CN102431642A

CN102431642A - 用于使翼型件的噪声衰减的系统和方法

Info

Publication number: CN102431642A
Application number: CN2011103098370A
Authority: CN
Inventors: L·E·德拉克; A·A·兰瓦拉; G·J·森冈德穆达利亚
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2010-09-29
Filing date: 2011-09-29
Publication date: 2012-05-02
Also published as: EP2439403A1; US20110268557A1

Abstract

本发明涉及用于使翼型件的噪声衰减的系统和方法。提供了一种用于减少翼型件的噪声的系统和方法。该翼型件包括包含前缘和后缘的主要部分。该翼型件进一步包括联接到主要部分上且设置成紧邻后缘的至少一部分的噪声衰减器。该噪声衰减器具有处于后缘厚度的约0.5倍至约5倍的范围中的弦长，并且相对于后缘而固定。该翼型件可为部署在风力涡轮机上的旋转叶片。该翼型件还可部署在航空器上而作为固定机翼。

Description

用于使翼型件的噪声衰减的系统和方法

技术领域

本发明大体涉及翼型件，并且具体而言，涉及用于减少在翼型件的运行期间产生的噪声的噪声衰减系统。翼型件的实施例包括而不限于飞机机翼、风力涡轮机叶片和推进器叶片。

背景技术

在翼型件的运行期间，流体(例如空气)流过翼型件而形成边界层。一般而言，该边界层在翼型件的前缘的附近为层流式的，并且在翼型件的主体上面过渡成湍流状态。翼型件的某些应用涉及它们的旋转，而这样的旋转翼型件称为叶片。叶片可部署在风力涡轮机中，其中，越过叶片的流体流使叶片旋转。这样的叶片还可部署在航空器中，其中，航空器发动机旋转叶片，并且该旋转使流体流过叶片。翼型件的另一个应用包括将它们部署成航空器的机翼且因此不包括翼型件的旋转。

在运行期间，翼型件会产生相当大的噪声。在风力涡轮机的情况下，噪声也是在使用风力涡轮机来产生功率方面的主要约束，因为噪声可打扰位于附近的居民区中的人。

在翼型件的运行期间产生的噪声的一个原因是翼型件的后缘与湍流边界层中的湍流流的相互作用。湍流流包括与湍流动能相关联的各种大小和强度的多组随机定向的湍流涡旋。一般而言，与湍流涡旋相关联的湍流动能越高，并且湍流涡旋越靠近散射边缘，产生的噪声就越高。此外，多组大涡旋与低频噪声相关联，而多组小涡旋与高频噪声相关联。涡旋大小的分布、涡旋对散射表面(例如翼型件)的靠近程度和人耳对噪声的响应确定了所感觉到的噪声水平。

减少在翼型件的运行期间产生的噪声而同时保持翼型件的空气动力学性能是合乎需要的。

发明内容

根据本文中公开的一个示例性实施例，提供了一种翼型件。该翼型件包括包含前缘和后缘的主要部分。该翼型件进一步包括噪声衰减器，该噪声衰减器联接到主要部分上，并且设置在距后缘预定间隔处且设置成紧邻后缘的至少一部分。噪声衰减器具有处于后缘厚度的约0.5倍至约5倍的范围中的弦长，并且相对于后缘而固定。

根据本文中公开的一个示例性实施例，提供了一种包括多个翼型件的风力涡轮机。各个翼型件包括包含前缘和后缘的主要部分。该翼型件进一步包括噪声衰减器，该噪声衰减器联接到主要部分上，并且设置在距后缘预定间隔处且紧邻后缘的至少一部分。噪声衰减器具有处于后缘厚度的约0.5倍至约5倍的范围中的弦长，并且相对于后缘而固定。

根据本文中公开的一个示例性实施例，提供了一种用于减少翼型件的噪声的方法。该方法包括将噪声衰减器设置成紧邻翼型件的主要部分的后缘。该噪声衰减器构造成破坏越过主要部分的流体流的湍流涡旋以及减小与流体流相关联的湍流动能。

