CN110536833B - 衰减螺旋桨尾流声学相互作用的下游表面特征 - Google Patents

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Abstract

一种设备，其被构造成减小螺旋桨和定位在螺旋桨下游的飞行器表面之间的声学相互作用，包括飞行器表面的表面修改元件。表面修改元件限定表面的修改轮廓。修改轮廓被构造成将定位在至少一部分表面上的源场内的多个声音源的相位分布去相关。

Description

衰减螺旋桨尾流声学相互作用的下游表面特征
相关申请的交叉引用
本申请要求2016年2月10日提交的美国临时申请No.62/293，523的权益，该申请的内容通过引用整体并入本文。
技术领域
本公开的领域大体上涉及涡轮螺旋桨发动机，开式转子和带管道的螺旋桨组件，并且更具体地，涉及定位在涡轮螺旋桨发动机、开式转子或管道式螺旋桨组件下游的机翼前缘，外挂架(pylon)前缘和/或其他表面的形状。
背景技术
已知的开式转子，涡轮螺旋桨发动机，管道式螺旋桨和螺旋桨风扇组件的大多数螺旋桨定位在安装该组件的机翼或外挂架或其它表面(例如管道壁)的上游。在典型的安装在机翼上或安装在机身上的开式转子，涡轮螺旋桨发动机，螺旋桨风扇或管道式螺旋桨组件上，螺旋桨与下游机翼，外挂架或其他表面之间的非定常(unsteady)空气动力学相互作用导致额外的声音产生。由这些非定常空气动力学相互作用产生的声音可能支配螺旋桨叶片通过频率(BPF)音调的高次谐波。而且，螺旋桨和下游结构之间的非定常空气动力学相互作用可能导致螺旋桨的空气动力学效率降低。
发明内容
在一个方面，提供了一种被构造成减少螺旋桨和定位在螺旋桨下游的航行器的表面之间的声学相互作用的设备。该设备包括航行器的表面的表面修改元件。表面修改元件限定表面的修改轮廓。修改轮廓被构造成将定位在至少一部分表面上的源场内的多个声音源的相位分布去相关。
在另一个方面，提供了一种用于航行器的推进组件。推进组件包括螺旋桨。航行器包括定位在螺旋桨下游的表面。推进组件还包括表面的表面修改元件。表面修改元件限定表面的修改轮廓。修改轮廓被构造成将定位在至少一部分表面上的源场内的多个声音源的相位分布去相关。
在另一个方面，提供了一种飞行器。该飞行器包括机身，联接到机身的多个机翼，包括螺旋桨的至少一个推进组件，以及飞行器的表面的表面修改元件。至少一个推进组件联接到多个机翼中的至少一个机翼和机身中的至少一个。表面修改元件限定表面的修改轮廓。该表面定位在包括由螺旋桨产生的多个螺旋桨尾流和多个尖端涡流的尾流内。修改轮廓被构造成将定位在至少一部分表面上的源场内的多个声音源的相位分布去相关。
附图说明
当参考附图(整个附图中，类似的字符表示类似的部件)阅读下面的详细描述时，本公开的这些和其它特征，方面和优点将变得更好理解，其中：
图1是示出了示例性推进组件的示例性飞行器的俯视平面图；
图2是机翼部分以及来自沿着区域2截取的图1中所示的飞行器的推进组件的放大的俯视平面图，示出了非定常声学相互作用；
图3是机翼部分以及图2中所示的推进组件的俯视平面图，示出了相对声压级(ΔSPL)的映射图；
图4是机翼部分以及图2和图3中所示的推进组件的俯视平面图，示出了用于减少非定常声学相互作用的示例性设备和相对声压级(ΔSPL)的映射图；
图5是图2，图3和图4中所示的飞行器部分和推进组件的俯视平面图，示出了用于减少限定前缘突起的非定常声学相互作用的另一示例性设备；
图6是图2，图3，图4和图5中所示的飞行器部分和推进组件的俯视平面图，示出了用于减少限定前缘凹陷部的非定常声学相互作用的另一示例性设备；
图7是机身部分和机翼部分以及来自图1中所示的飞行器的推进组件的俯视平面图，示出了用于减少限定弯曲前缘掠角轮廓的非定常声学相互作用的另一示例性设备；
图8是机身部分和机翼部分以及图7中所示的推进组件的的俯视平面图，示出了用于减少限定波形前缘掠角轮廓的非定常声学相互作用的另一示例性设备；
图9是机身部分和机翼部分以及图7和图8中所示的推进组件的俯视平面图，示出了用于减少限定分段线性前缘掠角轮廓的非定常声学相互作用的另一示例性设备；
图10是机身部分和机翼部分以及图7，图8和图9中所示的推进组件的俯视平面图，示出了用于减少限定复合前缘掠角轮廓的非定常声学相互作用的另一示例性设备；
