动机的飞行器以所述涡轮发动机的高转速接近地面，以便不打扰在机场中的人或居住在机场附近的人时，喷射噪声的减少才是确实有用的。在另一方面，在高海拔高度的巡航阶段，喷射噪声的衰减仅仅没有什么重要性。
因此，在巡航速度时，飞行器的性能被产生增大阻力的所述V形部不必要地降低。
本发明的目的是，只在喷射噪声的衰减真正有用时，通过在所述热流和冷流之间的边界产生湍流以弥补上述缺点。
因此，根据本发明，飞行器的涡轮风扇发动机包括：
-中空吊舱，具有纵轴，并在前部包括进气口，在后部包括出气口；
-风扇，相对于所述进气口轴向地设置在所述吊舱内，并能够产生所述涡轮发动机的冷流；
-发生器，在所述风扇之后轴向地设置在所述吊舱内，所述发生器能够产生被所述冷流围绕的所述涡轮发动机的轴向热流，而且被封闭在发动机罩内；和
-风扇通道内罩，其同轴地围绕所述热流发生器，使得：
·与吊舱一起限定用于所述冷流的环形截面的通道，所述通道是终止于吊舱的所述出气口的通道；
·与所述发动机罩一起限定环形截面的中间室；和
·通过其后部与所述发动机罩的后部汇聚，因此这些后部的相应的后缘在所述中间室的后部形成所述热流的出口孔的边缘，
其特征在于：
-在所述中间室的后部内提供连通装置，所述连通装置围绕所述纵轴设置，并能够在所述冷流和所述热流之间的边界附近设置所述中间室与外部相连通；
-多个舱口设置成排布在所述发动机罩的后部上，同时分布在所述发动机罩后部的***之上；
-只有在所述涡轮发动机的转速大于对应至少飞行器的巡航速度的阈值时，所述舱口被打开；和
-在打开位置，所述舱口从所述热流抽出独立的热空气射流，所述热空气射流在通过所述连通装置离开所述中间室之前流入所述中间室之内，同时围绕所述纵轴分布。
因此，在发动机转速小于所述阈值的飞行阶段内，舱口被关闭，而且本发明的涡轮发动机类似于没有V形部的涡轮发动机那样运转，没有喷射噪声的衰减或阻力的增大。
在另一方面，在起飞时，涡轮发动机的转速很高并且大于所述阈值，因此舱口被打开并抽出独立的热空气射流。这些分布在发动机罩(根据所述舱口的分布)的后部的***上的独立射流进入所述室内，并经由所述连通装置离开所述室，在热流和冷流之间的边界以V形部的方式产生湍流。因此所述独立射流伴随着阻力的增大造成喷射噪声的减少。
可以理解，在飞行器处于为了着陆(发动机处在低速)的接近阶段时，驾驶员却被迫再次运用节流阀，因为所述着陆不可能是瞬时的，当再次运用节流阀时，发动机转速很高而且可相比于起飞时的转速。因此，在节流阀的这种再运用时，舱口被打开，而且喷射噪声被衰减，这在飞行器随后接近地面时是有利的。
可以理解，当飞行器包括多个涡轮发动机而其中的至少一个已经失效时，正在运转的涡轮发动机的转速大于其正常转速以补偿所述失效，而且在该情况下，打开所述舱口以衰减产生的噪声是有利的。
所述连通装置可包括多个独立的连通开口，分布在所述中间室的后部的***之上。
这种独立开口可以为本发明的需要而特别制成。然而，如在2005年9月12日以本申请人的名义提交的法国专利申请No.0509260中所述，如果在热流的所述出口孔的***上只有所述风扇通道内罩或所述发动机罩的所述后缘中的一个由凹部形成凹口，所述凹部能够衰减涡轮发动机的喷射噪声而不产生过度的阻力，那么所述凹部至少部分地形成所述连通装置是有利的。另外，为了使所述凹口的吹送最优化并因此增加对喷射噪声的衰减，如果每个凹部具有如前所述的至少近似三角形的形状，那么优选的是，独立的热空气射流在相应的凹部内通过所述凹部的侧边流出。
