CN102105670A - 用于低噪音排放的飞行器的双流涡轮发动机 - Google Patents

用于低噪音排放的飞行器的双流涡轮发动机 Download PDF

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Abstract

本发明涉及用于低噪音排放的飞行器的双流涡轮发动机。根据本发明，所述涡轮发动机的冷流(9)的孔(6)配有短的、窄的及间隔开的V形尾缘(15)，所述V形尾缘像爪那样深深地侵入所述冷流(9)。

Description

用于低噪音排放的飞行器的双流涡轮发动机
技术领域
本发明涉及用于低噪音排放的飞行器的双流涡轮发动机。
背景技术
已知，在尾喷管后方，由该尾喷管所排放的喷流与至少一种其他气体流接触：在单流涡轮发动机的情况下，喷流与环境空气接触，而在双流涡轮发动机的情况下，冷流和热流不仅相互接触，而且还与环境空气接触。
由于由所述尾喷管所排放的喷流的速度与所述喷流所遇到的其他气体流的速度不同，在所述流之间造成“侵入流体剪切”，所述流体剪切造成噪音，在航空领域中一般称为“喷流噪音”。
为减弱这种喷流噪音，已经考虑在所述具有不同速度的流之间的边界处造成紊流，以快速地混合所述流。
例如，文档GB-A-766 985描述了一种尾喷管，该尾喷管的出口孔在其周边包括多个凸出，所述凸出向后方延伸，并且其总体方向至少近似于由所述尾喷管所排放的喷流的总体方向。这种凸出由能够具有多种不同形状的“齿”构成。
作为变型，文档GB-A-2 289 921建议在尾喷管的出口孔的边缘上开出缺口。这种缺口分布在所述出口孔的周边，并且每个缺口一般都具有至少近似于三角形的形状，所述三角形的底边与出口孔的所述边缘重合，并且其顶点位于该出口边缘的前方。这导致了在连续的两个缺口之间形成形状至少近似于三角形或梯形的齿。
无论其确切的形状如何，这种凸出的齿在航空领域中一般称为“V形尾缘(chevron)”。
在双流涡轮发动机中，这种V形尾缘通常既布置在热尾喷管的后部也布置在冷尾喷管的后部。
然而，容易观察到，如果说已知的V形尾缘对于减弱热尾喷管的喷流噪音一般是有效的，相反地，其对于由冷尾喷管所排放的噪音远不那么有效。
这大概是因为由于在外压力和冷尾喷管出口处的压力之间的静态压力的不连续性，该超音速冷流造成一系列的压缩-膨胀单元(速度的波动)，该单元作为噪音放大器，产生在航空领域中称为“冲击单元噪音(cellule de choc)”的噪音(在英文中称为“shock cell noise”)。然而，显然，冷尾喷管所具有的V形尾缘尽管通过产生有利于冷流和外部流线型流(écoulement aérodynamique)混合的紊流而对于减弱喷流噪音是有效的，但在减弱冲击单元噪音上只产生极少的效果。
发明内容
本发明的目的在于弥补该缺点。
为了这个目的，根据本发明，用于飞行器的双流涡轮发动机围绕其纵轴线包括：
-发动机舱，其包括发动机舱外罩，并围封生成冷流的鼓风机和生成热流的中央发生器；
-环形冷流通道，其围绕所述热流中央发生器布置；
-鼓风机外罩，其在所述发动机舱外罩那侧界定所述环形冷流通道；
-冷流出口孔，其边缘由向着彼此汇聚的所述发动机舱外罩和所述鼓风机外罩确定；以及
-多个V形尾缘，其围绕冷流出口孔的所述边缘分布，并且向所述涡轮发动机的后方凸出，
所述用于飞行器的双流涡轮发动机的显著之处在于：
-所述V形尾缘两两间隔并在它们之间形成通道；
-每个V形尾缘都向所述纵轴线的方向倾斜，使得以侵入角侵入到所述冷流中，从所述鼓风机外罩开始测量的所述侵入角，至少近似地等于30°；以及
-所述侵入角和每个V形尾缘从冷流出口孔的所述边缘起的长度被选择为使得V形尾缘在所述冷流中的侵入高度包括在所述冷流出口孔的直径的0.01倍至0.03倍之间。