图11是示出了示例性推进组件和用于减少限定线性上反角修改的非定常声学相互作用的示例性设备的示例性飞行器机翼的前视图；
图12是图11中所示的飞行器机翼和推进组件的前视图，示出了用于减少限定弯曲上反角修改的非定常声学相互作用的另一示例性设备；
图13是图11中所示的飞行器机翼和推进组件的前视图，示出了用于减少限定波形上反角修改的非定常声学相互作用的另一示例性设备；
图14是机身部分和机翼部分以及图7、图8和图9中所示的推进组件的俯视平面图，示出了用于减少包括衬里的非定常声学相互作用的示例性设备；以及
图15是示出了用于减少包括前缘围栏的非定常声学相互作用的示例性设备的示例性飞行器机翼的前立体图。
除非另有说明，本文所提供的附图是为了说明本发明的实施例的特征。相信这些特征适用于包括本公开的一个或多个实施例的各种***。因此，附图并不意味着包括本领域普通技术人员已知的用于实践本文公开的实施例的所有传统特征。
具体实施方式
在下面的说明书和权利要求书中，将参考许多术语，其将被定义为具有以下含义。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”、和“该”包括复数指代。
“任选的”或“任选地”是指随后描述的事件或情况可能发生或可能不发生，并且该描述包括其中该事件发生的事例和其中该事件不发生的事例。
在本文整个说明书和权利要求书中所使用的近似语言可用于修饰任何可允许变化的定量表示，而不会导致与其相关的基本功能的变化。因此，由一个或多个术语(例如“大约”，“近似”和“基本上”)修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度。这里和整个说明书以及权利要求书中，范围限制可以组合和/或互换，这些范围被识别并包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另有说明。
虽然一般相对于本文所描述的飞行器，所描述的设备，方法和描述的***是适用于通过包括螺旋桨的推进组件提供动力的任何航行器，例如但不限于，包括一个舟或船的水运航行器，包括潜艇的水下航行器和飞行器。
如本文所述，用于减少螺旋桨和定位在螺旋桨下游的飞行器的表面之间的非定常声学相互作用的设备克服了与已知飞行器推进组件相关的许多缺陷。该设备适用于任何已知的包括螺旋桨的推进组件，该螺旋桨包括但不限于开式转子组件，涡轮螺旋桨发动机组件，螺旋桨风扇组件和管道式螺旋桨组件。具体地，螺旋桨和定位在螺旋桨下游的一个或多个表面之间的非定常声学相互作用导致没有这些非定常声学相互作用的飞行器推进组件的部件的噪声(即螺旋桨噪声)之外的额外声音。非定常声学相互作用可能进一步引起螺旋桨和表面的不期望的气动机械响应。虽然可以通过重新设计推进组件的元件(例如螺旋桨翼型部分或入口的形状)来减少非定常声学相互作用的严重性，但是这些方法对于变化的操作条件进行调整可能是具有挑战性的，并且在选定的飞行条件下(例如起飞和降落)，可能仍然存在非定常空气动力学相互作用。
该设备的表面修改元件限定了将由非定常声学相互作用产生的源场的多个声音源内的相位去相关的螺旋桨下游表面的修改轮廓。结果，减少了空气动力学产生的声音。在一个方面，表面修改元件联接到包括但不限于飞行器机翼和/或外挂架的前缘的飞行器的暴露的外表面。在这一方面，每个表面修改元件可以重新定位，修改和/或与联接到一个或多个附加表面的一个或多个附加表面修改元件组合，以增强表面修改元件的效果而无需对现有飞行器或相关***进行实质性修改。
图1是示出了安装在机翼106上的示例性推进组件102的示例性飞行器100的俯视平面图。飞行器100包括机身104，联接到机身104的多个机翼106，以及联接到机翼106的至少一个推进组件102。在其他实施例中，至少一个推进组件108联接到飞行器100的机身104，或者联接到使得飞行器100能够如本文所述操作的飞行器100的任何其他部分。
每个安装在机翼上的推进组件102包括螺旋桨110，壳体112，和将壳体112联接到机翼106的机翼外挂架114。每个安装在机身上的推进组件108包括螺旋桨116，壳体118，和将壳体118联接到机身104的机身外挂架120。在各种实施例中，安装在机翼上的推进组件102和安装在机身上的推进组件108选自包括旋转螺旋桨或风扇的任何已知的推进组件。具有螺旋桨或风扇元件的飞行器推进组件的非限制性示例包括开式转子组件，涡轮螺旋桨发动机组件，螺桨风扇组件，管道式螺旋桨组件，以及具有螺旋桨或风扇元件的任何其他已知的飞行器推进组件。