此外，在某些涡轮发动机的常用方式中，如果风扇通道内罩和发动机罩的所述后缘在所述风扇通道内罩和发动机罩之间形成缝隙，那么所述缝隙的至少一部分也可至少部分地形成所述连通装置。
优选地，关闭和打开***与每个舱口相配，其对表示所述热流的状态的特征的物理量的值是敏感的。因此，所述舱口的关闭和打开根据发动机转速可以时自动的。
例如，这种关闭和打开***可包括校准后的弹簧，沿关闭方向作用于相应的舱口。因此，通过为这个弹簧选择适当的校准度，在所述热流的压力值小于所述压力在高发动机转速下具有的较高值时，舱口可保持关闭，而且所述舱口在相反的情况下打开。
然而，优选地，舱口的每个关闭和打开***包括对相应于起飞转速的热流温度而触发的双金属条。
在一个有利的实施例中，每个舱口包括弹性条，其能够与在发动机罩的所述后部上形成的开口相互作用，所述弹性条沿着所述开口的边缘被固定地连接到所述后部，而且所述双金属条在一侧被固定地连接到所述后部，并在另一侧固定地连接到所述弹性条。
优选地，为了不在热流的通路中造成障碍(这会有使所述涡轮发动机的性能降低的危险)，有利的是，所述舱口朝所述中间室的方向打开。
基于类似于上述内容的原因，用于关闭和打开每个舱口的***有利地位于所述中间室的侧面上。
在所述中间室的侧面上，每个舱口可被向后开口的外罩保护，从而允许所述热空气射流到达所述连通装置。
有利地，特别为了能够调整所述热空气射流相对于热流的出口孔的边缘的倾斜度，在所述舱口的后面提供用于引导所述热空气射流的装置。所述引导装置可包括壁、障碍物等。所述装置也可包括用于保护舱口的所述外罩。
附图的图示将清楚地说明如何具体实施本发明。在这些图示中，相同的附图标记表示同样的元件。
图1以示意的轴向剖面示出设计由本发明改进的公知涡轮发动机；
图2和3示意地示出应用于图1的涡轮发动机的本发明的原理；
图4和5分别以类似于图2和3的视图示意地示出本发明对图1的涡轮发动机的变形应用；
图6以透视图示出舱口的示范性实施例，用于本发明的实施；
图7以示意的透视图示出对应于图2至5的涡轮发动机的发动机罩的后部，所述后部装备有多个舱口，所述多个舱口分布在所述后部的***上并被保护外罩保护；
图8以从后面放大的透视图示出舱口，所述舱口被保护外罩保护并且装备有引导热空气射流的装置；
图9也以从后面放大的透视图示出与舱口相配的所述引导装置的变形实施例；
图10以类似于图7的视图示出本发明的一个变形实施例；
图11示出图10的变形实施例，风扇通道内罩的后部被绘制成发动机罩的所述后部的覆盖层而且包括V形部；
图12和13以类似于图10和11的视图进一步示出另一个变形实施例；
图14是图10至13中的变形实施例的变形实施例；
图15以示意的轴向剖面示出另一公知的涡轮发动机，其不同于图1的涡轮发动机而且也用于被本发明改进；
图16和17示意地分别以类似于图2和3的视图示出本发明应用于图15的涡轮发动机的原理；
图18和19分别以类似于图16和17的视图示意地示出本发明对图15的涡轮发动机的第一变形应用；
图20以类似于图11的视图示出图15的涡轮发动机的热流发生器的后部的示范性实施例，其可用于图18和19中的第一变形；
图21和22分别以类似于图16和17的视图示意地示出本发明对图15的涡轮发动机的第二变形应用；
图23以类似于图11的视图示出图15的涡轮发动机的热流发生器的后部的示范性实施例，其可用于图21和22中的第二变形。
图1所示的用于飞行器的公知类型的涡轮风扇发动机包括具有纵轴L-L的中空吊舱1，在前部包括设置有前缘3的进气口2，并在其后部1R包括设置有后缘5的环形出气口4。
在所述中空吊舱1的内部轴向设置的是：