附图说明

当参照附图阅读以下详细描述时，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解，在附图中，相同符号在所有图中表示相同部件，其中：

图1示出了与紧邻传统的翼型件的后缘且在该后缘的下游的区域中的流体流相关联的湍流动能场；

图2示出了与传统的翼型件的后缘的下游更远的区域中的流体流相关联的湍流动能场；

图3是部署了根据本发明的一个示例性实施例的多个翼型件的风力涡轮机的图示。

图4是根据图3的一个示例性实施例的翼型件的图示。

图5示出了噪声衰减器对与紧邻根据图3的一个示例性实施例的翼型件的后缘和噪声衰减器的流体流相关联的湍流动能场的影响；

图6示出了噪声衰减器对与根据图3的一个示例性实施例的翼型件的噪声衰减器的下游的区域中的流体流相关联的湍流动能场的影响；

图7示出了翼型件的后缘的下游的流体流的尾流结构的时间尺度；

图8示出了噪声衰减器对根据图3的一个示例性实施例的翼型件的后缘的下游的流体流的尾流结构的时间尺度的影响；

图9是示出了传统的翼型件上的压力分布和根据图3的一个示例性实施例的翼型件上的压力分布的比较关系的曲线图。

图10是根据本发明的一个示例性实施例的包括后缘和具有多个线材的噪声衰减器的翼型件的图示；以及

图11是根据本发明的一个示例性实施例的包括后缘和带有具有菱形截面的金属线材的噪声衰减器的翼型件的图示。

部件列表：

10传统的翼型件

12区域

14后缘

16区域

18风力涡轮机

20翼型件

22毂

24主要部分

26噪声衰减器

28部分

30连接器

32前缘

34后缘

36高压侧

38低压侧

39后缘厚度

40预定间隔

42预定间隔

43弦长

44区域

46区域

48区域

50尾流结构

52区域

54尾流结构

56区域

58曲线

60曲线

62翼型件

64主要部分

66后缘

68噪声衰减器

70预定距离

72连接器

74后缘厚度

76弦长

78弦长

80预定间隔

82翼型件

84主要部分

86噪声衰减器

88后缘

90弦长

92后缘厚度

94连接器

具体实施方式

如下面详细地论述的那样，本发明的实施例为翼型件。在一些实施例中，翼型件包括部署在风力涡轮机或航空器上的叶片。在其它实施例中，翼型件包括部署在航空器上的机翼。但是本发明可以许多不同的形式来体现，而不应当被看作限于本文中阐述的实施例；相反，提供这些实施例来使得本公开将为完整和完全的，并且将把本发明的范围完整地传达给本领域技术人员。

图1示出了传统的翼型件10的截面，以及表示与在传统的翼型件10的后缘14的下游且紧邻该后缘14的区域12中的湍流涡旋相关联的湍流动能的湍流动能场。在传统的翼型件10的运行期间，在风力涡轮机叶片的情况下，流体(例如空气)流过传统的翼型件10且使传统的翼型件10旋转。该流在后缘14的附近的区域12中大体为湍流式的，并且包括各种大小和强度的随机定向的多组湍流涡旋。流体流中的湍流涡旋与湍流动能相关联，湍流动能取决于与湍流涡旋相关联的三维速度分量。在传统的翼型件10的运行期间，湍流涡旋与后缘14的相互作用会产生噪声。

不可压缩的流的k-ω模型中的湍流动能(k)的方程式由：

\frac{&PartialD; k}{&PartialD; t} + U_{j} \frac{&PartialD; k}{&PartialD; x_{j}} = τ_{ij} \frac{&PartialD; U_{i}}{&PartialD; x_{j}} - β^{*} kω + \frac{&PartialD;}{&PartialD; x_{j}} [(v + σ^{*} v_{T}) \frac{&PartialD; k}{&PartialD; x_{j}}]

