CN101517219B - 包含具有凹形机翼后缘的喷射管道的飞行器推进系统 - Google Patents

Abstract

本发明的主题是一个推进系统，其包括至少一个喷气管道(62，76)，所述喷气管道包括一个以机翼后缘(78，82)为界的排气口，其特征在于，所述喷气管道(62，76)的尾部设有两个凹口(84)，每一个凹口对应一个声波优先传播方向，所述凹口被可限制声波发散的部分(86)隔开，并且所述凹口相对于中间水平面朝向上方偏移。

Description

包含具有凹形机翼后缘的喷射管道的飞行器推进系统

技术领域

本发明涉及一种飞行器推进系统，该系统包含具有凹形机翼后缘的喷射管道。

背景技术

在图IA上，示出一种借助于飞行器连接装置，尤其是在机翼14下的一个支柱12连接的飞行器推进系统10，也叫涡轮喷气发动机。该飞行器推进系统包括一个发动机16，其具有一个鼓风机，该鼓风机包含装有叶片的转子18和装有叶片的定子20，该发动机还设有一个一级管道22，在这个管道22内部依空气流动方向24装设有压气机26，一个燃烧室28和涡轮机30。该发动机16被装置在发动机舱32内，该发动机舱包括在鼓风机上游的一个进风口34和鼓风机定子下游的一个二级管道36。

二级管道36包括在下游的一个机翼后缘38，形成一个二级排气口。

同样，一级管道22包括机翼前缘40和机翼后缘42，机翼前缘形成在压气机26上游的一级进风口，机翼后缘42形成在涡轮机30下游的一级排气口。

一级机翼后缘42和二级机翼后缘38安装的位置差不多在同一竖直平面上。取决于发动机，一级管道22可以延伸超过二级机翼后缘38，到达发动机舱32后面。

飞行器推进系统10发出的噪声包括喷气噪声和内部噪声，喷气噪声由推进系统外部的不同气流混杂造成，所述内部噪声是由鼓风机、压气机、涡轮机、燃烧室产生并在管道内部传播。

为了在机场周围限制有害噪声带来的影响，国际标准对噪声发散的限制日趋严格。

降低内部噪声的技术已有所发展，包括在那些管道的壁上设有吸收部分声波能量的涂层，以及应用到亥姆霍兹(Helmholtz)共振原理。

然而，内部噪声主要是由鼓风机中的噪声形成，其中一大部分在二级管道中以及管道出口处传播，尽管使用了抗噪声涂层，但仍然有一个显著的(prépondérante)噪声源。

同样，为了限制喷气管道中的声波传播，最初的解决方案是设计一个二级管道36，它以一个斜面为边界并把噪声引导至上方，从而减少朝向地面的传播。根据此方案，二级机翼后缘38安装在一个倾斜的平面上，管道顶部朝向上游方向与下面部分偏移。

这种实施方式被明确地记录在文件US2004/0140397里，其具体解决了空气动力学方面的问题。根据所描述的一些实施方式，喷气管道包括两个部分，一个固定的主要部分，和另一个相对于前者以可沿着管道中心轴旋转的倾斜面为边界的部分，以便排出的气流可以朝向期望的方向。某些位置上，气流可以排向机体侧面。

即使这份文件涉及通过使气流朝向上方来减少噪声，这个方案由于以下原因并不能令人满意：以一个倾斜面为边界的气流朝向(机翼后缘安装在一个平面上)并不是最佳的，因为对一半的空间来说，声波发散朝向的一个空间区域太大。同样，当气流是朝向侧面时，一部分不可忽略的噪声朝向地面方向发散。

当推进系统被安装在机翼下方(最常见的安装方式)时，如果气流被排向上方，它会被机翼反射回地面。这个方案使这个问题变得很显著，因为朝向上方的声波传播会被机翼反射回地面。

为了降低机翼朝地面方向反射的影响，在文件EP-1,493,665中描述的一个方案是，在机翼下表面设计一个特制外形轮廓，使得声波优先朝向从一级管道排出的热气喷射方向反射。从而，紊乱的和不稳定的热喷射气流可以耗散掉一部分声波能量。