借助于本发明，根据喷流是在深深侵入的、但长度相对较小的V形尾缘上通过，还是在位于所述V形尾缘之间的通道中通过，所述冷流的周边在相应的尾喷管的出口处分为具有不同朝向和结构的喷流。实际上，在所述通道中通过的冷流喷流具有延伸所述鼓风机外罩的方向，并且在所述冷流出口孔的边缘处具有等于尾喷管的标称值的加速度值。然而，在V形尾缘上通过的冷流喷流被强烈地向所述涡轮发动机的轴线偏斜，并且很深地侵入所述冷流中。
因此，所述的根据本发明的侵入V形尾缘：
-在鼓风机尾喷管的出口处的冷流的压力场中引起径向的不均匀性，即所述V形尾缘局部地打乱所述冷流的结构，这在涡轮发动机的后方造成冲击单元的强度降低，并且因此造成速度波动的幅度减小；并且，同时地，
-有利于冷流和围绕涡轮发动机的流线型流的混合，这造成喷流噪音的减少。
根据本发明的V形尾缘因此允许同时影响紊流(噪音源)和冲击单元(该噪音的放大)。
优选地，每个V形尾缘的长度最大等于150mm。
当以已知的方式每个V形尾缘都具有至少近似于梯形的形状(所述梯形的侧边在远离冷流出口孔的所述边缘的同时向着彼此汇聚)时，有利的是，所述V形尾缘的每条侧边都与所述边缘形成包括在125°和155°之间的角。
由上所述，容易理解，本发明的所述V形尾缘是短而窄的，并且像爪(griffe)那样深深地侵入冷流。而且，为了限制空气动力学损失，有利的是，在两个连续的V形尾缘之间的间距大于沿冷流出口孔的所述边缘的V形尾缘的宽度的1.5倍。该间距优选地近似等于V形尾缘的所述宽度的两倍。
为了在每个V形尾缘都具有至少近似于如上所述的梯形的形状的时候进一步减少喷流噪音，有利的是，所述与冷流出口孔的所述边缘间隔开的梯形的短底边包括中央缺口。这导致所述短底边包括由所述中央缺口所分隔的两个凸出。这样，造成涡流的形成，所述涡流有利于外部流线型流和所述冷流的混合。
实际上，这种V形尾缘的每个侧凸出都产生涡流，一个V形尾缘的两个涡流是交错的并对转的。所有的所述V形尾缘因此产生涡流系统，该系统快速地使在尾喷管后方的气体流均匀化。因此导致喷流噪音的快速减弱。
另外，为了避免边缘效应和干扰声源的形成，有利的是，每个V形尾缘都具有圆化的形状。为此：
-梯形的短底边通过形成由所述缺口所分隔的两个圆化侧凸起而呈波浪形，其中所述缺口也具有圆化形状；并且
-V形尾缘的每条侧边都通过圆化的凹线与冷流出口孔的边缘连接。
附图说明
附图将使如何能实现本发明变得更好理解。在这些图中，相同的附图标记表示相似的元件。
图1以轴向示意剖视图示出根据本发明改进的涡轮发动机。
图2为沿图1的箭头II观察到的、图1中的涡轮发动机的冷流尾喷管的后部的局部示意图。
图3为沿图2的线III-III的示意剖视图。
图4为包括根据本发明的V形尾缘的冷流尾喷管的出口孔的边缘的局部示意平面图。
图5的示意图示出了对于已知发动机和根据本发明改进的该同一已知发动机，在所述发动机后方的压力P随着沿其轴线的距离d而发生的变化。
具体实施方式
在图1中所示的、具有纵轴线L-L的双流涡轮发动机1包括发动机舱2，所述发动机舱由发动机舱外罩3在外部界定。
发动机舱2在前部包括设置了前缘5的空气入口4，并且在尾部包括直径为Φ的空气出口孔6，其中所述空气出口孔由作为所述发动机舱的后缘的边缘7界定。
在所述发动机舱2的内部，布置以下装置：
-鼓风机8，其指向空气入口4，并且能够生成涡轮发动机1用的冷流9；
-中央发生器10，其已知地包括低压压缩机和高压压缩机、燃烧室、以及低压涡轮和高压涡轮，并且生成所述涡轮发动机1的热流11；以及
-环形的冷流通道12，其围绕所述中央发生器10布置在鼓风机内罩13和鼓风机外罩14之间。
鼓风机外罩14形成冷流用的尾喷管，并且朝所述发动机舱外罩3的方向向涡轮发动机1的尾部汇聚，以和所述发动机舱外罩3一起形成所述出口孔6的边缘7，其中所述边缘因此构成冷流的出口孔。
