CN100507252C - 用于减小喷射流噪声的人字形射流和可配置的热屏蔽 - Google Patents

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Abstract

一喷气式发动机中用于喷气式发动机噪声控制的系统，具有一个从喷管出口(44)喷出并沿着喷射流轴线(30)流动的主喷射流(32)，该系统包括一与喷射流轴线成非零度角的热隔声屏(42)。该热隔声屏(42)可以被配置在主喷射流(32)周围。该系统还可以包括至少一个注入到相对于喷管出口(44)处的人字形射流(40)，用以增强主喷射流(32)中的混合并产生非环形的喷射流。

Description

用于减小喷射流噪声的人字形射流和可配置的热屏蔽
技术领域
本发明通常涉及一种用来减小喷射流噪声的方法和系统，更特别地，本发明涉及一种减小喷射流噪声的方法和系统，其可以在易受噪声影响的部分的飞行时选择性地使用。
背景技术
已知对飞机发动机的日益增长的需要，排气喷射流噪声成为一个主要关心的问题以减少城市的噪声水平。喷气式发动机通过从发动机的排气喷管或尾喷管喷射出的向后的高速气流来产生反推力。装配有喷气式发动机的飞机的一个问题是，在飞机起飞和爬升的过程中，排出气流会产生一个非常高能级的声能或者一个在宽范围频率内的“噪声”，这种噪声的一部分以公众不能接受的能量级从低空飞行的飞机到达地面。
机械的人字形射流(chevrons)被应用于商业发动机中以增加排出喷射流剪切层的混合并减小喷射流噪声。然而，机械的人字形射流有它的不足之处，它会导致发动机循环的损失，在如着陆和起飞的易受噪声影响的部分以外的飞行时仍然存在这种损失。
发明内容
上述所讨论的和其他的缺点和不足通过一个喷气式发动机中的用于喷气式发动机噪声控制的系统得到克服和减轻，该喷气式发动机具有一个从喷管出口喷出并沿喷口轴线流动的主喷射流。这个系统包括一个相对于喷射流轴线成非零角度的热隔声屏(thermal acoustic shield，简称TAS)。
在另一个实施例中，这个系统包括一个可配置在主喷射流附近的热隔声屏。
在另一个实施例中，这个系统包括一个以相对于喷管排出口的位置被注入的人字形射流，用以增强主喷射流中的混合并产生非环形的喷射流，和一个与喷射流轴线成合适角度的热隔声屏，该热隔声屏用来有选择地减小噪声。
本发明的上述和其他特征和优点将通过下面的具体描述和附图使本领域的技术人员理解和明白。
附图说明
图1是横向流动中的喷射流的透视图；
图2是由人字形射流产生的、处于主喷射流中的尾涡的透视图；
图3是人字形射流和安装在喷气式发动机喷管附近的可配置的热隔声屏的侧平面图解视图；
图4A-4C是带注入孔部位的发动机排气喷管的侧平面图解视图；
图5是主喷射流周围用来减小低空噪声(flyover noise)的热隔声屏的前视图；
图6是主喷射流周围用来减小侧部噪声的热隔声屏的前视图；
图7示出了热隔声屏。
图8是关于通过使用与发动机进气口成40～160度角度、频率为250～4000Hz的平行热隔声屏(TAS)而获得的噪声减小(喷射流噪声)的方向性的实验数据；
图9是通过对一个大约1000华氏度、频率在125～500Hz之间具有0.55马赫值并与进气轴线成90～125度角度的6”厚的热隔声屏进行理论计算所估计的传输损失；
图10是通过使用一TAS在一环形塞式喷管射流上获得的所感觉噪声级(perceived noise level，简称PNL)的抑制的曲线图，其中该感觉噪声级是入口角的函数；和
图11是通过使用一TAS在一装配有机械式的抑止器的喷管处获得的感觉噪声级抑止的曲线图，其中该感觉噪声级是入口角的函数。
具体实施方式
用于减小喷射流噪声的系统包括射流旋涡发生器(人字形射流)和可配置的热屏蔽的协同作用以减小排放喷射流的噪声。人字形射流用来增强喷射流剪切层的混合和分解对感觉噪声级有显著影响的大尺寸结构。该热屏蔽用来同时减弱和反射在一定的极限频率之上的噪声。该热屏蔽优选地配置为以减小在飞行任务不同阶段中特定方向的噪声。
现在参看图1，沿方向12流动的喷射流10被注入到横向流14中，该横向流沿方向16，例如，如图所示的与喷射流10的方向12近似垂直的方向移动。喷射流10和横向流14之间的相互作用的结果可以包括一些旋涡结构，这些结构包括喷射流剪切层旋涡18，马蹄形旋涡20和尾流旋涡22，在这里，旋涡被定义为一个相对于主流具有旋转或环形运动的流体单元。同样，喷射流10和横向流14之间的相互作用产生一个受横向流操纵以沿着靠近横向流动方向16的反向旋转旋涡对24。这个反向旋转旋涡对24可以辅助提高喷射流10和横向流14之间的混合。
喷射流10可以是一个稳定的或脉冲的旋涡发生器(pulsed vortex generatorjet)。这个喷射流10，或多个喷射流10被注入到飞机发动机排气喷管的周围，用于增强主排气流中的混合和减小喷射流的噪声，这部分将会得到进一步的描述。如上所述，喷射流10产生了流体的而非机械的人字形射流的效果。这些注入到喷气式发动机喷管44附近的喷射流产生了沿流向方向上的旋涡，这些旋涡能够增强主排气流中的混合。图2示出了通过将喷射流10注入到主排气流中所产生的沿流向方向上的旋涡。尾涡34与图1中的反向旋转旋涡对24相对应。
在图3中也对人字形射流40(由喷射流10组成)进行了图解式的描述，人字形射流可以包括相对于排放的喷射流的轴线以合适角度被注入到主喷射流剪切层中的小的稳定的/脉冲的旋涡发生器喷射流。注入角可以在0至60度之间变化。多个喷射流，优选16～32个，可以被均匀地间隔布置在喷射流出口的外径周围。同样，如图4A～4C中所示，旋涡发生器喷射流的注入口可以置于排气喷管的边缘处(内部和/或外部)和/或排气出口上游的排气喷管的内壁处。人字形射流40能够通过将沿流向方向上的旋涡导入到喷射流32的剪切层来增强混合。人字形射流40的这个特征能够导致所感觉到噪声的显著减小。