然而，此方案并不令人满意，因为通常非常昂贵，而且在机翼上形成一个额外的轮廓可能会与主要应力相冲突，比如机械强度和一些如浮力、迎面阻力等空气动力学应力。

发明内容

因此，本发明针对现有技术中的各种缺陷，提出一种设计简单、有效的喷气管道，可以减少发动机的内部噪声，尤其是鼓风机的噪声，涡轮机的噪声和燃烧室的噪声。

为了这个目的，本发明提供一种包括至少一个喷气管道的推进系统，该喷气管道包括一个以机翼后缘为界的排气口，其中，喷气管道尾部设有两个凹口，每一个凹口对应一个声波优先传播方向，它们被能限制声波发散的部分隔开，这些凹口相对于中间水平面朝向上方偏移。

因此，该凹口被设置为使得声波发散不朝向下方，也不朝向可以引起朝向地面方向反射的飞行器部分。

附图说明

本发明的其他特点和优点将在之后的描述里显现，这些描述仅作为图示的例子给出，其中：

-图IA是根据现有技术的推进系统在竖直平面上的纵向剖面图；

-图IB是图IA中推进系统后部的完整透视图；

-图IC是图IA中推进系统后部的完整透视图，显示了声波发散的方向；

-图2A是根据本发明的推进系统在竖直平面上的纵向剖面图；

-图2B是图2A中推进系统后部的完整透视图；

-图2C是图2A中推进系统后部的完整透视图，显示了声波发散的方向；

-图3A是根据本发明一优选实施方式的推进系统的侧视图；

-图3B是图3A中推进系统后部的完整透视图，显示了声波发散的方向；

-图4到9是根据本发明不同改型的推进系统的侧视图。

具体实施方式

图2A上，示出一种借助于飞行器连接装置，尤其是在机翼54下的一个支柱52连接的飞行器推进系统50，也叫涡轮喷气发动机。

然而，本发明并不局限于这种定位方式，推进系统可以在飞行器的其他部位通过不同的连接方式连接。

根据一个实施方式，推进系统50包括一个发动机56，其具有一个鼓风机，该鼓风机包含装有叶片的转子58和一个装有叶片的定子60，该发动机还安装有个一级管道62，其内部依空气流动方向64装设有压气机66，一个燃烧室68和涡轮机70。发动机56被装置在发动机舱72内，该发动机舱包括在鼓风机上游的一个进风口74和鼓风机定子60下游的一个二极管道76。

二级管道76包括在下游的一个机翼后缘78，形成一个二级排气口。

一级管道62包括机翼前缘80和机翼后缘82，机翼前缘形成在压气机66上游的一级进风口，机翼后缘82形成在涡轮机70下游的一级排气口。取决于发动机，一级管道62可以延伸超过二级机翼后缘78，到达发动机舱72后面，如图2A、图3A、图4、图5以及图7到9所示，或者并不超过二级机翼后缘78，如图6所示。

气体的流动和鼓风机的相互作用产生已知的鼓风机噪声，随后该噪声会在二级喷气管道内传播，同样也在进风口传播，并随后如现有技术在管道出口向各个方向发散。

同样，气流和涡轮机的相互作用产生的噪声在一级喷气管道中传播，并如现有技术在管道出口向各个方向发散。

本发明目的在于特别降低地面上对发动机噪声的感知，包括鼓风机的噪声，涡轮机的噪声，燃烧室的噪声，这些噪声由包含至少一个喷气管道的推进系统散发出。

描述的方案是被应用在二级管道76上的，但也可以应用于一级管道62上，如图9所示。

优选地，喷气管道76的尾部包括两个凹口84，每一个凹口对应一个声波优先传播的方向，这两个凹口被能限制声波发散的部分86隔开，所述凹口84相对于中间水平面朝向上方偏移。

此方案可以得到一种并没有安装在一个平面上的机翼后缘78，凹口对应一个声波优先传播的方向。

与管道的倾斜切割面不同，凹口能更好地疏导声波沿着至少一个狭窄的半空间区域传播。

凹口是在管道尾部的一个切口，其对应形成管道的表面与一非平坦表面(une surface non plane)之间的交汇线。

根据由图2A、2B和2C显示的第一实施方式，当推进系统50被安装在机翼下方时，机翼后缘78包括安装在一个平面上的高低两个突出部分86，以及在管道左、右两侧的两个凹口84。这样，喷气管道在侧面包含两个“开口”88，其通过图2C上的粗线条描绘出，该开口有助于侧面发散。此外，突出部分86能够屏蔽掉部分朝上和朝下的沿竖直方向的发散。