给出，

其中，k为由式子0.5^*<u_iu_i>给出的湍流动能。在上面的方程式中的项

表示湍流动能的产生量，其中，τ_ij为雷诺应力张量，而

为平均流场的梯度。对雷诺应力张量和平均流中的应变率之间的关系使用Boussinesq模型，湍流动能的产生量

可写作：

τ_{ij} \frac{&PartialD; U_{i}}{&PartialD; x_{j}} = \frac{k}{ω} S_{ij} S_{ij},

其中，S_ij为应力张量。研究已经显示Boussinesq模型会对流的某些区域中的湍流动能的值预测过高(overpredict)。

已经发展出若干策略来限制湍流动能的这个过度产生。用于估计湍流动能的产生量的另一个模型由：

τ_{ij} \frac{&PartialD; U_{i}}{&PartialD; x_{j}} = \frac{k}{ω} Ω_{ij} Ω_{ij}

or

\frac{k}{ω} S_{ij} Ω_{ij}

给出，

其中，Ω_ij为应力张量的旋涡部分。根据此模型，应力张量的旋涡部分会导致湍流动能的产生。减小应变率的旋涡部分将导致湍流动能的减小。应当注意，上面的模型仅为示例性而不限制本发明。存在各种其它模型且可使用各种其它模型来描述湍流动能的产生的现象。

图2示出了表示与传统的翼型件10的后缘14的下游的区域16中的湍流涡旋相关联的湍流动能的湍流动能场。区域16包括包含多组湍流涡旋的流体流。区域16中的湍流动能的产生主要取决于应力张量的旋涡部分，如结合图1所论述的那样。

参照图1和2两者，区域16处于区域12的下游更远处。与区域12和16中的湍流涡旋相关联的湍流动能越大，传统的翼型件10的运行期间产生的噪声就越大。此外，多组大涡旋与低频噪声相关联，而多组小涡旋与高频噪声相关联。涡旋大小的分布、涡旋对散射表面(例如翼型件)的靠近程度和人耳对噪声的响应确定了所感觉到的噪声水平。

图3示出了部署了根据本发明的一个示例性实施例的多个翼型件20的风力涡轮机18。因为风力涡轮机的运行包括旋转翼型件20，所以翼型件20也可称为叶片20。但是应当注意，本发明还可应用于各种其它类型的翼型件，例如航空器的机翼，而不限于叶片。翼型件20联接到风力涡轮机18的毂22上。越过翼型件20的空气流使翼型件20旋转。应当注意，风力涡轮机18的实施例是示例性的，并且翼型件20可部署在其它应用中，例如航空器，其中，使用航空器发动机的动力来旋转翼型件20，并且该旋转使流体流过翼型件20。翼型件20包括主要部分24和设置在主要部分24的附近的噪声衰减器26。噪声衰减器26构造成减少翼型件20的运行期间产生的噪声。结合后面的图来详细地论述噪声衰减器26的细节。

图4示出了根据图3的一个示例性实施例的翼型件20。翼型件20包括主要部分24和设置在主要部分24的附近的噪声衰减器26。翼型件20通过部分28联接到毂22(图3中示出)上。噪声衰减器26通过多个连接器30联接到主要部分24上。翼型件20的主要部分24包括前缘32、后缘34、高压侧36和低压侧38。前缘32和后缘34由高压侧36和低压侧38的交接部形成。后缘34与后缘厚度39相关联。具体而言，噪声衰减器26通过多个连接器30联接到主要部分24的后缘34上，并且设置在后缘34的下游。在一个具体实施例中，噪声衰减器26相对于后缘34而固定。应当理解，图4中的多个连接器30的例示仅是示例性的，并且可使用各种其它机构来将噪声衰减器26联接到主要部分24上。