典型飞行器100的机翼106具有恒定的掠角(sweep angle)，本文中限定为垂直于机身104的中心线和机翼106的前缘122之间的角度。其结果是，机翼106的前缘122限定了一条与机身104的中心线形成掠角的直线。作为非限制性示例，如图1所示的机翼106具有与机身104的中心线垂直的前缘122，从而形成零度的掠角。在不局限于任何特定理论的情况下，并入飞行器100的设计中的掠角受到包括但不限于巡航飞行速度的至少几个设计因素中的一个或多个的影响。
在一个方面，典型的飞行器100包括一个或多个控制表面123(未示出)，其包括但不限于副翼，方向舵，升降梯，所有可移动的水平尾翼，前缘缝翼，前缘襟翼，可移动鸭翼，襟副翼和任何其他合适的飞机控制表面123。
图2是具有安装在沿着区域2(如图1所示)截取的机翼106上的螺旋桨110的机翼106和推进组件102的俯视平面图。在各种实施例中，推进组件102的螺旋桨110将非定常成分引入穿过螺旋桨110的气流224。在飞行器(未示出)的操作期间，螺旋桨110以螺旋桨叶片通过频率(BPF)旋转以产生推力。在不局限于任何特定理论的情况下，旋转螺旋桨110和通过气流224之间的空气动力学相互作用引入包括但不限于一起形成尾流230的多个螺旋桨尾流226和多个尖端涡流228的非定常流动成分。至少一部分尾流230以对应于叶片通过频率(BPF)及其谐波的声学频率引起压力振荡，其在多个螺旋桨尾流226和多个尖端涡流228冲击定位在螺旋桨110下游的表面232时产生。
在不局限于任何特定理论的情况下，尾流230的多个螺旋桨尾流226和多个尖端涡流228冲击表面232以在表面232上产生压力振荡(未示出)。表面232处的压力振荡引起跨越表面232的载荷的波动(未示出)。这种跨越表面232的非定常载荷从表面232产生并辐射声波(未示出)。一起，跨越表面232上的载荷波动导致的声波的分布限定了包括由多个声音源(未示出)产生的声波的分布的源场234，其中每个声音源对应于如上所述经受非定常载荷的一部分表面232。如本文所用，“源场”是指沿着表面232的多个声音源的空间和时间分布，其相互作用以产生噪声。当源场234内的多个声音源相对同相时，结果所产生的噪声比源场234内的多个声音源以显著的相位消除或相消干涉分布的噪声更响。
在不局限于任何特定理论的情况下，利用多个螺旋桨尾流226和多个尖端涡流228的源场234内的多个声音源的相位相关性受到包括但不限于进入的多个螺旋桨尾流226和多个尖端涡流228的相应形状或空间分布的任何一个或多个因素的影响。通过改变螺旋桨110的各种特性(包括但不限于翼型部分形状，扭曲，弯度，弦长，锥度和任何其他相关的螺旋桨特性)来修改进入的多个螺旋桨尾流226和多个尖端涡流228的空间分布。通过修改表面232的各种特性来修改源场234内的多个声音源的空间分布。适于修改的表面232的各种特性的非限制性示例包括表面232的轮廓，形成表面232的材料的吸声率，以及表面232的任何其他相关特性。
在各种实施例中，源场234内的多个声音源的空间分布通过表面232的轮廓的局部修改来修改。不受限于任何特定理论，表面232的轮廓的局部修改重新定向，重新聚焦或修改源场234内所得到的多个声音源的空间分布。通过对表面232的轮廓进行明智的局部修改，源场234内的多个声音源的空间分布以如下方式修改：将源场234内的相位分布去相关，导致源场234内的声音源之间的相消干涉以及如本文所述的螺旋桨110产生的过量噪声的相关减少。
由源场234内的相关相位分布产生的过量噪声以及源场234内的声音源之间的相关联的正干扰可以支配螺旋桨叶片通过频率(BPF)音调的高次谐波，并且可能有助于增加基本BPF声级，增加了机舱内乘客和机组人员以及机场周围社区居民的声音烦恼。将源场内的相位分布去相关不仅减少了与源场内的声音源之间的相长干涉(constructiveinterference)相关联的过量噪声，而且还减小了与冲击表面232的多个螺旋桨尾流226和多个尖端涡流228相关联的表面232上的载荷波动的幅度。进一步，飞行器100和推进组件102/108可以通过非定常空气动力学损失的减少来实现更有效的集成。