根据一个优选的实施方式，如图3A和3B所示，凹口84相对于中间水平面朝向上方偏移，以便于延展开来，如图3B所示，对应第一个凹口的扇形角约为30°到120°，第二个凹口为240°到330°。这些显示的角度值并不是限制性的。凹口84的位置被确定以便能保证减少朝向地面方向的声波发散，以及朝向与竖直平面呈56°的侧面内特定点的声波发散。

在此结构中，位于高处的突出部分比位于低处的突出部分小。然而，高处的突出部分并不是无效的，它展开大致60°的张角，以便减少朝向机翼的发散从而降低声波的反射。

有利的是，相对于竖直平面，凹口被近似对称地设置。

本发明并不局限于这种实施方式的模式。这样，当推进系统被直接安装在机身上时，喷气管道可以只包括单独一个凹口，或者几个凹口以便形成声波发散的优先方向，每一个凹口对应一个方向。

因此，凹口通过这样的方式设置，使得声波发散方向既不朝向下方也不朝向可能出现朝向地面反射的飞行器的一部分。

如前所述，对于推进系统50在一个短的发动机舱内的情况，本发明可以应用于一级喷气管道62和/或二级喷气管道76。对于长的发动机舱的情况，如图6所示，根据本发明的凹口84的实现只对二级管道76显示有利。

凹口可以适用不同设置和不同形状。

因此，如图4所示，喷气管道可以包括至少两个可延伸至整个机翼后缘78长度的凹口，在此情况下，两个凹口84在发动机管道上部的第一点和发动机管道下部的第二点处接合。

根据如图5所示的实施方式，在竖直平面和/或水平面上的凹口可以是不对称的。同样，低处的突出部分可以比高处的突出部分要更长，反之亦然。

作为各种变例，凹口84可以存在不同的形状。因此，它可以是一个圆弧形，如图2A或图4、图5、图6或图9所示，或者是人字齿形，如图8所示，或者是由连续曲线组成，如图7所示。最后，如图3A所示，凹口可包括曲线部分和近似平直部分。

所采用的具体的凹口形状随每一个推进系统/飞行器组合的不同而不同。因而，根据机翼后缘最上游点到最下游点间沿轴向的距离，凹口的深度、凹口延展开来的角度、以及凹口的位置被调节到使地面感受到的噪声与推进系统和飞行器的性能之间获得最佳的协调，尤其是在冲击力和空气动力学应力方面。

Claims (7)

1.一种推进系统，包括至少一个喷气管道(62，76)，所述喷气管道包括一个以机翼后缘(78，82)为界的排气口，其特征在于，所述喷气管道(62，76)的尾部设有两个凹口(84)，每一个凹口对应一个声波优先传播方向，所述凹口被能够限制声波发散的部分(86)隔开并相对于中间水平面朝向上方偏移。

2.如权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述凹口(84)相对于竖直平面对称设置。

3.如权利要求2所述的推进系统，其特征在于，第一个凹口在一个30°到120°的扇形角区域内延展，第二个凹口为240°到330°。

4.一种推进系统，一方面，其包括具有一个鼓风机(58)和一级管道(62)的发动机(56)，另一方面，该推进系统包括发动机舱(72)形成的二级管道(76)，依空气流动方向，在二级管道下游包括形成排气口的机翼后缘(78)，其中，二级管道(76)的尾部包括两个凹口(84)，每一个凹口对应一个声波优先传播方向，所述凹口被能够限制声波发散的部分(86)隔开并相对于中间水平面朝向上方偏移。

5.如权利要求4所述的推进系统，其特征在于，所述凹口(84)相对于竖直平面对称设置。

6.如权利要求5所述的推进系统，其特征在于，第一个凹口在一个30°到120°的扇形角区域内延展，第二个凹口为240°到330°。

7.一种飞行器，设有至少一个根据前述任一权利要求所述的推进系统。

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