多个V形尾缘15围绕所述轴线L-L分布在出口孔6的所述边缘7上，同时向涡轮发动机1的尾部凸出。
如图2所示，V形尾缘15两两间隔开并在它们之间形成通道16。另外，每个V形尾缘15都朝纵轴线L-L的方向倾斜，使得以侵入角a侵入到所述冷流9中(参见图3)。从鼓风机外罩14开始测量的所述侵入角a至少等于20°，并且优选地约为30°。
“侵入角a”指的是由外罩14在边缘7附近的切线T和V形尾缘15的外表面的总体方向D所限定的角。
每个V形尾缘15从出口孔6的边缘7处起的长度l包括在该出口孔的直径Φ的0.03倍至0.06倍之间。该长度l例如最大等于150mm。
-术语“V形尾缘15的长度l”指的是出口孔6的边缘7和V形尾缘15的远端15A(相对于所述边缘7)之间在V形尾缘15的总体方向D上的距离(参见图3)；以及
-术语“出口孔6的直径Φ”指的是在V形尾缘15的上游出口孔6的边缘7所限定的内直径(参见图1)。
另外，侵入角a和长度l使得V形尾缘15在冷流9中的径向侵入高度h包括在冷流出口孔6的所述直径Φ的0.01倍至0.03倍之间。
如图4所示，每个V形尾缘15都具有至少近似于梯形的形状，其中所述梯形的侧边17、18在远离冷流出口孔6的边缘7的同时向彼此汇聚。每条侧边17、18都与所述边缘7形成包括在125°至155°之间的角b。
另外，沿着边缘7在两个连续的V形尾缘15之间的间距E大于V形尾缘15在所述边缘7处的宽度L的1.5倍。间距E可以接近宽度L的两倍。
根据图4的包括V形尾缘15的出口孔6的边缘7的局部示意平面图：
-术语“角b”指的是由边缘7的切线S和延长V形尾缘15的侧边17、18的直线M、N所限定的角；
-术语“V形尾缘15的宽度L”指的是分隔交点I1和交点I2的距离，其中所述交点I1是延长V形尾缘15的侧边17的直线M与边缘7的切线S的交点，所述交点I2是延长V形尾缘15的另一侧边18的直线N与边缘7的切线的交点；以及
-术语“间距E”指的是分隔交点I1和交点I2的距离，其中所述交点I1是延长V形尾缘15的侧边17的直线M与边缘7的切线S的交点，所述交点I2是延长相邻V形尾缘15的侧边18的直线N与边缘7的切线S的交点。
与边缘7间隔开的、V形尾缘15的短底边包括中央缺口19。这导致该短底边具有由所述缺口19所分隔的两个侧凸出20和21。如图所示，缺口19和侧凸出20和21被圆化，以使得所述短底边带有由缺口19所分隔的两个侧凸起(凸出20和21)而呈波浪状。
另外，V形尾缘15的每条侧边17、18分别通过圆化的凹线22或23与出口孔6的边缘7连接。
当带有涡轮发动机1的飞行器(未示出)移动时，流线型流V围绕发动机舱2流动，与发动机舱外罩3接触(参见图1和3)。另外，如图3所示，在冷流9的周边，该冷流的喷流9.15被所述V形尾缘15朝着涡轮发动机1的轴线L-L的方向偏斜，而该冷流的其他喷流9.16则穿过延长鼓风机外罩14的通道16而在V形尾缘15之间通过，其中喷流9.15的加速度远大于喷流9.16的加速度。
借助于由V形尾缘15的凸起20和21所造成的涡流，在冷流9和流线型流V之间产生了极好的混合。喷流噪音因此减小。另外，由于在出口孔6的出口处的喷流9.15和9.16的加速度不同，冷流9至少在周边处被打乱结构，以使得噪音冲击单元减少。
该结果由图5示出。
在该图5中，示出了用于装备长程飞机的涡轮发动机的试验结果。该图5为曲线图，其示出了涡轮发动机尾部的压力P随着距涡轮发动机的距离d的波动。
图5的实线曲线24对应于根据本发明改进的所述涡轮发动机，所述改进是通过布置14个等距地分布在其鼓风机外罩的出口孔周边以提供数量相当的通道16的V形尾缘15来实现的。
相反地，图5的虚线曲线25对应于没有根据本发明改进的该同一涡轮发动机。
通过对比曲线24和25，能够观察到，本发明允许将这些压力波动的幅度减小大约20％。

