CN101657607A - 操作对旋式螺旋桨发动机进行降噪的方法和这种发动机 - Google Patents

操作对旋式螺旋桨发动机进行降噪的方法和这种发动机 Download PDF

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Abstract

本发明提供操作对旋式螺旋桨发动机的方法，这种对旋式螺旋桨发动机具有前螺旋桨和后螺旋桨。至少在起飞、爬升、巡航和进场阶段操作该发动机；在巡航阶段，发动机以大体上恒定的螺旋桨尖端速度操作。该方法包括以下步骤：操作发动机使得螺旋桨中的至少一个的尖端速度在起飞、爬升或进场中至少一个的期间处于比巡航尖端速度更大的尖端速度以减小由螺旋桨产生的总噪声。

Description

操作对旋式螺旋桨发动机进行降噪的方法和这种发动机
技术领域
本发明涉及具有对旋式螺旋桨阵列的燃气涡轮发动机，其特别地，但并非排他性地，包括不同的桨叶数目和阵列间的特定间距用于降噪。本发明还涉及一种操作对旋式螺旋桨发动机进行降噪的方法。
背景技术
与在涵道(duct)内进行声学处理的涵道风扇式燃气涡轮发动机相比时，用于航空器推进的开式转子涡轮发动机的一个缺点为噪声恶化(noise penalty)。
US4,883,240披露了一种对旋式成对的航空器螺旋桨，其产生以调频载波形式的噪声。调频允许设计者操纵噪声能谱以便(例如)将大部分声能置于听不见的频率范围内。这通过对旋式螺旋桨来实现，对旋式螺旋桨包括：(a)具有N1个桨叶的第一螺旋桨，以及(b)具有N2个桨叶的第二螺旋桨，其中选择N1和N2使得连续的桨叶交错并不邻近。N1和N2代表着不相等的桨叶数目且两者差别为二，并且优选地不具有公分母。而且，第一螺旋桨包括比后部第二螺旋桨更多的桨叶。一般而言，第一螺旋桨中的桨叶数目越多，第二螺旋桨切割穿过更多但更小的尾流涡旋所产生的噪声就越小。但却需要考虑在重量与气动性能要求之间的折中。
尽管这种对旋式桨叶阵列布置可产生比其它布置更小的噪声，但近来的航空器噪声限制明显地更加严格且因此需要进一步降噪。
发明内容
因此，本发明的目的在于提供一种燃气涡轮发动机，这种燃气涡轮发动机具有对旋式成对的航空器螺旋桨，对于给定额定功率，这种航空器螺旋桨产生较小的噪声。
根据本发明，提供一种操作对旋式螺旋桨发动机的方法，该对旋式螺旋桨发动机具有前螺旋桨和后螺旋桨，其中至少在起飞、爬升、巡航阶段以及进场阶段操作该发动机，在巡航阶段，发动机以大体上恒定的螺旋桨尖端速度操作，该方法的特征在于以下步骤：在起飞、爬升或进场阶段中的至少一个阶段期间，以比巡航尖端速度更大的尖端速度来操作这些螺旋桨中的至少一个的尖端速度。
优选地，两个螺旋桨的尖端速度均大于巡航尖端速度。
有利地，在起飞、爬升或进场阶段中的至少一个阶段期间螺旋桨的尖端速度大于巡航尖端速度至少10％。
优选地，在起飞或进场阶段中的至少一个阶段期间，螺旋桨的尖端速度大于巡航尖端速度20％+/-5％。
优选地，螺旋桨包括可变间距桨叶，该方法包括使桨叶从它们的巡航间距闭合至它们的进场间距的步骤。
优选地，螺旋桨包括可变间距桨叶，该方法包括使桨叶从它们的起飞间距打开至它们的巡航间距的步骤。
在本发明的另一方面，提供一种对旋式螺旋桨发动机，其具有前螺旋桨和后螺旋桨，前螺旋桨具有至少9个桨叶(Nf＝9)和直径Df，后螺旋桨具有的最大的桨叶数目Nr＝Nf减去至少3，前螺旋桨和后螺旋桨以轴向间隙x而分开，其特征在于比率x/Df介于0.15与0.4之间。
优选地，前螺旋桨具有12个桨叶且后螺旋桨具有9个桨叶。
或者，前螺旋桨具有12个桨叶，而后螺旋桨具有7个桨叶。
或者，前螺旋桨具有12个桨叶，而后螺旋桨具有5个桨叶。
有利地，前螺旋桨具有比后螺旋桨更大的直径。优选地，后螺旋桨的直径比前螺旋桨小0.05Df至0.2Df。
附图说明
参看附图将以举例说明的方式更全面地描述本发明，在附图中：
图1是根据本发明具有对旋式成对的螺旋桨的燃气涡轮发动机的示意剖面；
图2是螺旋桨的桨叶阵列的示意图，图示了转子单独的噪声；
图3是螺旋桨的桨叶阵列的示意图，图示了快速衰减的位势气动流场(potential aerodynamic flow field)；
图4是典型螺旋桨桨叶升阻曲线；
图5是可变间距桨叶的示意端视图。
具体实施方式
参看图1，大体上以10表示双轴、对旋式螺旋桨燃气涡轮发动机且其具有主要的和旋转的轴线9。发动机10包括核心发动机11，核心发动机11在轴向流动系列中具有进气口12、中压压缩机14(IPC)、高压压缩机15(HPC)、燃烧设备16、高压涡轮17(HPT)、低压涡轮18(IPT)、自由动力涡轮19(LPT)和核心排气喷嘴20。机舱21通常包围着核心发动机11且限定了进气口12和喷嘴20以及核心排气涵道22。发动机10还包括两个对旋式螺旋桨23、24，它们附连到自由动力涡轮19上并且由自由动力涡轮19驱动，自由动力涡轮19包括对旋式的桨叶阵列25、26。