-风扇6，其朝向进气口2并能够产生用于涡轮发动机的冷流7；
-中央发生器8，以公知且未示出的方式包括：低压和高压压缩机、燃烧室及低压和高压涡轮，所述发生器8产生所述涡轮发动机的轴向热流9，所述热流9被所述冷流7围绕并包围在发动机罩15内；
-风扇通道内罩14，其围绕所述热流发生器8；和
-噪音衰减涂层12，用于吸收由风扇6和热流发生器8产生的内部噪声。
风扇通道内罩14和吊舱1限定出环形截面的风扇通道13，其终止于环形出口4。冷流7穿过风扇通道13并通过所述环形出口4离开涡轮发动机。
另外，罩14和发动机罩15限定出环形截面的中间室16，其围绕所述中央发生器8并在纵向上被气流17穿过，气流17用于所述中央发生器8的通风，气流17在前部从冷流17抽出。
所述罩14和15的相应后部14R和15R彼此汇聚在一起，而且它们的相应后缘14r和15r在中间室16的后部16R形成热流9的出口孔11的边缘，而同时在它们之间形成缝隙18，所述通风气流17通过所述缝隙的至少一部分溢出。
因此，在如图所示的公知的涡轮发动机的出口，中央热流9被环形冷流7围绕。显然，在这两个流之间的边界19，接触的流体具有不同的速度，这至少部分地产生上文描述的喷射噪声。
为了衰减这个喷射噪声，以公知方式提供了热流9的出口孔11的边缘，其具有分布在所述边缘的***上的凹部20。这些凹部20正好穿过两个后缘14r和15r的厚度并产生相当大的阻力。
如上所述，本发明的目的是除去这些贯通凹部，而且为此以图2至7示意性示出的方式修改中间室16的后部16R。
如这些图示所示，多个舱口21被设置分布在发动机罩15的后部15R的***上和中间室16的侧面上。可以理解，在图7中，每个舱口21在中间室16的侧面上被外罩22保护，外罩22设置有朝向涡轮发动机的后方的开口23。
每个舱口21包括弹性条24，其能够关闭在发动机罩15的所述后部15R中形成的开口25(见图6)。沿着所述开口25的边缘，所述弹性条24的一个端部24E例如通过焊接固定地连接到所述后部15R。另外，双金属条***26在其端部26E1固定地连接到所述后部15R，并在其另一端部26E2固定地连接到所述弹性条24。只有在热流9达到的温度对应于大于阈值的涡轮发动机的转速时，双金属条***26才用于变形，所述阈值至少等于巡航速度，所述阈值例如对应于起飞速度或对应于能够补偿飞行器的至少一个其它涡轮发动机的失效的较高速度。
因此，对于任何低于所述阈值的涡轮发动机转速，双金属条***26不会变形而且弹性条24关闭开口25(见图2)。
另一方面，对于大于所述阈值的涡轮发动机转速，双金属条***26变形而且弹性条24从后部15R移开。因此舱口21打开(见图3、5和6)。因此，其结果是所述舱口21从热流9抽出热空气射流9d，所述射流流动通过外罩22的开口23，然后在其通过缝隙18的至少一部分排放到外部之前流入中间室16。
在图2和3的实施例中，热空气射流9d与通风气流17共同通过缝隙18离开中间室16。另一方面，在图4和5的实施例中，已经在舱口21的前部提供了一方面在中间室16之内的隔壁10A和另一方面在风扇内罩14内的开口10B。因此，通风气流17可通过开口10B溢出，而只有热空气射流9d通过缝隙18的至少一部分溢出。
如图2至5所示，如果热流9的出口孔11的边缘是平滑的(也就是没有设置图1的贯通凹部20)，那么，从喷射噪声以及低于所述速度阈值的观点来看，本发明的涡轮发动机的作用类似于未装备V形部的公知的涡轮发动机。另一方面，在高于所述阈值时，本发明的涡轮发动机类似于装备有V形部的涡轮发动机那样衰减喷射噪声，即使没有V形部也可以衰减喷射噪声，因为由每个舱口21抽出的热空气的每个射流9d在所述涡轮发动机的后部产生湍流，所述湍流类似于由凹部20生成的湍流。
