CN102015450B - 插接在飞行器发动机机舱进气道和动力装置之间的激波衰减板 - Google Patents

Abstract

一种飞行器发动机机舱，其具有向动力装置(44)方向传输空气流(42)的进气道(40)，上述进气道(40)有与空气流(42)接触并形成空气动力面(52)的内管道(48)，该空气动力面通过动力装置的管道(56)的空气动力面(54)向后延伸，上述发动机机舱具有激波衰减板(66)，以用来限制或阻止动力装置喘振时生成的至少一个激波的传播，所述激波衰减板具有与空气流(42)接触的层(68)，其能使设法限制或阻止传播的上述至少一个激波通过，以及具有至少一个蜂窝结构(70)和反射层或隔波层(72)。其中，上述激波衰减板(66)被插接在进气道(40)和动力装置(44)之间，与空气流(42)接触的层(68)确保了安置在下游和上游的空气动力面(52、54)的连续性，而且，上述激波衰减板配有能够插接在进气道和动力装置之间的插接件(74)，使得不会挤坏上述激波衰减板(66)。

Description

插接在飞行器发动机机舱进气道和动力装置之间的激波衰减板

技术领域

本发明涉及一种插接在飞行器发动机机舱进气道和动力装置之间的激波衰减板。

背景技术

飞行器的推进装置包括发动机机舱，其中以基本同心方式安装有动力装置，并通过支撑杆连接到飞行器的其他部位。

如图1所示，发动机机舱前端具有进气道10，用以传输进入动力装置12的空气流。进入的空气流的第一部分被称作主空气流，其穿过动力装置来参与燃烧，第二部分空气流被称作次空气流，其被进气装置引导进入到由发动机机舱的内腔壁和动力装置的外腔壁所确定的环形管道中。

进气道10具有唇缘14，其与空气动力气流接触的表面通过截面基本为环形的内管道16延伸至发动机机舱内部，并通过截面基本为环形的外腔壁18延伸至发动机机舱外部。

进气道10通过法兰盘类的连接件20连接到动力装置上，该连接件一方面在内管道16端部具有环形凸缘22以提供第一支撑面；另一方面该连接件在动力装置上具有环形凸缘24以提供贴靠在第一支撑面上的第二支撑面，连接件还有些分布在凸缘22和24周围的螺栓26、铆钉或类似部件，使凸缘紧紧贴靠在一起，以确保进气道和动力装置之间的连接。

已经开发出某些技术来降低内部噪音，尤其是推进装置发出的声响。主要是在内管道16的管壁上放置消音衬垫28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。为了优化这种消音处理，消音衬垫28应该延伸至最大面积，一般是从凸缘22延伸至唇缘14。

众所周知，这种消音衬垫28也被称作消音板，其从外向内包括多孔阻尼消音层30、至少一个蜂窝结构32和反射层或隔音层34。

阻尼消音结构是一种有耗散作用的多孔结构，它把通过该结构的声波声能部分地转换成热能。该消音结构具有一些可以使声波通过的称为开口区的区域，还有一些不容许声波通过但旨在确保上述层的机械阻尼的称为关闭区或实心区的其他区域。该阻尼消音层的主要特点是开口面积比主要根据动力装置以及构成上述层的组分而变化。

根据另一种缺陷，在某些飞行情况下，进入发动机机舱并且应该输送至动力装置的空气流有很强的速度和压力失真，这会在动力装置中产生喘振效应，动力装置的叶片就会沿着发动机机舱纵轴活跃起来，出现摆动，由此生成的激波传播到内管道16，增加了强度直至造成一根或数根叶片断裂。

消除这种效应的第一种方法是增强叶片的机械强度来限制这种振动。然而这种方法不令人满意，因为它增加叶片的质量，也就增加了机载重量。

另一种解决方法是预置激波衰减板36，如同消音板一样，该激波衰减板从外向内包括容许激波通过的透波层，至少一个蜂窝结构和反射层或隔波层。这样，该衰减板用于吸收动力装置在喘振中产生的激波，并限制它们的传播。根据一种实施方式，该衰减板36延伸在内管道16的周围，并且部分取代了消音板28。

激波衰减板的特性由待衰减的激波来确定。

为此，激波衰减板36的厚度(按照径向)比消音板28的厚度大许多，约为三倍，其宽度(按照纵向)随上述衰减板在内管道16中的位置而变化。这样，激波衰减板36离唇缘14越近，它的宽度就越大；反之，激波衰减板越靠近动力装置，它的宽度就越小。

