CN102893009A - 降低飞机推进发动机喷流所排放噪声的装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种排气喷管，其用于飞机推进发动机，包括至少一个带有所谓人字形构件的后缘的下游部件，由沿喷管周围分布的人字形构件(40)构成，每个人字形构件在上游横向平面(43)和下游横向平面之间向下游延伸，自由边缘朝向两个汇合下游方向并形成所述后缘，人字形构件在喷管排放的喷流边界处产生旋涡，喷管的特征在于，其包括可喷射辅助喷气流(A1)的装置(50)，所述辅助喷气流在人字形构件所述自由边缘(41，42)的上游喷射，这样，就可在人字形构件所述上游平面(43)的上游排出，从而在人字形构件自由边缘的上游产生所述旋涡。

Description

降低飞机推进发动机喷流所排放噪声的装置

技术领域

本发明涉及飞机推进领域，并涉及到降低推进发动机喷流所排放噪声的装置，特别是装有这种装置的涡轮喷气发动机。

背景技术

噪声污染目前是机动车辆和飞机制造企业研究的重要领域，他们将降低包括推进发动机---特别是涡轮喷气发动机---噪声在内的令人讨厌的噪音看做是其主要的目标之一。

涡轮喷气发动机通常是一种多流路装置，所述装置带有构成燃气发生器的发动机部件所排放的热的中央主气流，和至少一种与主气流同心的冷气流，后者又称之为副气流。燃气发生器包括驱动风扇的燃气涡轮发动机，空气通过风扇被直接压缩并导入所谓的与主气流通道同心的副气流通道内。这些气流在经由单个喷管喷入大气或经由同心喷管分别喷出之前在燃气发生器的正下游予以混合。

虽然噪声源很强而且很多，但在发动机以最大功率工作的飞机起飞阶段，喷流噪声总是占主导地位。这种噪声是由于高扰动和气流混合区域内所产生的剪切层造成的，气流混合区域具有不同的物理特性，诸如主气流和副气流之间或副气流和周围大气之间。这种噪声为宽带噪声，特别是，其强度会随着喷流的速度而增加。喷流噪声在现代飞机上通过增加稀释比而大大降低，稀释比是冷气流和热气流之间的比例。然而，该噪声依然需要进一步降低。

目前，为降低噪声所采用的其中一种手段就是使用称之为人字形构件(chevron)的装置，在单独流路发动机中，这种人字形构件安装在发动机主气流喷管上。虽然在起飞和巡航时对发动机性能具有不利影响，但这种方案因为其可衰减喷气噪声而被采用。

本发明的目的是生产可提高噪声衰减装置效能的装置，所述噪声衰减装置由人字形构件组成，不会影响发动机的性能。

此外，人们已知其它一些通过加速噪声与周围介质混合的方式来衰减由高速燃气喷流所致的噪声的装置。这些装置都是产生辅助喷流，其与主喷流是分开的，并沿其周围分布。辅助喷流沿下游方向流动，而下游方向相对于主喷流的纵轴为倾斜的，可能带有切向分量。专利FR 1 195 859中已经介绍了这种原理，SNECMA的专利FR 1 542 668介绍了有关通风喷管的另外一种实施方式。

专利EP 1 580 418介绍了用于燃气涡轮发动机喷管的噪声衰减装置，所述发动机在下游边缘装有人字形构件，包括多个方位布置管与之连接的总管。所述管子与人字形构件相连，在其后缘下游排出气体。当这些管子经由总管输入气流时，空气或另一种气体就会直接喷入每个人字形构件下游所产生的漩涡中。该空气通过向漩涡中心注入能量可使其减弱过程推迟。在§21中提到，压缩空气的小量喷流会喷入漩涡而与之相互作用，从而一方面可提高涡旋核心和副气流之间的混合，而另一方面则会提高副气流和环境空气之间的混合。于是，旋涡的弱化被推迟了，而旋涡则会在喷管后缘下游的很大距离上始终保持其内聚性，从而达到降低喷流噪声的目的。