主要部分24的长度和形状大体取决于翼型件20的应用。应当注意，图4中所示出的主要部分24的形状仅是一个示例性实施例且未按比例绘制。另外，本发明不限于图4中所示出的主要部分24的特定长度和形状。在一个示例性实施例中，主要部分24的长度L为大约5米。在一些实施例中，L可处于约0.5米至约130米的范围中。作为一个实例，风力涡轮机18中所使用的主要部分24的形状和长度可不同于航空器发动机上所使用的主要部分24的形状和长度。另外，图4中示出的翼型件20为叶片，因为翼型件20的运行包括翼型件20的旋转。在一些实施例中，翼型件20可部署在航空器上而作为机翼。

在一个示例性实施例中，噪声衰减器26设置成在等于后缘厚度39的大约两倍的预定间隔40处大致平行于后缘34。在一个实施例中，该预定间隔可处于后缘厚度39的0.5倍至5倍的范围中。在一个示例性实施例中，预定间隔40在后缘34的整个长度上是均匀的。在其它实施例中，预定间隔40在后缘34的整个长度上是不均匀的，即，预定间隔40不同于预定间隔42。在图4中示出的示例性实施例中，噪声衰减器26为具有圆形截面的金属线材。在一些实施例中，噪声衰减器26为具有刚性结构的杆。应当注意，噪声衰减器26的材料和材料的结构刚度不是对本发明的限制。噪声衰减器26具有弦长43，在圆形噪声衰减器26的情况下，弦长43等于金属衰减器26的直径。在一个具体实施例中，噪声衰减器26的弦长43处于后缘厚度39的约0.5倍至约5倍的范围中。

在翼型件20的运行期间，越过翼型件20的流体流始于前缘32的附近的区域44中。当流体流过主要部分24时，会在主要部分24上面形成边界层。大体上，边界层在前缘32的附近为层流式的，并且在翼型件20的高压侧36/低压侧38上面过渡成湍流状态。在紧邻后缘34且在后缘34的下游的区域中，流体流会形成尾流。尾流中的湍流流体流包括不同的大小和强度的随机定向的多组湍流涡旋。流体流中的湍流涡旋与湍流动能相关联，湍流动能取决于与湍流涡旋相关联的三维速度分量。

在翼型件20的运行期间，湍流涡旋与后缘34的相互作用会产生噪声。噪声衰减器26通过减小与湍流涡旋相关联的湍流动能以及通过破坏后缘34的下游的尾流结构来减少所产生的噪声，如在后面的图中所论述的那样。

根据图3的一个示例性实施例，图5示出了噪声衰减器26对表示与紧邻后缘34和噪声衰减器26的区域46中的流体流中的湍流涡旋相关联的湍流动能的湍流动能场的影响。该图示出了翼型件20(图4中示出)的截面，包括主要部分24、后缘34和紧邻后缘34和噪声衰减器26的区域46。区域46类似于图1中示出的区域12。区域46包括各种大小和强度的且与湍流动能相关联的随机定向的多组湍流涡旋。噪声衰减器26包括图3的实施例中示出的金属线材。区域46中的湍流动能的产生量由结合图1所论述的式子给出。噪声衰减器26的存在导致紧邻后缘34且还紧邻噪声衰减器26的旋涡应变率的减小。在噪声衰减器26的上游和下游两者减小旋涡应变率。由于应变率的减小的原因，减小了湍流动能的强度。因而与区域46中的湍流涡旋相关联的湍流动能低于与区域12中的湍流涡旋相关联的湍流动能。

图6示出了根据图3的一个示例性实施例的噪声衰减器26对表示与位于噪声衰减器26的下游的区域48中的湍流涡旋相关联的湍流动能的湍流动能场的影响。参照图2、5和6，区域48处于区域46的下游且类似于区域16。再次参照图6，噪声衰减器26包括图3的实施例中示出的金属线材。噪声衰减器26会减小区域48中的旋涡应变率。旋涡应变率的减小会导致区域48中的湍流动能的减小。因此，与区域48中的湍流涡旋相关联的湍流动能低于与区域16(图2中示出)中的湍流涡旋相关联的湍流动能。