燃气涡轮发动机10以常规方式工作使得进入到进气口12的空气被IPC 14加速并且压缩且被引导到HPC 15内，在HPC 15处发生进一步的压缩。从HPC 15排出的压缩空气被引导到燃烧设备16内，在这里其与燃料相混合并燃烧该混合物。然后所产生的热燃烧产物通过高压涡轮17、低压涡轮18和自由动力涡轮19膨胀并由此驱动高压涡轮17、低压涡轮18和自由动力涡轮19，之后通过喷嘴20排放以提供某些推进推力。高压涡轮17、低压涡轮18和自由动力涡轮19分别通过合适的互连轴杆来驱动高压压缩机15和中压压缩机14以及螺旋桨23、24。通常，螺旋桨23、24提供绝大部分推进推力。
螺旋桨阵列23、24分别以介于前间距变化轴线23P与后间距变化轴线24P之间的轴向间距x分开。一般情况下，阵列23、24的直径近似相同，但在本发明的范畴内，可使用不同的直径。
在优选实施例中，前螺旋桨23被设计成具有12个桨叶；后螺旋桨24被设计成具有9个桨叶。前间距变化轴线23P与后间距变化轴线24P之间的轴向间隔x是前螺旋桨直径Df的四分之一(即，x＝Df/4)。
主要噪声音调源是由每个桨叶阵列23、24所产生的转子单独的音调30(参看图2)和此外，由每个桨叶阵列23、24周围的气动流场之间的相互作用所产生的音调32。流场32包括“位势”和粘性分量二者。本发明包括在起飞、爬升和/或进场时修改桨叶尖端23T、24T的速度以优化(最小化)桨叶阵列23、24的阻力，从而减小来自每个桨叶的尾流34的强度，并且由此减小由尾流34与下游桨叶24和周围环境相互作用所产生的噪声。
通过对前阵列23和后阵列24二者上的桨叶数目的合适选择、对轴向间隙x(图1)的合适选择以及对桨叶尖端速度的合适选择来控制额外的噪声源(音调32)。(源自任一阵列23、24的)位势场32的强度的变化如下：
exp ( - 2 B Δx Df ) - - - ( 1 )
其中B是桨叶数目，Δx是与优选实施例的轴向距离相比两行之间的轴向距离变化，且Df是前螺旋桨23的直径。可使用这种关系来确定由于改变桨叶数目和间隔所得到的优选实施例的合适变型。此外，转子单独的噪声的(最)重要的一次谐波随着桨叶数目和尖端速度而变化，如下：
1 B M t ( 1 - M t 2 ) exp { - B [ ln ( 1 + 1 - M t 2 M t ) - 1 - M t 2 ] } - - - ( 2 )
其中Mt是桨叶尖端旋转马赫数。通过使用上述方程式(1)和方程式(2)中的表达式，有可能改变桨叶数目、桨叶尖端速度和桨叶与桨叶间的轴向间隙x以将由势场相互作用和个别转子桨叶二者所产生的噪声减小到远低于由前桨叶阵列23与后桨叶阵列24之间的尾流相互作用所产生的噪声水平的水平。
增加的桨叶数目确保显著减小源自每个螺旋桨(前螺旋桨以及后螺旋桨)的“转子单独的”噪声(即，每一行将会发出的噪声，即使在每一行与另一行隔离开来操作的情况下)。适当(较高)桨叶数目也确保了减小每个螺旋桨周围的位势气动流场的强度；这个事实与(根据本发明)介于前阵列23与后阵列24之间的适当(增加的)轴向间隙x结合，确保了相对于由后阵列24与从前阵列23发出的粘性/漩涡尾流34之间的相互作用所产生的其余(显著)噪声源而言，在很大程度上减小了由在任一桨叶阵列与另一桨叶阵列的“位势场”之间的气动相互作用所产生的噪声。
应了解的是在正常设计实践中，螺旋桨被设计用于特定尖端速度，然后在整个飞行包线上维持基本上相同的尖端速度。在航空器的飞行速度变化的飞行周期的不同阶段，根据需要来改变桨叶间距以改变荷载(推力)。
本申请者已发现可通过选择每个阵列23、24中的桨叶数目来在某种程度上控制尾流/后阵列24相互作用的噪声水平和远场噪声方向性。前阵列23和后阵列24上具有相等或几乎相等桨叶数目的对旋式螺旋桨产生高噪声直接沿艏艉向的强方向性。每个阵列中桨叶数目差别为2或更高的螺旋桨产生较低的峰值噪声水平和较为平稳的艏艉方向性场型。在前螺旋桨23上的12个桨叶与在后螺旋桨24上的9个桨叶的组合维持了较高的前桨叶数目和后桨叶数目且桨叶数目差别为3，能产生所需的平稳方向性。在前阵列23上较高的桨叶数目产生相对较小的粘性尾流35，其在下游更迅速地衰减。