发明内容

本发明的目的是进一步降低排气喷管中的喷流噪声，所述喷管沿其下游边缘周围装有人字形构件，术语“下游”和“上游”系指燃气喷流的方向。

为此，本发明涉及排气喷管，特别是飞机推进装置，所述喷管包括至少一个下游部件，其带有所谓的人字形后缘，由沿喷管周围分布的人字形构件组成。每个人字形构件在上游横向平面和下游横向平面之间向下游延伸，自由边缘朝向两个汇合下游方向，形成所述后缘，所述人字形构件在喷管排放的喷流的边界处产生旋涡。根据本发明，喷管的特征在于，其包括了喷射辅助喷气流的装置，所述装置位于所述人字形构件所述自由边缘的上游，并在人字形构件所述上游平面的上游排出气体，这些装置可喷射辅助燃气流，从而能够在自由边缘上游产生所述旋涡。

为此，与专利EP 1 550 418相比，在形成旋涡的上游采取措施。在人字形构件上游喷射空气，这样，可在喷射平面之前产生旋涡，从而提高了剪切层的混合。该方案具有两个好处，其能够改善混合组织并可降低低频，同时，可利用辅助喷流或微喷流的优点，在高频时造成的不利影响低于人字形构件单独所产生的影响。

此外，与专利EP 1 550 418的教导相关，构成辅助喷气流的空气输送管可以置放在喷管的厚度内；喷管的喷射不会一直延伸到人字形构件，人字形构件的总体尺寸(即气动力损失的来源)则不会增加。

由于辅助喷流喷射装置在人字形构件所述上游平面的上游排放，涡旋会更有效地产生。更具体地来讲，因采用带有轴向对称平面的人字形构件，辅助喷流喷气装置可在所述对称平面的任一侧排放气流。

为了优化辅助喷流的效果，后者可能带有一个或多个如下特性：

辅助喷流朝向沿喷管轴线方向，与所述轴线的夹角在10到50°之间。

辅助喷流的方向带有切向分量。

沿喷管周围分布的辅助喷流都具有相同方向或不同方向。更具体地来说，与每个人字形构件相连的辅助喷流都具有不同的方向。

人字形构件都呈大体三角形或梯形形状。

本发明特别涉及到多路式涡轮喷气发动机，所述发动机包括至少一个排气喷管，所述喷管带有至少其中一项上述特性。这个喷管可以是主气流喷管、副气流喷管或二者兼有。在混合流路式涡轮喷气发动机的情况下，本发明还应用于气流混合器。

附图说明

通过阅读如下参照附图给出的说明，本发明的其它特性和优点会显现出来，附图如下：

图1示出了本发明所适用的双路式涡轮喷气发动机，所示为轴向截面；

图2示出了翼下安装式涡轮喷气发动机的排气喷管，包括本发明的装置，所示为四分之三后视图；

图3详细示出了人字形构件，本发明的排放辅助气体的装置与之相连。

具体实施方式

图1所示涡轮喷气发动机1为双路式和双体式，围绕轴线X-X′对称的旋转体，采用独立的气流排放。按照已知方式，这种涡轮喷气发动机1在作为其各个部件机匣的短舱2内装有进气口3，入口气流F穿过该进气口，然后流过输入风扇4。该气流F然后经由中间机匣5分成主气流FP和副气流FS，中间机匣的端部构成分离器头部。

在本发明说明的其余部分中，术语“上游”和“下游”系指在涡轮喷气发动机1内气流流动方向上沿纵轴X-X′的轴向位置。

副气流FS流过同步级，然后经由冷或副气流喷管20而在涡轮喷气发动机的下游排出。主气流FP接连流过低压压缩级6、高压压缩级7、燃烧室8、高压涡轮级9和低压涡轮级10，最后经由主气流喷管30而排出涡轮喷气发动机。