图3是沿着区域2(如图1所示)截取的机翼106和推进组件102的俯视平面图，其中螺旋桨110安装在机翼106上。估计的声压级(ΔSPL)的相对幅度的假设映射图336被叠加以示出一种量化与源场234(未示出)内的多个声音源(未示出)的相互作用相关联的噪声的方式。与源场234内的声学相互作用相关联的附加噪声与声压级(ΔSPL)的空间分布和相对幅度有关，如附有比例338的映射图336中所概括的。在不局限于任何特定理论的情况下，ΔSPL的分布和大小与来自螺旋桨110的冲击表面232以产生源场234的进入的多个螺旋桨尾流226(未示出)和多个尖端涡流228(未示出)的相互作用有关。
图4是机翼406的一部分和用于减少螺旋桨410和定位在螺旋桨410下游的表面432之间的声学相互作用的设备440的俯视平面图。除了联接到机翼406的设备440用以减少非定常声学相互作用以外，机翼406，螺旋桨410和表面432分别类似于机翼106，螺旋桨110和表面232(均在图3中示出)。设备440包括至少一部分表面432的表面修改元件442。表面修改元件442包括外蒙皮444，其限定表面432的修改轮廓446。如上所述，修改轮廓446导致源场234(未示出)内的多个声音源(未示出)的去相关。如上所述，多个声音源的去相关导致与螺旋桨410和表面432之间的非定常声学作用相关联的噪声的减少。
将具有比例438的相对声压级(ΔSPL)的空间分布的假设映射图436叠加以量化与源场234(未示出)内的多个声音源(未示出)的相互作用相关联的噪声，如上所述。参考图3和图4，映射图336和映射图436的空间分布的比较量化了与将表面修改元件442并入到机翼406的表面432相关联的ΔSPL的分布的修改程度。在不局限于任何特定理论的情况下，ΔSPL的空间分布的修改程度量化了由螺旋桨410和表面432之间的声学相互作用产生的噪声的修改。
在各种实施例中，通过表面修改元件442的外蒙皮444限定的修改轮廓446被成形，以相对于与表面432的未修改轮廓对应的未修改的源场，利用增强的去相关和相关联的声音源之间的相消干涉来产生修改源场。在一个实施例中，通过在并入表面修改元件442之前和之后比较表面432附近的声学映射图来凭经验确定修改轮廓446。在该实施例中，通过候选修改轮廓446的逐步修改，所得声学映射图436的评估，以及基于该评估的进一步修改来迭代设计修改轮廓446，以产生后续候选修改轮廓446。
使用评估非定常声学相互作用的任何已知的经验或分析方法，而不局限于成形表面修改元件442的外蒙皮444。合适的已知经验方法的非限制性示例包括使用计算流体动力学和气动声学方法的模拟，压力和/或来自风洞模型的流动可视化测量，来自全比例飞行试验飞行器的测量，以及评估非定常流动引起的相互作用噪声的任何其他合适的已知方法。
在各种实施例中，设备440的表面修改元件442被构造成在定位在螺旋桨410下游的飞行器(未示出)的任何表面432上限定修改轮廓446，且不受限制。适于使用设备440进行修改的表面432的非限制性示例包括构造成将推进组件402安装到飞行器(未示出)的机翼406或机身(未示出)的外挂架，例如机翼外挂架414或机身外挂架(未示出)；飞行器(未示出)的空气动力学表面，例如机翼406，水平尾翼(未示出)，垂直尾翼(未示出)和鸭翼(未示出)；定位在螺旋桨410下游的推进组件402的暴露表面，例如壳体412和入***缘(未示出)。在这些各种实施例中，表面432通常包括上游或前缘区域。在各种实施例中适合于选择作为表面432的飞行器部件的前缘的非限制性示例包括外挂架前缘448，机身外挂架前缘(未示出)和机翼前缘422。
在一些实施例中，表面修改元件442被构造成联接到表面432的暴露区域，而不需要移除和/或显著修改限定表面432的任何结构元件，包括但不限于蒙皮(未示出)，桁条(未示出)，翼梁(未示出)，舱壁(未示出)和其他飞行器结构元件。在其他实施例中，表面修改元件442被构造成替换如上所述的限定表面432的至少一部分结构元件。作为非限制性示例，表面修改元件442被设置作为蒙皮板(未示出)，其被构造成替换在至少一部分表面43内的机翼406的现有蒙皮板。在其他实施例中，表面修改元件442被构造成联接到如上所述的一个或多个修改的飞行器结构元件。作为非限制性示例，表面修改元件442被构造成联接到表面432，其通过移除，再成形和/或以其他方式修改蒙皮板(未示出)或下层结构来修改。适于修改表面432来进行修改的下层结构的非限制性示例包括翼梁(未示出)，舱壁(未示出)和桁条(未示出)。