因为与区域12、16(图1、2)相比，区域46、48(图5、6)与更低的湍流动能相关联，所以翼型件20比传统的翼型件10产生更少噪声。

图7示出了传统的翼型件10的后缘14的下游的区域52(类似于图1中示出的区域12)中的尾流结构50的涡旋大小或-等同地-时间尺度(timescale)。尾流结构50包括多组湍流涡旋。传统的翼型件10的运行期间产生的噪声与尾流结构50中的湍流涡旋的大小或-同等地-时间尺度的分布成比例。

图8示出了根据图3中示出的一个示例性实施例的噪声衰减器26对后缘34的下游的区域56中的尾流结构54的涡旋大小或-等同地-时间尺度的影响。该图示出了图4中示出的翼型件20的区段。尾流结构的时间尺度表示涡旋在消散之前存在的时间段。大体上，大湍流涡旋会存在较长的时间段，并且因此与较长的时间尺度相关联，关于较小的湍流涡旋是相反的情况。区域56类似于图7中示出的区域52。噪声衰减器26包括图3的实施例中示出的金属线材。噪声衰减器26的存在破坏了湍流涡旋，从而导致破坏了尾流结构54。多组大的湍流涡旋破碎成多组小涡旋。换句话说，减小了多组湍流涡旋的存在的时间尺度。时间尺度的减小意味着从湍流涡旋中获得的声能的频率增大了且该频率移动到人耳非常低效地感觉(即难以感觉)的更高的频率。此外，与低频噪声相比，高频噪声会随着距离而快速地衰减。整体结果是翼型件20的运行的附近的噪声水平的降低。

图9是示出了翼型件20上的压力分布和传统的翼型件10上的压力分布的比较关系的曲线图。该曲线图呈现了压力系数(C_p)(在Y轴上表示)的关于x/c(在X轴上表示)的变化，其中，C_p描述了流场中的相对压力，c为翼型件20和传统的翼型件10的弦长。参照图4和9两者，x为从翼型件20的前缘32起测量到的可变弦长。x/c在前缘32处等于零，而在后缘34处等于一。类似地，在传统的翼型件中，x为从传统的翼型件10的前缘(未显示)起测量到的可变弦长。该曲线图包括翼型件20上的压力系数的曲线58和传统的翼型件10上的压力系数的曲线60。该曲线图示出了曲线58和60交迭在彼此上，并且因此示出了翼型件20的空气动力学性能与传统的翼型件10的空气动力学性能相同。噪声衰减器26的存在因此不会对翼型件20的空气动力学性能有不利影响。

图10示出了根据本发明的一个示例性实施例的翼型件62的截面。翼型件62包括主要部分64、后缘66和噪声衰减器68。噪声衰减器68包括具有圆形截面的、设置成大致平行于后缘66且紧邻后缘66的两个金属线材。该两个金属线材通过预定距离70而彼此分开，并且通过多个连接器72来联接到后缘66上且联接到彼此上。主要部分64类似于图4中示出的主要部分24。在一个实施例中，预定距离70等于后缘厚度74的两倍。根据一个实施例，预定距离70在后缘66的整个长度上为均匀的。根据另一个实施例，预定距离70在后缘66的整个长度上可有所变化。在一些实施例中，预定距离70处于后缘厚度74的约0.5倍至约5倍的范围中。

噪声衰减器68的金属线材中的各个与弦长76相关联，在圆形金属线材的情况下，弦长76等于金属线材的直径。在多个金属线材的情况下，噪声衰减器68的弦长78为噪声衰减器68的沿着流体流的跨度。在一个具体实施例中，弦长78处于后缘厚度74的约0.5倍至约5倍的范围中。在一个示例性实施例中，噪声衰减器68通过预定间隔80来与后缘66分开。在一个实施例中，预定间隔80可处于后缘厚度74的0.5倍至5倍的范围中。在一个示例性实施例中，预定间隔80在后缘66的整个长度上为均匀的。在其它实施例中，预定间隔80在后缘66的整个长度上为不均匀的。