这种涡轮喷气发动机的短舱2为环形，围绕纵轴X-X′同轴布置。短舱可输送涡轮喷气发动机所产生的气流，形成内外气动力气流流动线路。

进气口3轴线与涡轮机1的旋转轴线X-X′重合，进气口包括进气道11和进气道锥体12。后者可围绕轴线X-X′实现总通量F的气动力导向和分布。

主气流喷管30与排气道锥体31一起形成环形空间，主气流FP经由该空间排出。

副气流喷管20与主气流导流罩一起形成环形空间，副气流FS经由该空间排出。

在图2所示示例中，悬挂发动机的外挂架P穿过这些环形空间。

众所周知，在一个或两个喷管边缘的下游，采用三角形或梯形板形式来布置构件可降低喷流噪声，此处所示图2实施例中为两个喷管。称之为人字形构件的这些部件40，在其最宽处固定到喷管上，并在与喷管排放截面一致的上游平面和下游平面之间延伸；人字形构件与发动机纵轴XX之间的夹角优选为非零角。此处，所有的人字形构件都为相同形状和相同尺寸，但同样，它们也可沿喷管周围采用不同形状和尺寸。人字形构件的自由边缘朝向上游平面和下游平面之间的收敛方向。人字形构件为平直的或包括弯曲部分。因此，后缘的形状通常沿喷管周围为锯齿形。这种布置有利于主气流和副气流之间以及副气流和周围空气之间的剪切层内漩涡的产生。

根据本发明，通过在人字形构件自由边缘41和42的上游产生漩涡可提高人字形构件的效能。

在人字形构件自由边缘41和42的上游，更确切地说，是在上游平面43的上游，经由喷射辅助喷流装置50内所包括的装置，将辅助气流喷入主喷流或副喷流，便可获得如上所述的这种结果。图3示出了人字形构件40。在该示例中，其呈三角形并经由其位于上游平面43的边缘刚性连接到副喷管20上。从轴线XX可以看出，喷管20的内表面上设有两个孔51和52，排气管53和54经由这两个孔来提供来自总管55的空气或燃烧气体。在图2中可以看到沿副气流导流罩布置的一部分管路。来自总管55的输送空气由阀门56控制。两个孔51和52位于上游平面43的上游，当喷流噪声衰减器工作时，两个孔可输送辅助喷流A1。在所示实施例中，喷流朝向主喷流的轴线，两个喷流均沿边缘方向。优选地，以可能等于人字形构件倾斜角的角度，喷流沿发动机轴线方向倾斜，这些喷流与所述人字形构件相关。在另一个实施例中，喷流方向不同；例如，它们可以是叉开的。其间隔和直径都是要考虑的参数。同样情况也适用于副气流的气动力参数，诸如压力、温度和流量。

图3示出了人字形构件两个辅助喷流形成用的两个孔，但是，提供不同数量辅助喷流和不同于的布置形式也都在本发明的范围内。

在飞机起飞阶段启动喷气噪声衰减器时，阀门56动作，在燃气发生器的水平上，在总管和气源之间建立联系。

来自孔51和52的辅助喷流产生漩涡，这些旋涡因为其所处的位置而在流过人字形构件自由边缘41和42时得到增强。

在人字形构件下游以这样方式建立的对转旋涡能量较大，使得气流混合得到改善，降低了低频辐射。

Claims (6)

1.一种排气喷管，其用于飞机推进发动机，包括至少一个带有所谓人字形构件的后缘的下游部件，由沿喷管周围分布的人字形构件(40)构成，带有自由边缘的每个人字形构件在上游横向平面(43)和下游横向平面之间向下游延伸，自由边缘朝向两个汇合下游方向并形成所述后缘，人字形构件在喷管排放的喷流边界处产生旋涡，其特征在于，其包括可喷射辅助喷气流(A1)的装置(50)，所述辅助喷气流在人字形构件所述自由边缘(41，42)的上游喷射，这样，就可在人字形构件所述上游平面(43)的上游排出，从而在人字形构件自由边缘的上游产生所述旋涡。

2.根据权利要求1所述的喷管，人字形构件(40)具有轴向对称平面，辅助喷气流喷射装置布置成在所述对称平面的任一侧上喷射辅助喷气流。

3.根据前面任一项权利要求所述的喷管，辅助喷气流喷射装置是这样布置的，即以相对于所述轴线的10°和50°之间的角度，沿喷管轴线方向喷射辅助喷气流。

4.根据前面任一项权利要求所述的喷管，包括辅助喷气流喷射装置，其布置成喷射具有切向分量的辅助喷气流。

5.根据前面任一项权利要求所述的喷管，其人字形构件呈大体三角形或梯形形状。

6.一种多路式涡轮喷气发动机，包括至少一个根据前面任一项权利要求所述的排气喷管。

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