所以人们试图把激波衰减板36置放在靠近动力装置的地方，以减小其尺寸和质量。

尽管这种方法减少了叶片断裂的风险，增加激波衰减板36不是没有后果的。

所以，衰减板的出现导致消音衬垫28面积的减少，降低了上述吸音处理的性能。

另外，必须在衰减板36的周边预置加强件38以支承该板，这样势必增加机载质量。

发明内容

所以，本发明旨在消除原有技术的缺陷，推荐一种内置有激波衰减板的发动机机舱，该板既限定了机载质量，又不影响消音处理性能。

为此目的，本发明涉及一种飞行器发动机机舱，其具有向动力装置方向传输空气流的进气道，上述进气道有与空气流接触并形成空气动力面的内管道，该空气动力面通过动力装置的管道的空气动力面向后延伸，上述发动机机舱具有激波衰减板，以用来限制或阻止动力装置喘振时生成的至少一个激波的传播，激波衰减板还具有与空气流接触的层，其能使设法限制或阻止传播的上述至少一个激波通过，以及具有至少一个蜂窝结构和反射层或隔波层；其特征在于：上述激波衰减板被插接在进气道和动力装置之间，并且与空气流接触的层确保了安置在下游和上游的空气动力面的连续性，其特征还在于：上述激波衰减板配有能够被插接在进气道和动力装置之间的插接件，使得不会挤坏上述激波衰减板。

附图说明

下面将结合附图仅通过举例的方式对本发明的其他特性和优点进行描述，其中：

图1是表示按照原有技术制造的飞行器发动机机舱前端部分的径向剖面图；

图2是表示按照本发明制造的飞行器发动机机舱前端部分的径向剖面图；

图3是表示插接在飞行器发动机机舱进气道和动力装置之间的激波衰减板的径向剖面详图；

图4是表示激波衰减板的插接件及其连接部件的透视图；

图5A至5C是透视图，表示根据本发明制造的激波衰减板的插接件的各种不同变例；以及

图6A至6C是横向剖面图，表示根据本发明制造的激波衰减板的各种不同变例。

具体实施方式

在图2中，示出的飞行器发动机机舱前端部分具有进气道40，其能传输空气流42至动力装置44方向。

后面说明中，所谓纵向，就是与动力装置纵轴平行的方向；所谓径向，就是与纵轴垂直的方向。所谓横向平面，就是垂直于纵向的平面；所谓径向平面，就是其纵轴垂直于横向平面的平面。

进气道40具有唇缘46，其与进入的空气流42接触的表面通过截面基本为环形的内管道48延长至发动机机舱的内部，及通过截面基本为环形的外腔壁50延长至发动机机舱的外部。

内管道48具有与空气流42接触的空气动力面52，该空气动力面通过动力装置的管道56的空气动力面54向后延伸至发动机机舱后部。

进气道的内管道48在其后部具有环状边，其对应于动力装置的管道56的环状边。

根据详图3所示的一种实施方式，内管道48具有环形凸缘58，其包括形成上述内管道48的后环状边的第一支撑面。在对面，动力装置的管道56具有环形凸缘60，其包括形成上述管道56的前环状边的第二支撑面，该第二支撑面大体上平行于第一支撑面。

凸缘58和60包括孔洞62，其能使在凸缘周围间隔开且面对面布置的销钉通过。

有利地，内管道48置放有消音衬垫64，同样也被称作消音板，其从外向内包括多孔阻尼消音层、至少一个蜂窝结构和反射层或隔音层。阻尼消音层组成了空气动力面52。

动力装置、进气道以及消音板不再详述，因为业内人士了如指掌。

根据本发明，发动机机舱具有激波衰减板66，其旨在限制或阻止动力装置喘振时生成的至少一个激波，该激波有可能损坏动力装置的进气装置的叶片。

该激波衰减板66具有与空气流42接触的层68，其能使设法限制或阻止传播的上述至少一个激波通过，还具有至少一个蜂窝结构70和反射层或隔波层72。可以考虑多个叠放的蜂窝结构，中间为能使激波通过的夹层。

该激波衰减板66延伸至发动机机舱周边的至少一部分，最好延伸至整个周边，在一部分或多个部分均可以实施。

层68的特性，尤其是开口面积比，以及蜂窝结构的特性根据期待限制或阻止传播的激波来调整。根据一种实施方式，激波衰减板66的厚度至少等于进气道的消音板64厚度的三倍。

根据本发明的一个重要特性，激波衰减板66被插接在进气道和动力装置之间，其层68根据空气流42的流动方向形成了能够确保位于下游和上游的空气动力面52和54连续性的空气动力面。此外，还有些被称作支柱的插接件74插接在进气道和动力装置之间，主要用来吸收进气道和动力装置之间的压缩应力，使上述激波衰减板66不被挤坏。

这种布局能够缩小激波衰减板的宽度，使其能安置在尽量靠近动力装置的位置。另外，鉴于它的位置，它不干预消音处理，不降低上述消音处理的性能。最后，插接件74确保应力流通过进气道和动力装置之间。