Claims (8)

1.一种用于飞行器的双流涡轮发动机，所述涡轮发动机围绕其纵轴线(L-L)包括：
-发动机舱(2)，其包括发动机舱外罩(3)，并且围封生成冷流(9)的鼓风机(8)和生成热流(11)的中央发生器(10)；
-环形冷流通道(12)，其围绕所述热流中央发生器(10)布置；
-鼓风机外罩(14)，其在所述发动机舱外罩(3)那侧界定所述环形冷流通道(12)；
-冷流出口孔(6)，其边缘(7)由向着彼此汇聚的所述发动机舱外罩(3)和所述鼓风机外罩(14)确定；以及
-多个V形尾缘(15)，其围绕所述冷流出口孔(6)的所述边缘(7)分布，并向所述涡轮发动机的后方凸出，
所述涡轮发动机的特征在于：
-所述V形尾缘(15)两两之间以一间距(E)间隔开并在它们之间形成通道(16)；
-每个V形尾缘(15)向所述纵轴线(L-L)的方向倾斜，使得以侵入角(a)侵入所述冷流(9)，其中从所述鼓风机外罩(14)开始测量的所述侵入角，至少近似地等于30°；并且
-所述侵入角(a)和从所述冷流出口孔(6)的所述边缘(7)起的每个V形尾缘(15)的长度(l)被选择为使得所述V形尾缘在所述冷流(9)中的侵入高度(h)包括在所述冷流出口孔(6)的直径(Φ)的0.01倍至0.03倍之间。
2.如权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，每个V形尾缘(15)的长度(l)最大等于150mm。
3.如权利要求1或2中任一个所述的涡轮发动机，其中，每个V形尾缘(15)都具有至少近似于梯形的形状，其中所述梯形的侧边(17、18)在远离所述冷流出口孔(6)的所述边缘(7)的同时向着彼此汇聚，所述涡轮发动机的特征在于，所述V形尾缘(15)的每条所述侧边(17、18)都与所述边缘(7)形成包括在125°至155°之间的角(b)。
4.如权利要求1至3中任一项所述的涡轮发动机，其特征在于，两个连续V形尾缘(15)之间的间距(E)大于一个V形尾缘(15)沿所述冷流出口孔(6)的所述边缘(7)的宽度(L)的1.5倍。
5.如权利要求1至4中任一项所述的涡轮发动机，其特征在于，所述间距(E)近似地等于一个V形尾缘的所述宽度(L)的两倍。
6.如权利要求1至5中任一项所述的涡轮发动机，其中，每个V形尾缘(15)都具有至少近似于梯形的形状，其中所述梯形的侧边(17、18)在远离所述冷流出口孔(6)的所述边缘(7)的同时向着彼此汇聚，所述涡轮发动机的特征在于，与所述边缘(7)间隔开的所述梯形的短底边包括中央缺口(19)。
7.如权利要求6所述的涡轮发动机，其特征在于，所述梯形的短底边通过形成由所述中央缺口(19)所分隔的两个圆化的侧凸起(20、21)而呈波浪状。
8.如权利要求3至7中任一项所述的涡轮发动机，其特征在于，所述V形尾缘(15)的每条所述侧边(17、18)都通过圆化的凹线(22、23)与所述冷流出口孔(6)的所述边缘(7)连接。
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