一旦已选定了所需桨叶数目和轴向间隙x，则唯一剩余的显著噪声源是由尾流34与下游阵列24的相互作用造成。如果在起飞、爬升和进场条件下桨叶尖端速度(在空气动力学方面)为最佳，则可相当大地减小这个噪声源。常规做法将会是对于巡航条件(高向前速度和高海拔)下的合适尖端速度而设计每个螺旋桨，然后设计桨叶剖面以使升阻比CL/CD最大，其中CL是剖面升力系数且CD是剖面阻力系数，见图4。如果如一般设计实践在起飞(或进场)条件下维持桨叶尖端速度，那么螺旋桨桨叶剖面升力系数将增加(相对于巡航条件下的剖面升力系数)，导致螺旋桨桨叶剖面阻力系数的显著(大于成比例的)增加。尽管阻力增加对于性能而言并不过于显著，这个增加对于噪声而言较为显著(因为其仅发生在整个飞行周期的小部分期间)，但这种增加对于噪声而言是显著的，因为其支配着在螺旋桨桨叶行与任何下游桨叶行或静态结构之间气动相互作用的“尾流部分”的强度，静态结构诸如后桨叶行下游的发动机或机身的任何静态部件，包括但不限于翼型截面，诸如挂架或机翼。
因此，通过在起飞、爬升和/或进场时相对于巡航尖端速度增加前螺旋桨23和/或后螺旋桨24的螺旋桨尖端速度尽管是有悖常理的，但由于尾流强度的减小、和其对介于尾流34与下游桨叶阵列24或下游静态结构之间的相互作用所产生的合成噪声的影响的减小不仅仅抵消了较高尖端速度对噪声的作用，则导致噪声降低(或者，至少总噪声的尾流相互作用分量降低)。
先前所述的基本原理也适用于螺旋桨，特别地但非排他性地适于前阵列23上的桨叶数目范围在11至15之间、且后阵列24上的桨叶数目在5至10之间的螺旋桨。优选地，桨叶数目的差别为至少3，但更大的差别也将会提供某些益处。其还适用于轴向间隙范围为x/D＝0.15至x/D＝0.4的对旋式螺旋桨。从上式(1)和(2)相对于该数据可确定前阵列和后阵列桨叶数目和轴向间隙的恰当选择。
用于前螺旋桨阵列23和后螺旋桨阵列24的两个另外的具体桨叶数目分别是首先为12和5，和其次为12和7。这两个桨叶数目组合提供12和9构造的大部分益处(足够高的桨叶数目以减小噪声的转子单独的分量，由位势场相互作用产生的噪声，以及经由尖端速度增加的尾流相互作用噪声)并确保了在前螺旋桨23桨叶和后螺旋桨24桨叶之间不存在同时和/或邻近的相互作用。
因此本发明有助于提供一种操作对旋式螺旋桨发动机的方法，其中在巡航阶段，发动机以大体上恒定的螺旋桨尖端速度操作且在起飞、爬升或进场期间通过增加螺旋桨叶23、24中一个或两个的尖端速度达到大于巡航速度的速度。本申请者认为在起飞、爬升或进场时尖端速度大于巡航尖端速度的降噪优点将是明显的，且在起飞、爬升或进场时尖端速度至少大于巡航速度10％的情况下降噪优点变得尤为显著，且在尖端速度大于巡航速度20％+/-5％时具有最佳的降噪。
在增加任一个或两个螺旋桨23、24的桨叶尖端速度的同时，可能还需要调整所产生的推力量且对于本领域技术人员显然，发动机及其操作包括可变间距桨叶。参看图5，桨叶23、24安装到轴承毂36上，轴承毂可旋转以改变间距角θ。桨叶产生推力T和升力L。当在起飞、爬升或进场时尖端速度增加到大于巡航设计尖端速度时，相对于在不增加尖端速度的设计上将会需要的间距，桨叶旋转闭合或旋转为“细微间距”。通过伴有桨叶升力系数有些减小(尽管升力自身无需改变)的桨叶速度增加，桨叶阻力显著降低。但使用尖端速度的增加和桨叶间距适当变化的组合来确保螺旋桨实现其升力和推力要求。
作为减小环境噪声的替代，根据本发明的发动机可在给定和可接受的噪声水平下以比其它形式发动机更高的性能操作。额外的优点在于相关联的航空器能够更迅速地到达更高海拔，因此减小地面上所感受到的噪声水平。
本发明被描述和展示为前螺旋桨阵列23和后螺旋桨阵列24具有大约相同直径，但任一阵列23、24可具有比另一阵列更大的直径。特别地，后螺旋桨24被设计成具有比前螺旋桨23更小的直径。这可在图1中通过虚线24T′和螺旋桨直径DR′看出。应理解到从前螺旋桨桨叶的径向向外的尖端23T产生并流出特别强的涡流或尾流。由切割穿过这个尖端所产生涡流的下游后螺旋桨24产生强噪声源。因此设计后螺旋桨24以部分或完全避免切割穿过尖端所产生的涡流或尾流将有利地进一步减小噪声。
应了解后行直径的减小量将取决于涡流或尾流的强度和大小以及螺旋桨23、24之间的距离。另外上游螺旋桨23桨叶的构造，特别是在其尖端处的构造，以及每个桨叶的间距将决定涡流或尾流的强度和大小。而且，发动机的操作条件和航空器的飞行模式都将会是产生尖端涡旋或尾流的因素。作为示范性实施例，分别地，前螺旋桨23和后螺旋桨24以介于0.15Df与0.4Df之间的轴向间隙而分开，后螺旋桨的直径可在0.05Df与0.2Df之间减小。
虽然参考燃气涡轮发动机描述了本发明，但本发明也可以柴油、汽油、燃料电池或能够驱动对旋式螺旋桨阵列的其它发动机来实施。