在各种实施例中，由于将联接的表面修改元件442并入到表面432中而产生的修改轮廓446呈现任何形状而没有限制。下面另外详细描述的修改轮廓446的形状的非限制性示例包括相对于至少一部分表面432的突起(未示出)，相对于至少一部分表面432的凹陷部(未示出)；相对于至少一部分表面432的包括与至少一个凹陷部相邻的至少一个突起的波形物(未示出)。修改轮廓446假设任意对称或非对称的形状，以便根据需要将分布在与多个螺旋桨尾流226和多个尖端涡流228冲击表面432相关联的源场内的声学源的相位去相关。在各种实施例中，两个或多个表面修改元件442被并入到相同的表面432中。在各种其他实施例中，一个或多个表面修改元件442并入到两个或更多表面432的每个表面中。
图5是机翼406的一部分以及用于减少螺旋桨410和定位在螺旋桨410下游的表面432之间的非定常声学相互作用的设备540的另一实施例的俯视平面图。如下面另外详细描述的，除了形状，设备540类似于设备440(图4中所示)。设备540的表面修改元件542被并入到机翼406的前缘422。表面修改元件542的外蒙皮544限定突起轮廓546。如本文所用，术语“突起”是指表面432的一部分，例如前缘422，其定位在原始表面432的上方(或外部)。
图6是机翼406的一部分以及用于减少螺旋桨410和定位在螺旋桨410下游的表面432之间的非定常声学相互作用的设备640的另一实施例的俯视平面图。设备640的表面修改元件642被并入到机翼406的前缘422中。表面修改元件642的外蒙皮644限定凹陷部轮廓646。如本文所用，术语“凹陷部”是指表面432的一部分，例如前缘422，其定位在原始表面432的下方(或内部)。
参考图4，图5和图6，在各种实施例中，上述任何修改表面轮廓446，546，646策略性地沿着包括但不限于机翼406的前缘422的表面432定位(例如，在表面432处)以减小机翼406的非定常压力响应。在一个实施例中，定位在与至少一个突起轮廓546和至少一个凹陷部轮廓646中的一个相邻的至少一个突起轮廓546和至少一个凹陷部轮廓646中的一个组合以沿着表面432(包括但不限于机翼406的平面中的前缘422)形成波形轮廓(下面描述)，其通过将沿着表面432相互作用的尾流/涡度的相位分布去相关来有利地减小表面432处的非定常声学相互作用(未示出)，从而导致更安静的整体响应。
在感兴趣的某些操作条件下，由于一个或多个相邻的突起轮廓546的空气动力学影响，通过上述前缘422的波形修改轮廓引入的弦变化可以在凹陷部轮廓646附近的修改前缘422处引起高流动加速度(这里称为前缘吸力峰值)。该流动加速度可能限制波形修改轮廓的有效性，并且可能对螺旋桨噪声产生不利影响。在一个实施例中，波形修改轮廓相对于未修改的前缘422向下定向以减小局部迎角或入射角，从而减小前缘吸力峰值。在另一实施例中，波形修改轮廓还包括靠近波形修改轮廓的修改曲率，该修改曲率大于未修改的机翼406的相应曲率，以减小前缘吸力峰值。
在各种实施例中，除了如上所述将沿着前缘422相互作用的尾流/涡度(未示出)的相位分布去相关，机翼406的前缘422的一个或多个表面修改元件442，542，642的不同位置，形状以及方位会修改与空气动力性能相关联的机翼406的一个或多个特性。由机翼406的前缘422的一个或多个表面修改元件442，542，642修改的与空气动力性能相关联的机翼406的一个或多个特性的非限制性示例包括机翼掠角(未示出)，机翼外倾角(未示出)，机翼弦(未示出)，机翼厚度(未示出)和机翼上反角(dihedral angle)(未示出)。
图7是修改了机翼406的掠角的表面修改元件742的另一实施例的俯视平面图。表面修改元件742被并入到机翼406的前缘422以及一部分机身704中。表面修改元件742包括限定了修改掠角的弯曲的扫掠轮廓746，该修改掠角逐渐地向外过渡到表面修改元件742外侧的机翼406的前缘422的标称或基线掠角。