人字形射流40还可以被用于在任务的不同阶段产生大量的不同的喷气式发动机的配置，从而获得全部噪声减小的最大益处。例如，对喷气式发动机喷管周围的人字形射流的进行非均匀地配置产生非环形的排气喷射流的结构，用于在飞机起飞滑动和爬升过程中飞机两侧的噪声得到最大的减小的益处。
同样，图3还示出了一个安装在喷气式发动机喷管44附近的可配置的热屏蔽42。这个热隔声屏42是一块部分包围着主喷射流32的气流薄层，其特征是该气流薄层具有声速和速率的合适的结合。该屏蔽流的马赫值小于主喷射流的马赫值，可以是介于0.2至1.1之间，优选的范围是从0.4到0.9，该屏蔽流的声速范围可以是周围大气声速的1.0到2.5倍，优选的范围是周围大气声速的1.25到两倍。应该这样理解，尽管提供了优选的范围，但如果采用其它的相关因素以产生理想的结果，则该范围外的其他值也是可以接受的。该热隔声屏42用来同时减弱和反射在一定极限频率之上的噪声。
如图5和图6所示，该热隔声屏42沿喷射流喷管出口部分部件环形地而不是轴线对称地推进，在对该屏蔽主流进行最小调配(deployment)和对发动机性能的最小冲击下，辐射的声音可以以特定的方向被减弱和反射。该热隔声屏蔽42可以被调配以使得向地面辐射的噪声发生偏转，如图5所示，或者可以被调配以使得发动机两侧(sideline)的噪声最小化，如图6(可配置的热屏蔽)所示。合适的屏蔽构造根据任务的不同阶段而定。环形范围和方向的变化都是流体地完成的。屏蔽角度的变化通过采用射流方法来控制气流的技术来实现。在另一个实施例中，可以采用一个与主喷射流轴线成锐角的固定方向。
现在参看图7，所示的示范性的热隔声屏42具有一个180度的弧。
图8、9和10一起示出了成角度的热隔声屏与人字形射流一起如何有效地减小噪声和加宽噪声减小的方向性。
图8示出了当热隔声屏与喷射流轴线平行时，靠经验所决定的方向性的变化和增加的频率噪声dB的衰减。优选实施例使用了以较高角度(以180度接近喷射流轴线)来进行较高的衰减。通过使用角度与喷射流轴线不平行的热隔声屏，高衰减的区域将以一个值转换到较低的角度，这个值与相对于喷射流轴线的热隔声屏的角度成比例。当喷射发动机经过静态观测器时，噪声抑止将被更快地检测出来。此外，对频率更高的噪声，衰减更快。因此，当使用人字形射流自然显示出来的高频的转移使得热隔声屏非常有效。
现在参看图9，示出了与入口角50相对的传输损失52的分贝值的曲线图。已经示出，穿过热隔声屏噪声的固有衰减是热隔声屏轴线与波传播方向之间夹角的很强的函数。垂直于该热屏蔽的噪声辐射没有被减弱，但是相对该热屏蔽以30～60度辐射的噪声被显著减弱了。然后，与喷射流轴线大致成5～60度，更具体是15～45度(或相对进气轴线成135～165度)的热隔声屏的使用被示出增加了噪声的减弱。
图10和11示出了热隔声屏42对未被抑制的环形活塞(unsuppressed annularplug)和在反向循环(cutback cycle)中32-斜槽式的被抑制的喷管(32-chutesuppressed nozzle)的感觉噪声级方向性的影响。结果表明当单独使用热隔声屏时感觉到的噪声减小了(图10)。当使用32-斜槽式混合器时，使喷射流噪声向更高频率转移，就像人字形射流所做那样，平行的热隔声屏对从喷射流轴线出来的所有角度(零度为飞行方向)都有更显著改善(图11)。只有在发动机的正后方、喷射流的中心内，TAS没有起到减小噪声的效果。曲线图表明在相对进气口成120～130之间的角度时噪声达到了峰值。
相对于机械系统，如机械的人字形射流，所提出的流体技术具有能够按需地被激活以减小喷射流噪声并且能被用于在任务的不同阶段产生大量不同的喷射流构造以获得最大全部噪声减小益处的优点。热隔声屏42的重新配置可以被用来减小在起飞滑动过程中的两侧噪声(图6)，然后重新定位以减小当飞机穿过机场周围时向下的噪声(图5)。不像机械系统那样，流体系统在不影响剩余飞行中发动机性能的情况下，限制了附加发动机循环对飞机噪声敏感部分如起飞和着陆的冲击。
人字形射流40和可配置的热隔声屏42能在飞机的噪声敏感部分如在包括起飞、爬升、准备着陆和着陆的终端操作时按需激活，把飞机放置在噪声敏感区域上方，然后在剩余的飞行中被关闭。该特征使得噪声减小技术对发动机循环的影响最小化，并限制了任何在起飞和着陆操作中的副作用。
因此，已经对用于减小喷射流噪声的按需人字形射流40和热隔声屏42的协同作用进行了描述。人字形射流减小了噪声级并将剩下的噪声能量转换成更高的频率。当热隔声屏以一角度对准喷射流轴线时，热隔声屏提高了噪声减小的方向性并且有效地减弱了高频噪声。因此，这种结合比每个单元被独立使用时显著改善了全部噪声级。另外，流控技术的使用使得大量最佳的喷气式发动机构造成为可能，这些喷气式发动机构造用来在不同环境和任务的不同阶段，最大地减小噪声和最小地使发动机循环恶化。
虽然发明描述了有关最佳的实施例，但是应当理解为，在不偏离本发明的范围内，本领域技术人员能够制造出来的各种变化和等同元件的替换。此外，在本发明的教导下，在不偏离本发明的实质范围内，可以对本发明进行许多改进以适应特殊的环境或材料。因此，本发明不应局限于在如执行本发明所预期的最佳模式中描述的特殊例子中，本发明将包括落在所附权利要求范围内的全部实施例。此外，术语第一、第二等的使用不表示任何顺序或重要性，术语第一、第二等的使用只是为了将一个元件和另一个元件区别开。

