CN101558224A - 用于提高飞行器动力装置腔道中声音处理有效性的设备 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞行器发动机机舱，包括一个气流通过的腔道(36)，该腔道(36)由两个基本上同心的内腔壁(40)和外腔壁(42)限定，至少部分腔壁涂覆有设计为吸收部分声能的隔音层，且至少有一块隔板(38，38’)沿着腔道(22，36)的至少一部分长度，在所述内腔壁和外腔壁(40，42)之间延伸，其中，至少一个所述隔板(38，38’)的至少一个壁(44，46)的型面被形成为能够增加声束在设计为吸收部分声能的隔音层上的反射次数。

Description

用于提高飞行器动力装置腔道中声音处理有效性的设备
技术领域
本发明涉及一种用于提高飞行器动力装置腔道中声音处理有效性的设备。
背景技术
图1上10表示飞行器的一套推进装置，也被称作涡轮发动机，它通过一些连接件，尤其是机翼14下的支柱12与飞行器连接。推进装置包括一台发动机16，其一方面具有带桨叶的转子18和带叶片的定子20的进气装置；另一方面还具有一个第一腔道22，在其中根据空气的流动方向24装配有压气机26、燃烧室28和涡轮机30。发动机16装配在发动机机舱32内，该机舱在进气装置的进口处有进气道34，在进气装置定子出口处有一个第二腔道36。
一般来说，至少一个也被称作导流板的支撑件38连接着发动机和发动机舱，并在第二腔道的内腔壁40和外腔壁42之间延伸，该支撑件按气流方向24和径向方向装配在第二腔道36中，形成了一道隔板。
根据一种实施方式，动力装置部分有两个处在垂直平面上的径向支撑件38和38’，相互之间的角度位置大于时钟12小时位置和小于时钟6小时位置。这些支撑件形成了两个导流板，依照发动机的横向剖面图来看，这些支撑件将第二腔道36分成两个C型的平行腔道。一般来说，动力装置处在机翼下时，上部的导流板38延伸至支柱12，以便加强发动机和飞行器其余部分的连接强度。
每个导流板上具有第一表面，即左表面44和第二表面，即右表面46。
为了不影响推进装置的性能，根据现有的技术，这些导流板38提供的表面44和46大致是平面的，且尺寸受到空气动力学和机械设计的限制。
推进装置10发出的噪声一方面包括喷气噪声，它是各种不同的气流与废气混合后在各腔道的外部生成的噪声；另一方面是内部部件产生的噪声，被称作内部噪声，它包括在各腔道内部由进气装置、压缩机、涡轮机和燃烧过程产生的噪声。
无论声源发出什么样的噪声，腔道内的声场是以一种被称作音调的“基础音”的组合形式出现的，各种音调沿着腔道，顺着优选的方向传播。几乎全部音调在腔道中以回旋方式传播着，并且从相关腔道的内腔壁、外腔壁和导流板的壁上反射回来。举例说明，图2和图3上示有一个与某个既定音调相关的声束48，该声束在离开腔道之前在第二腔道36中传播，同时还伴有两个在内腔壁40和外腔壁42上的反射束50.1和50.2，一个在上部的导流板左表面44上生成的反射束50.3，随后是两个在内腔壁40和外腔壁42上生成的反射束50.4和50.5。
为了限制机场附近噪声污染的冲击，国际标准对噪声源的限制越来越严谨。已经开发了某些技术来降低内部噪声，主要是在腔道和导流板的壁面上做隔音层处理来吸收部分声能，尤其可以使用亥姆霍兹共鸣器的原理来进行消音。
然而，尽管采用了隔音层，且这些隔音层是按照声束对上述隔音层限定的反射次数而形成，内部噪声主要是由进气装置的噪声组成，该噪声的大部分是在第二腔道中传播，并在该腔道的出口处扩散开来，形成了噪声源的主要成分。
发明内容
因此，本发明的宗旨是消除现有技术的缺陷，提供一种能够提高飞行器动力装置在腔道中声音处理有效性的设备。
为此，本发明涉及一种用于提高飞行器推进装置中一种或多种声音处理有效性的设备。该设备包括一个气流通过的腔道，该腔道由两个基本上同心的内腔壁和外腔壁限定。该设备的特征在于它至少有一个隔板，且沿着腔道的至少一部分长度，在上述的内腔壁和外腔壁之间延伸；其特征还在于上述至少一个隔板中的至少一个壁的型面被形成为能够增加声束对上述腔道的任一内腔壁和/或外腔壁上的反射次数，和/或增加声束对上述至少一个隔板的至少一个壁上的反射次数。