图8是在一个实施例中修改机翼406的掠角的表面修改元件842的俯视平面图。表面修改元件842被并入到机翼406的前缘422以及一部分机身704中。表面修改元件842包括限定局部掠角的波形修改轮廓846，该局部掠角在机身704外侧波动到更低和更高的掠角并且过渡到表面修改元件842外侧的机翼406的前缘422的标称或基线掠角。
图9是在另一个实施例中修改机翼406的掠角的表面修改元件942的俯视平面图。表面修改元件842被并入到机翼406的前缘422以及一部分机身704中。表面修改元件942包括多面修改轮廓946，其包括第一线性段948和第二线性段950，第一线性段948具有与机身704相邻定位的第一修改掠角，第二线性段950具有定位在第一线性段948外侧的第二修改掠角。
图10是在另一个实施例中修改机翼406的掠角的表面修改元件1042的俯视平面图。表面修改元件1042被并入到机翼406的前缘422以及一部分机身704中。表面修改元件1042包括复合修改轮廓1046，其包括第一线性段1048和第二波形段1050，第一线性段1048具有与机身704相邻定位的第一修改掠角，第二波形段1050定位在第一线性段1048的外侧。第一线性段1048被构造成容纳前缘缝翼1052。
图11是表面修改元件1142的前视图，其中线性修改轮廓1146被并入到机翼406的前缘422以及一部分机身704中。在另一个实施例中，表面修改元件1142限定了修改上反角。如本文所用，上反角是指在机翼406的中心线(未示出)相对于水平参考方向(未示出)之间形成的角度。表面修改元件1142包括线性修改轮廓1146，其限定了上反角的线性修改。上反角的线性修改将机翼的上反角改变为与表面修改元件1142外侧的机翼406的前缘422的上反角不同的恒定角度。在一个实施例中，在相互作用的噪声源最响的任何位置，表面修改元件1142被并入到机翼406的前缘442或其他机翼表面，并且不需要被并入到修改与机翼406的主要结构特征相关联的上反角的位置。
图12是在另一实施例中表面修改元件1242的前视图，其中弯曲的修改轮廓1246被并入到机翼406的前缘422以及一部分机身704中。弯曲的修改轮廓1246限定了修改上反角，其逐渐地向外过渡到表面修改元件1242外侧的机翼406的前缘422的上反角。
图13是在另一实施例中表面修改元件1342的前视图，其中波形修改轮廓1346被并入到机翼406的前缘422以及一部分机身704中。表面修改元件1342的修改轮廓1346限定波形修改上反角。波形修改上反角在外侧方向上波动并且过渡到表面修改元件1342的机翼406外侧的前缘422的上反角。
图14是在另一个实施例中设备1440的俯视平面图，该设备还包括被构造成增强表面修改元件1442的噪声降低的声学抑制衬里1454。衬里1454被联接到表面修改元件1442的外蒙皮1444的至少一部分上。在各种实施例中，衬里1454在表面修改元件1442的至少一部分上延伸。衬里1454由声学吸收材料(acoustically absorbent material)构成，包括但不限于声学谐振腔或声音吸收材料上的穿孔板。在不局限于任何特定理论的情况下，选择衬里1454的声学吸收材料以减小由冲击外蒙皮1444的多个螺旋桨尾流226和多个尖端涡流228的作用产生的非定常声学相互作用的强度。
图15是在另一个实施例中还包括前缘围栏1556的设备1540的前立体图。前缘围栏1556是一种流量控制装置，其被构造成隔离出现在前缘围栏1556附近的声学相互作用。前缘围栏1556被附接到机翼406的前缘422。在各种实施例中，设备1540还可包括一个或多个附接到机翼406的前缘422的附加前缘围栏1558，以进一步隔离声学相互作用(未示出)。在不局限于任何特定理论的情况下，前缘围栏1556和可选的一个或多个附加前缘围栏1558通过增强非定常声学相互作用(未示出)的屏蔽和散射来减少飞行器乘客感知的噪声。