当然，尽管图7示出热空气射流9d平行于轴向方向L-L，但是所述射流的取向可以是不同的，可相对于出口孔11的边缘倾斜而且并非如所示那样是正交的。
另外，如图8和9所示，在所述舱口21的后面，可以提供引导装置27、28以相对于热流9的出口孔11的边缘为所述热空气射流9d定向。这些引导装置可以是壁27、开槽的障碍物28或类似构件，与风扇罩14的后部14R(未在这些图中示出)形成定向通道。
在图10、11和12、13的实施例中，用于引导热空气射流9d的装置包括为此形成的外罩22。
此外，在前一实施例中，后部15R的后缘15r是平滑的，而后部14R的后缘14r被三角形形状的凹部开出凹口，并且每个外罩22的开口23通过凹部29的侧边通入凹部29。因此，在这个情况下，热空气射流9d主要通过通向缝隙18的凹部29离开中间室16的后部16R。
在图14的变形中，后缘14r是平滑的，相反，后部15R的后缘15r以凹部30开出凹口的，所述外罩22以类似于在上文已经描述的方式通入所述凹部30。在这个实施例中，热空气射流9d也主要通过通向缝隙18的凹部30离开中间室16的后部16R。
图15示出一种公知的涡轮发动机，除了有关中间室16的后部16R，其类似于图1的涡轮发动机。在这个情况下，后缘14r和15r被连在一起并在其间不形成缝隙18。
因此，为了热空气射流9d溢出到外部以形成能够衰减所述涡轮发动机的喷射噪声的湍流，可能：
-如图16和17所示，在风扇内罩14上、在热流9的出口孔11的附近形成开口31；
-如图18、19和20所示，只在后缘14r上形成凹部29，后缘15r仍然是平滑的；或
-如图21、22和23所示，只在后缘15r上形成凹部30，后缘14r仍然是平滑的。
因此，在图16至23的实施例中，开口31和凹部29及30特别用于热空气射流9d从中通过。

Claims (15)

1.一种飞行器的涡轮风扇发动机，包括：
-中空吊舱(1)，具有纵轴(L-L)，并在前部包括进气口(2)，在后部包括出气口(4)；
-风扇(6)，相对于所述进气口(2)轴向地设置在所述吊舱(1)内，并能够产生所述涡轮发动机的冷流(7)；
-发生器(8)，在所述风扇(6)之后轴向地设置在所述吊舱(1)内，所述发生器能够产生被所述冷流(7)围绕的所述涡轮发动机的轴向热流(9)，而且被封闭在发动机罩(15)内；和
-风扇通道内罩(14)，同轴地围绕所述热流发生器(8)，使得：
·与吊舱(1)一起限定用于所述冷流(7)的环形截面的通道(13)，所述通道是终止于吊舱(1)的所述出气口(4)的通道；
·与所述发动机罩(15)一起限定环形截面的中间室(16)；和
·通过风扇通道内罩(14)的后部(14R)与所述发动机罩(15)的后部(15R)汇聚，因此这些后部的相应的后缘(14r和15r)在所述中间室(16)的后部(16R)形成所述热流的出口孔(11)的边缘，
其特征在于：
-在所述中间室(16)的后部(16R)内提供连通装置(18、29、30、31)，所述连通装置围绕所述纵轴(L-L)设置，并能够在所述冷流(7)和所述热流(9)之间的边界(19)附近设置所述中间室(16)与外部相连通；
-多个舱口(21)设置成排布在所述发动机罩(15)的后部(15R)上，同时分布在所述发动机罩后部(15R)的***之上；