这种布局能够提高声音处理的有效性，并且能够沿着腔道获得较好的声音衰减。
附图说明
说明书中列举的本发明的其他特性和优点，仅为参阅附图的例证。其中：
-图1是在一垂直平面内的推进装置的纵向剖面图；
-图2是推进装置的尾部透视图，示出现有技术的导流板中声束的轨迹；
-图3是推进装置的后视图，示出现有技术的导流板中声束的轨迹；
-图4是推进装置尾部的透视图，示出本发明的导流板的声束轨迹；
-图5是推进装置的后视图，示出本发明的导流板的声束轨迹；
-图6A是一个后视图，示出按照本发明的一个变例的导流板情况：以及
-图6B是一个后视图，示出按照本发明另一个变例的导流板情况。
具体实施方式
图1上10表示飞行器的一推进装置，也被称作涡轮发动机，它通过一些连接件，尤其是通过飞行器机翼14下的支柱12与飞行器连接。
然而，本发明并不局限于这种装配，推进装置可以通过不同的连接件与飞行器的另外部分连接。
按照一种实施方式，推进装置10包括一发动机16，其一方面具有带桨叶的转子18和带叶片的定子20的进气装置；另一方面还具有一个第一腔道22，在其中根据空气的流动方向24，通常称为气流方向装配有压气机26、燃烧室28和涡轮机30。发动机16装配在发动机机舱32内，该机舱在进气装置的进口处有进气道34，在进气装置的定子20出口处有一个第二腔道36。
至少一个也被称作导流板的支撑件38连接着发动机和发动机舱，并在第二腔道的内腔壁40和外腔壁42之间延伸，该支撑件按空气流动方向24和径向方向装配在第二腔道36中，形成了一道隔板。
根据一种实施方式，动力装置部分包括两个处在垂直平面上的径向支撑件38和38’，相互之间的角度位置大于时钟12小时位置和小于时钟6小时位置。这些支撑件形成了两个导流板，依照发动机的横向剖面图来看，支撑件将第二腔道36分成两条C型的平行腔道。一般来说，动力装置处在机翼下时，上部的导流板38延伸至支柱12，以便加强发动机和飞行器其余部分的连接强度。
每个导流板上具有第一表面，即左表面44和第二表面，即右表面46。
导流板38的装配可以是不同的。这样，推进装置可以拥有三个按照120°装配的导流板，或者任何其他导流板的划分方式。
气流与进气装置的相互作用产生的一种噪声叫喷气噪声，这种噪声随后在第二喷气腔道内传播，同样也在进气道内传播，随后在第二腔道出口处扩散到各个方向。本发明的宗旨是提高对喷气噪声的处理效果。不仅如此，这种方法还可以适用于处理其他的噪声，例如，燃烧时产生的噪声，或者气流与涡轮机或压气机之间相互作用产生的噪声。
无论声源发出什么样的噪声，处在腔道中的声场是以一种被称作音调的“基础音”的组合形式出现的，各种音调在一优选的方向上沿着腔道传播。几乎全部音调在腔道中以回旋的方式，大致为螺旋式轨迹传播着，并且从相关腔道的内腔壁、外腔壁和导流板的各个壁上反射回来。
本发明尤其要减少地面对发动机噪声的承受量，该噪声主要是具有至少一条喷气腔道的推进装置发出的喷气噪声。燃烧噪声和涡轮噪声同样可以适用，只要在相应的腔道内插接上至少一根支撑件。
通常，内腔壁40和/或外腔壁42要具有，至少是部分要具有隔音层来吸收部分声能，尤其可以使用亥姆霍兹共鸣器的原理来进行消音。这种隔音层方式不再详述，因为业内人士了如指掌。
根据本发明，至少一个导流板38的至少一个壁的型面能够增加第二腔道36中至少一个内腔壁40或外腔壁42的反射次数，和/或者至少增加导流板自身的一个壁上的反射次数，如果这个导流板被做过隔音处理，也就是说如果这个导流板已经具备了吸收部分声能的隔音层，这样就提高了各种声音处理的有效性。
通常，对于同一个导流板，左右壁几乎是对称的。然而左壁和右壁的型面可以不同，和/或壁的型面随导流板的长度按照空气流动的方向24而变化。
根据各种变例，至少一个导流板中的至少一个壁，尤其是至少一个声束在上面反射的那个壁有吸收部分声能的隔音层，其采用的是用于第二腔道中内腔壁和外腔壁的那种处理方式。然而，导流板的壁上可以不具备任何吸收部分声能的隔音层。
为了简化说明，导流板的左壁和右壁基本上是对称的。