上述设备包括用于减少螺旋桨和定位在螺旋桨下游的飞行器表面之间的气动声学相互作用的修改，该气动声学相互作用与包括螺旋桨或风扇的推进组件的操作相关联。这种气动声学相互作用相关的推进组件的非限制性示例包括转子组件，涡轮螺旋桨发动机组件，螺旋桨风扇组件和管道式螺旋桨组件。具体地，本文描述的设备修改定位在一个或多个螺旋桨或风扇下游的一个或多个表面的表面轮廓。相对于与未修改表面相关联的未修改源场内的相位，修改的表面轮廓将由多个螺旋桨尾流和/或多个螺旋桨尖端涡流冲击一个或多个修改表面所产生的源场内的声学源的相位去相关。修改的源场内的声学源的相位去相关导致在推进***的操作期间产生的噪声的减少。这样，该设备包括飞行器的表面的表面修改元件，该表面修改元件包括限定该表面的修改轮廓的外蒙皮，该表面修改元件被构造成相对于飞行器的未修改表面的未修改源场将修改的源场内的声学源分离。适于使用该设备进行修改的表面包括机翼前缘和外挂架的前缘，例如机翼外挂架和机身外挂架，其分别用于将推进组件联接到飞行器的机翼或机身。通过该设备实现的表面的各种表面轮廓修改，包括但不限于突起，凹陷部以及突起和凹陷部的组合，例如波形修改表面轮廓。
本文所描述的方法，***和设备的示例性技术效果包括减小螺旋桨/螺旋桨风扇/开式转子尾流-机翼相互作用噪声。
表面修改元件以及相关联的***，装置的示例性实施例和操作这种***和装置的方法不限于本文描述的具体实施例，而是，***的部件和/或方法的步骤可以独立地使用并且与本文描述的其他部件和/或步骤分开。例如，这些方法还可以与需要去相关入射和反射声波形式的其他***结合使用，并且不限于仅使用如本文所描述的飞行器，飞行器机翼/外挂架，和/或飞行器推进组件的操作来实践。相反，示例性实施例可以结合与声学相互作用的调制相关的许多其他应用来实现和使用。
虽然本公开的各种实施例的具体特征可能在一些附图而不是其它图中显示，但这仅是为了方便起见。根据本公开的原理，可以结合任何其他附图的任何特征来参考和/或要求保护附图的任何特征。
本书面描述使用示例来公开实施例，包括最佳模式，并且还使任何本领域技术人员能够实践这些实施例，包括制作和使用任何装置或***，以及执行任何结合的方法。本公开的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。

Claims (24)

1.一种被构造成减小螺旋桨在航行器上的声学相互作用的设备，其特征在于，所述设备包括所述航行器的表面，所述表面被构造成定位在所述螺旋桨下游并且具有在所述表面上的表面修改元件，所述表面修改元件限定所述表面的修改轮廓，其中所述修改轮廓被构造成将定位在至少一部分所述表面上的源场内的多个声音源的相位分布去相关，使得与所述螺旋桨和所述表面之间的非定常声学相互作用相关联的噪声减少。
2.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中所述表面修改元件定位在尾流内，所述尾流包括由所述螺旋桨产生的多个螺旋桨尾流和多个尖端涡流。
3.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中所述航行器包括至少一个机翼和至少一个外挂架中的至少一个，并且其中所述表面包括机翼前缘和外挂架前缘中的至少一个。
4.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中由所述表面修改元件限定的所述修改轮廓包括以下中的至少一个：
相对于至少一部分所述表面的至少一个突起；
相对于所述至少一部分所述表面的至少一个凹陷部；和
波形物，所述波形物包括与相对于所述至少一部分所述表面的所述至少一个突起和所述至少一个凹陷部中的任何一个相邻的所述至少一个突起和所述至少一个凹陷部中的任何一个。
5.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中所述航行器包括机翼和控制表面中的至少一个，并且其中由所述表面修改元件限定的所述修改轮廓局部地修改包括机翼掠角、机翼外倾角、机翼弦、机翼厚度和机翼上反角中的一个或多个的至少一个机翼特性。
6.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，进一步包括衬里，所述衬里包括在至少一部分所述表面修改元件上延伸的声学吸收材料。
7.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中所述声学相互作用包括螺旋桨噪声和所述表面的气动机械响应中的至少一个。
8.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，进一步包括所述航行器的至少一个附加表面的至少一个附加表面修改元件。