应当理解，图4和10中提供的实施例仅是示例性的。还设想了噪声衰减器26和68以外的噪声衰减器。在将噪声衰减器设置在后缘的附近方面，许多变型是可行的。例如，噪声衰减器26、68和相应的后缘34、66之间的距离在后缘的整个长度上可有所不同。类似地，在一些实施例中，还设想了金属线材以外的其它类型的噪声衰减器。在一些实施例中，噪声衰减器26、68设置成紧邻后缘的仅一部分而非在后缘的整个长度上紧邻后缘。大体上，确定了噪声衰减器26、68与后缘34、66的距离、后缘34、66的其中设置了噪声衰减器26、68的部分，以及置于后缘34、66的附近的噪声衰减器26、68的金属线材的数量，以确保最大的噪声减少。

另外，应当注意，图4和10中示出的实施例是示例性的，而本发明不受噪声衰减器26、68中使用的金属线材的数量、金属线材的截面、金属线材与后缘的距离或金属线材之间的距离所限制。金属线材之间的距离或金属线材与后缘66之间的距离在后缘66的整个长度上可为不均匀的。

图11示出了根据本发明的一个示例性实施例的翼型件82的截面。该图示出了主要部分84和设置成紧邻后缘88的噪声衰减器86。如图11中所示出，噪声衰减器86为具有菱形截面的金属线材。在一个具体实施例中，噪声衰减器86的弦长90等于后缘厚度92。噪声衰减器86通过多个连接器94(仅显示了一个连接器，图11提供了截面图)联接到后缘88上。主要部分84类似于图4中所示出的主要部分24。应当注意，本发明不限于图4、10、11中所示出的噪声衰减器的截面。如对于本领域技术人员将为显而易见的那样，噪声衰减器的截面的许多变型是可行的。另外，噪声衰减器的截面在后缘的整个长度上可为不均匀的。

本发明的实施例描述了包括可与某种程度的柔性相关联的一个或多个金属线材的噪声衰减器20、68、86。但是应当注意，还设想了部署刚性结构(例如杆)来作为噪声衰减器20、68、86。如上面的实施例中所论述的那样，杆可具有圆形截面或可在后缘的整个长度上有所不同的任何其它截面。杆可设置成紧邻后缘的整个长度或可设置成紧邻后缘的仅一部分。另外，可使用金属以外的材料(例如玻璃纤维)来构造噪声衰减器20、68、86。大体上，噪声衰减器26、68、86的材料或刚度以及将噪声衰减器26、68、86附连到后缘上的附连机构(如图中所示)是示例性的而都不限于图中的例示。

虽然在本文中已经示出和描述了本发明的仅某些特征，但是本领域技术人员将想到许多修改和改变。因此应当理解，所附权利要求意图覆盖落在本发明的真实精神内的所有这样的修改和改变。

Claims

1.一种翼型件，包括：

包括前缘和后缘的主要部分；以及

联接到所述主要部分上且设置成紧邻所述后缘的至少一部分的噪声衰减器，其中，所述噪声衰减器具有处于后缘厚度的约0.5倍至约5倍的范围中的弦长；

其中，所述噪声衰减器与所述后缘的所述部分分开预定间隔，并且所述噪声衰减器相对于所述后缘而固定。

2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述噪声衰减器包括线材。

3.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，所述线材具有圆形截面。

4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述预定间隔包括不均匀的间隔。

5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述噪声衰减器联接到所述主要部分的所述后缘上。

6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述噪声衰减器构造成破坏越过所述翼型件的流体流的湍流涡旋。

7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括叶片。

8.一种方法，包括：

响应于越过翼型件的流体流而旋转所述翼型件；

使用设置成紧邻所述翼型件的主要部分的后缘的噪声衰减器来破坏所述流体流的湍流涡旋；以及

使用所述噪声衰减器来减小与所述流体流相关联的湍流动能。

9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，破坏湍流涡旋的步骤包括减小湍流涡旋的存在的时间尺度。

10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，减小时间尺度的步骤包括提高从所述湍流涡旋中获得的能量的频率水平。