插接件74安置在激波衰减板的穿孔中，穿孔的形状按照插接件74形状调整，使上述插接件相对于激波衰减板66固定不动。

有利地，插接件74上具有穿孔76，以使外形如销钉的连接件78通过，确保进气道和动力装置之间的连接。

这种布局能简单和有效地固持住激波衰减板，限制了机载质量的增加。连接件78提供了进气道和动力装置之间的连接，同样提供了激波衰减板与发动机机舱其余部位的连接。

根据变例，螺栓、铆钉或类似形式的连接件78都具有两端带挡块的连杆，使进气道和动力装置相互贴靠，并将激波衰减板66固持不动。

插接件74与发动机机舱间隔开，且最好分布在发动机机舱的周围，并对直孔洞62安置。

根据另一个特性，插接件74的外形要以增加上述插接件在径向平面上的惯性动量来确定。这种型面能获取可能的动量，以限制插接件对激波处理的影响，因为沿着径向是最大安置尺寸，插接件会影响蜂窝结构70的腔室的有限数量。

根据变例，插接件74可具有在纵向的恒定截面，并具有菱形(方形或长方形)截面，如图5C所示；在径向具有最大尺寸的长圆形截面，如图5B所示；或者细长的截面，具有两个沿着径向对称于孔洞76布置的波瓣80，如图5A所示。

根据图4所示的另一种实施方式，插接件74具有截面，其中央部分为带圆形膛孔76的圆柱形体，还有两个对称置放的T形件，T形件的支脚与中央部分相连。

插接件的形状取决于结构条件。

根据第一种变例，蜂窝结构70的腔室由相互间基本平行的腔壁来确定，如图6A所示。

作为变例，可以调整蜂窝结构70的腔室的形状来降低插接件对激波处理的影响。

根据图6B和6C所示的一些变例，影响插接件蜂窝结构腔室的腔壁为喇叭口形，以缩小在层68上影响插接件的腔室截面的大小。

根据图6B所示的实施方式，影响插接件74的腔室截面是从激波可穿透的层68至隔波层72逐步发生变化。

根据图6C所示的另一种实施方式，影响插接件的腔室截面在激波可穿透的层68上可有一定的厚度变化，从被减小的截面或没有截面直至能够装下插接件的截面，且将恒定截面保留直至隔波层72。

Claims (9)

1.一种飞行器发动机机舱，其具有向动力装置(44)方向传输空气流(42)的进气道(40)，所述进气道(40)具有与所述空气流(42)接触并形成空气动力面(52)的内管道(48)，所述空气动力面通过所述动力装置的管道(56)的空气动力面(54)向后延伸，所述发动机机舱具有激波衰减板(66)，以用来限制或阻止所述动力装置喘振时生成的至少一个激波的传播，所述激波衰减板具有与所述空气流(42)接触的层(68)，其使设法限制或阻止传播的所述至少一个激波通过，以及具有至少一个蜂窝结构(70)和反射层或隔波层(72)，其特征在于：所述激波衰减板(66)被插接在所述进气道(40)和所述动力装置(44)之间，与所述空气流(42)接触的所述层(68)确保了安置在下游和上游的空气动力面(52、54)的连续性，其特征还在于：所述激波衰减板配有能够被插接在所述进气道和所述动力装置之间的插接件(74)，用以吸收所述进气道(40)和所述动力装置(44)之间的压缩应力，使得不会挤坏所述激波衰减板(66)。

2.根据权利要求1所述的飞行器发动机机舱，其特征在于：所述插接件(74)上具有穿孔(76)，以使连接件(78)通过，确保了所述进气道和所述动力装置之间的连接。

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：所述插接件(74)被安置在所述激波衰减板的穿孔中，所述穿孔的形状按照所述插接件(74)的形状调整，使所述插接件相对于所述激波衰减板(66)固定不动。

4.根据上述权利要求中任一所述的飞行器发动机机舱，其特征在于：所述插接件(74)的外形能够增加所述插接件在径向平面上的惯性动量。

5.根据权利要求4所述的飞行器发动机机舱，其特征在于：所述插接件(74)具有恒定的长方形截面，其上具有两个对称布置的波瓣(80)。

6.根据权利要求4所述的飞行器发动机机舱，其特征在于：所述插接件(74)具有恒定截面，其中央部分为带圆形膛孔(76)的圆柱形体，还有两个对称置放的T形件，所述T形件的支脚与所述中央部分相连。

7.根据上述权利要求中任一所述的飞行器发动机机舱，其特征在于：影响所述插接件(74)的蜂窝结构的腔室的腔壁为喇叭口形，以缩小所述腔室在与空气流接触的所述层(68)上的截面的大小。

8.根据权利要求7所述的飞行器发动机机舱，其特征在于：影响所述插接件(74)的腔室截面是从与所述空气流(42)接触的所述层(68)至所述隔波层(72)逐步发生变化。

9.根据权利要求7所述的飞行器发动机机舱，其特征在于：影响所述插接件的腔室截面在与所述空气流(42)接触的所述层(68)上具有一定的厚度变化，从被减小的截面或没有截面直至能够装下所述插接件的截面，且将恒定截面保留直至所述隔波层(72)。

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