9.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中所述螺旋桨可操作地联接到推进组件，所述推进组件包括开式转子组件、涡轮螺旋桨发动机组件、螺旋桨风扇组件和管道式螺旋桨组件中的一个。
10.一种用于航行器的推进组件，其特征在于，包括：
螺旋桨，其中所述航行器包括定位在所述螺旋桨下游的所述航行器的表面；以及
在所述表面上的表面修改元件，所述表面修改元件限定所述表面的修改轮廓，其中所述修改轮廓被构造成将在至少一部分所述表面上的源场内的多个声音源的相位分布去相关，使得与所述螺旋桨和所述表面之间的非定常声学相互作用相关联的噪声减少。
11.根据权利要求10所述的推进组件，其特征在于，其中所述表面修改元件定位在尾流内，所述尾流包括由所述螺旋桨产生的多个螺旋桨尾流和多个尖端涡流。
12.根据权利要求10所述的推进组件，其特征在于，其中，所述航行器包括至少一个机翼和至少一个外挂架中的至少一个，并且其中所述表面包括机翼前缘和外挂架前缘中的至少一个。
13.根据权利要求10所述的推进组件，其特征在于，其中由所述表面修改元件限定的所述修改轮廓包括以下中的至少一个：
相对于至少一部分所述表面的至少一个突起；
相对于所述至少一部分所述表面的至少一个凹陷部；以及
波形物，所述波形物包括与相对于所述至少一部分所述表面的所述至少一个突起和所述至少一个凹陷部中的任何一个相邻的所述至少一个突起和所述至少一个凹陷部中的任何一个。
14.根据权利要求10所述的推进组件，其特征在于，其中所述航行器包括机翼和控制表面中的至少一个，并且其中由所述表面修改元件限定的所述修改轮廓局部地修改包括机翼掠角、机翼外倾角、机翼弦，机翼厚度和机翼上反角中的一个或多个的至少一个机翼特性。
15.根据权利要求10所述的推进组件，其特征在于，进一步包括衬里，所述衬里包括在至少一部分所述表面修改元件上延伸的声学吸收材料。
16.根据权利要求10所述的推进组件，其特征在于，其中，所述表面修改元件被构造成减小螺旋桨噪声和所述表面的气动机械响应中的至少一个。
17.根据权利要求10所述的推进组件，其特征在于，进一步包括所述航行器的至少一个附加表面的至少一个附加表面修改元件。
18.根据权利要求10所述的推进组件，其特征在于，其中所述推进组件包括开式转子组件、涡轮螺旋桨发动机组件、螺旋桨风扇组件和管道式螺旋桨组件中的一个。
19.一种飞行器，其特征在于，包括：
机身；
多个机翼，所述多个机翼联接到所述机身；
至少一个推进组件，所述至少一个推进组件联接到所述多个机翼的至少一个机翼和所述机身中的至少一个，其中所述至少一个推进组件包括螺旋桨；以及
在所述飞行器的表面上的表面修改元件，所述表面修改元件限定所述表面的修改轮廓，其中所述表面定位在尾流内，所述尾流包括由所述螺旋桨产生的多个螺旋桨尾流和多个尖端涡流，并且其中所述修改轮廓被构造成将定位在至少一部分所述表面上的源场内的多个声音源的相位分布去相关，使得与所述螺旋桨和所述表面之间的非定常声学相互作用相关联的噪声减少。
20.根据权利要求19所述的飞行器，其特征在于，其中由外蒙皮限定的所述修改轮廓包括以下中的至少一个：
相对于至少一部分所述表面的至少一个突起；
相对于所述至少一部分所述表面的至少一个凹陷部；以及
波形物，所述波形物包括与相对于所述至少一部分所述表面的所述至少一个突起和所述至少一个凹陷部中的任何一个相邻的所述至少一个突起和所述至少一个凹陷部中的任何一个。
21.根据权利要求19所述的飞行器，其特征在于，进一步包括至少一个外挂架，其中所述多个机翼的每个机翼包括机翼前缘，并且所述至少一个外挂架包括外挂架前缘，并且其中所述表面包括所述机翼前缘和所述外挂架前缘中的至少一个。
22.根据权利要求19所述的飞行器，其特征在于，其中，所述至少一个推进组件包括开式转子组件、涡轮螺旋桨发动机组件、螺旋桨风扇组件和管道式螺旋桨组件中的一个。
23.根据权利要求19所述的飞行器，其特征在于，其中，所述表面修改元件被构造成减小螺旋桨噪声和所述表面的气动机械响应中的至少一个。
24.根据权利要求19所述的飞行器，其特征在于，其中由所述表面修改元件限定的所述修改轮廓局部地修改所述多个机翼的至少一个特征，所述至少一个特征包括机翼掠角、机翼外倾角、机翼弦，机翼厚度和机翼上反角中的一个或多个。
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