根据图4，图5和图6A所示的第一种变例，壁的型面被形成为在上述导流板上至少反射一次之后，在第二腔道36中能够增加腔壁40和/或腔壁42上反射次数，尤其是在有隔音层的区域里。由于采用增加反射次数的方式是增强声音处理有效性的方法，本发明设备能提高声音处理的有效性，并可沿腔道获得良好的声音衰减效果。
按照这种方案，壁的型面最好是凹形的，或者至少有一部分凹形曲面。
例如，在图4和图5中，一个与某个既定的音调相关的声束52在第二腔道36中传播，在内腔壁40和外腔壁42上产生两个反射束54.1和54.2，在上部的导流板的左表面44上产生了反射束54.3，随后在声束离开腔道之前，在内腔壁40和外腔壁42上又生成了许多的反射束54.4，54.5，54.6和54.7。
图6A中表示了另一种方案，声束56在导流板38上有两次反射。这样，声束56在第二腔道36中传播并在导流板上生成第一反射束58.1，随后是声束在第二腔道36的任一腔壁上产生反射束58.2和在导流板上生成第二个反射束58.3。最后，声束离开腔道之前在内腔壁40和外腔壁42上又生成了许多反射束58.4，58.5。
根据图6B所示的另一种变例，壁的型面被形成为能在导流板和第二腔道的任一内腔壁或外腔壁之间通过多次反射来吸收声能。这种方案比在第二腔道的腔壁和/或在导流板的壁的反射区交接处做隔音层来吸收部分声能的方法更为有效。
根据这种方案，壁的型面最好是凸形的，或者至少有一部分凸形曲面。
在图6B的例证中，一个与某个既定音调相关的声束60在第二腔道36内传播，并在第二腔道任一腔壁上和导流板上生成交替反射束。
导流板的型面可以至少有部分是凹形的和/或至少有部分是凸形的。
在任何情况下，本发明造成的损失极小，甚至从重量的角度来看没有损失，这与现有技术使用的设备完全相反，现有技术利用的现有物质会增加飞行器的重量。
根据一种选择方案，人们也可以在径向或不是径向的平面内，沿着第二腔道的至少部分长度增加隔板，来增加上述腔道中至少一个腔壁的反射束，从而获取较好的噪声衰减，而无需如上述导流板38那样提供结构功能。
作为变例，本发明也可以应用到第一腔道里。
总之，最适合采用的导流板几何形状取决于声场在腔道中的传播方向以及组成该声场的音调。导流板的几何形状可以被形成来处理某些特别的音调，最主要的是那些形成腔道噪声的音调，它们从回旋声部的音频过度到和声声部的音频。

Claims (6)

1.一种飞行器发动机机舱，包括一个气流流动通过的腔道(22，36)，该腔道(22，36)由两个基本上同心的内腔壁(40)和外腔壁(42)限定，至少部分腔壁被涂覆有用以吸收部分声能的隔音层，其特征在于，至少一个隔板(38，38’)沿着腔道(22，36)的至少一部分长度，在所述内腔壁和外腔壁(40，42)之间延伸；其特征还在于，至少一个所述隔板(38，38’)的至少一个壁(44，46)的型面被形成为能够增加声束在用于吸收部分声能的隔音层上的反射次数。
2.一种飞行器发动机机舱，一方面其包括一个被称作第二腔道的气流通过的腔道(36)，该腔道(36)由两个基本上同心的内腔壁(40)和外腔壁(42)限定，至少部分腔壁被涂覆有用以吸收部分声能的隔音层；另一方面该机舱包括至少一个导流板(38，38’)，其从径向平面沿着腔道(36)的至少一部分长度延伸；其特征在于，至少一个所述导流板(38，38’)的至少一个壁(44，46)的型面被形成为能增加声束在用于吸收部分声能的隔音层上的反射次数。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器发动机机舱，其特征在于：至少一个壁(44，46)的型面包括至少一部分凹形曲面。
4.根据前述权利要求中任何一项所述的飞行器发动机机舱，其特征在于：至少一个壁(44，46)的型面包括至少一部分凸形曲面。
5.根据前述权利要求中任何一项所述的飞行器发动机机舱，其特征在于：隔板或者是导流板(38，38’)的壁(44，46)包括用以吸收部分声能的隔音层。
6.一种飞行器，包括根据前述权利要求中任何一项所述的发动机机舱。
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