Claims (10)

1.一种喷气式发动机中的用于喷气式发动机噪声控制的系统，该喷气式发动机具有一个从喷管出口喷出并沿喷口轴线流动的主喷射流(32)，该系统包括：
一人字形射流(40)，该人字形射流以相对于喷管出口(44)的位置被注入以产生一个非环形的喷射流；和
一热隔声屏(42)，该热隔声屏与喷射流轴线成非零度角从而有选择地减小噪声。
2.如权利要求1所述的系统还包括若干人字形射流(40)。
3.如权利要求1所述的系统，其中人字形射流(40)相对于喷口轴线(30)以0～60度之间的角度被注入。
4.如权利要求1所述的系统，其中喷管出口(44)有一边缘，并且人字形射流(40)被注入到该喷管边缘的内部。
5.如权利要求1所述的系统，其中喷管出口(44)有一边缘，并且人字形射流(40)注入到该喷管边缘的外部。
6.如权利要求1所述的系统，其中人字形射流(40)被注入到喷管出口(44)的上游处。
7.如权利要求1所述的系统，其中人字形射流(40)以一与喷口轴线(30)非平行的角度被注入。
8.如权利要求1所述的系统还包括一对用于侧面噪声减小的热隔声屏(42)。
9.如权利要求1所述的系统还包括一用于飞机在低空飞行时噪声减小的单独的热隔声屏(42)。
10.如权利要求1所述的系统，其中人字形射流(40)和热隔声屏(42)在起飞和着陆的飞行模式时打开，在其它飞行模式关闭。
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