Claims (12)

1.一种操作对旋式螺旋桨发动机的方法，对旋式螺旋桨发动机具有前螺旋桨和后螺旋桨(23，24)，其中至少在起飞、爬升、巡航阶段以及进场阶段操作所述发动机，在巡航阶段，发动机以大体上恒定的螺旋桨尖端速度操作，所述方法的特征在于以下步骤：在起飞、爬升或进场中的至少一个期间以比巡航尖端速度更大的尖端速度操作所述螺旋桨中至少一个的尖端速度。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，螺旋桨的尖端速度大于巡航尖端速度。
3.根据权利要求1至2中任一项所述的方法，其中，螺旋桨的尖端速度在起飞、爬升或进场中的至少一个期间大于巡航尖端速度至少10％。
4.根据权利要求1至2中任一项所述的方法，其中，螺旋桨的尖端速度在起飞或进场中的至少一个期间大于巡航尖端速度20％+/-5％。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，其中螺旋桨包括可变间距桨叶，该方法包括将所述桨叶从它们的巡航间距闭合到它们的进场间距的步骤。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，其中，螺旋桨包括可变间距桨叶，该方法包括将所述桨叶从它们的起飞间距打开到它们的巡航间距的步骤。
7.一种对旋式螺旋桨发动机，其具有前螺旋桨和后螺旋桨(23，24)，所述前螺旋桨(23)具有至少9个桨叶(Nf＝9)和直径Df，所述后螺旋桨(24)具有的最大桨叶数目Nr＝Nf减去至少3，前螺旋桨和后螺旋桨(23，24)以轴向间隙x分开，其特征在于比率x/Df介于0.15与0.4之间。
8.根据权利要求7所述的对旋式螺旋桨发动机，其中，前螺旋桨(23)具有12个桨叶且所述后螺旋桨(24)具有9个桨叶。
9.根据权利要求8所述的对旋式螺旋桨发动机，其中，前螺旋桨(23)具有12个桨叶且所述后螺旋桨(24)具有7个桨叶。
10.根据权利要求8所述的对旋式螺旋桨发动机，其中，前螺旋桨(23)具有12个桨叶且所述后螺旋桨(24)具有5个桨叶。
11.根据权利要求7至10中任一项所述的对旋式螺旋桨发动机，其中，前螺旋桨(23)具有比所述后螺旋桨(24)更大的直径。
12.根据权利要求11所述的对旋式螺旋桨发动机，其中后螺旋桨(24)的直径比所述前螺旋桨(23)小0.05Df至0.2Df。
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