-只有在所述涡轮发动机的转速大于对应至少飞行器的巡航速度的阈值时，所述舱口(21)被打开；和
-在打开位置，所述舱口(21)从所述热流(9)抽出独立的热空气射流(9d)，所述热空气射流(9d)在通过所述连通装置(18、29、30、31)离开所述中间室(16)之前流入所述中间室(16)之内，同时围绕所述纵轴(L-L)分布。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于：所述连通装置(18、29、30、31)包括多个独立的连通开口(29、30、31)，分布在所述中间室(16)的后部(16R)的***之上。
3.根据权利要求1或2中的一项所述的涡轮发动机，其中，在热流(9)的所述出口孔(11)的***上，只有所述风扇通道内罩(14)或所述发动机罩(15)的所述后缘(14r、15r)中的一个由凹部(29、30)形成凹口，所述凹部能够衰减涡轮发动机的喷射噪声，其特征在于：所述凹部(29、30)至少部分地形成所述连通装置。
4.根据权利要求3所述的涡轮发动机，其中，每个凹部(29、30)具有三角形的形状，其特征在于：独立的热空气射流(9d)在相应的凹部(29、30)内通过所述凹部的侧边流出。
5.根据权利要求1或2中的一项所述的涡轮发动机，其中，所述风扇通道内罩(14)和所述发动机罩(15)的所述后缘(14r、15r)在其间形成缝隙(18)，其特征在于：所述缝隙(18)的至少一部分至少部分地形成所述连通装置。
6.根据权利要求1或2中的一项所述的涡轮发动机，其特征在于：所述阈值使得所述舱口(21)在飞行器的起飞时打开。
7.根据权利要求1或2中的一项所述的涡轮发动机，其特征在于：对于包括多个这种涡轮发动机的飞行器，所述阈值使得，在所述涡轮发动机中的至少一个失效的情况下，所述舱口(21)为那些处于正常运转状态的所述涡轮发动机必须采用的速度而打开。
8.根据权利要求1或2中的一项所述的涡轮发动机，其特征在于：关闭和打开***(26)与每个舱口(21)相配，所述关闭和打开***对表示所述热流(9)的状态的特征的物理量的值是敏感的。
9.根据权利要求8所述的涡轮发动机，其特征在于：舱口(21)的每个关闭和打开***(26)包括双金属条。
10.根据权利要求9所述的涡轮发动机，其特征在于：每个舱口(21)包括弹性条(24)，所述弹性条能够与在所述发动机罩(15)的后部(15R)上形成的开口(25)相互作用，所述弹性条(24)沿着所述开口(25)的边缘被固定地连接到所述发动机罩(15)的后部(15R)，而且所述关闭和打开***(26)在一侧被固定地连接到所述发动机罩(15)的后部(15R)，并在另一侧固定地连接到所述弹性条(24)。
11.根据权利要求1或2中的一项所述的涡轮发动机，其特征在于：所述舱口(21)朝所述中间室(16)的方向打开。
12.根据权利要求8所述的涡轮发动机，其特征在于：用于每个舱口(21)的所述关闭和打开***(26)位于所述中间室(16)的侧面上。
13.根据权利要求1或2中的一项所述的涡轮发动机，其特征在于：在所述中间室(16)的侧面上，每个舱口(21)被向后开口的外罩(22)保护。
14.根据权利要求1或2中的一项所述的涡轮发动机，其特征在于：在所述舱口(21)的后面提供用于引导所述热空气射流(9d)的装置(22、27、28)。
15.根据权利要求14所述的涡轮发动机，其特征在于：所述引导装置包括所述保护外罩(22)。
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