CN106672259B - 一种实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙，其目的在于将试车时产生的高温高速气流导向空中和吸收试车产生的高分贝噪音。该屏障墙包括顶盖、前导流板、格栅板、吸声体、滚轮、后导流板、支撑立柱。屏障墙安装时围成一“U”型，试车时将飞机推进该屏障墙内，头部朝外，尾部距离屏障墙一定距离。飞机产生高温高速气流和高分贝噪音，一部分经前导流板导向上空；大部分经工作区小孔进入吸声体内，在流经吸声体内类似迷宫的阻尼流道时，其能量被逐渐阻尼和消耗掉，同时有大量的空气通过引流区的矩形孔进入屏障墙底部，在导流格栅的作用下，因虹吸作用被快速吸入导流格栅中并顶起顶盖导向上空。该屏障墙主要用于机场试车中导流和吸噪。
Description
技术领域
本发明属于机场设施领域，尤其涉及一种一种实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙，用于飞机试车时有效吸收飞机尾气产生的噪音以及将高速高温尾气向高空导流，以尽量减少飞机试车对周围环境的不利影响。
背景技术
随着科技的发展和我国经济水平的提高，国民消费水平也在不断提升，飞机已成为一种常用的交通工具。飞机带给人们一种舒适而便捷出行的同时也存在一些问题。作为飞机动力装置的发动机在维修试车或者新飞机试车时尾喷口会产生高速高温气流和高达120dB至150dB的尾气噪声从而严重影响机场工作人员和附近居民的身心健康以及周边行驶车辆的安全。
为降低飞机试车时带来的不利影响，目前主要采取以下措施：(1)为了避免高分贝噪声对附近居民的影响，将飞机场和试车坪建在远离居民区的空旷偏僻区域，以减少对居民和机场内部工作人员及乘客的影响。但随着我国经济和航运事业的快速发展，机场建设的数量和规模会不断扩张，这对空旷区域机场的选择带来诸多不便；(2)噪音隔离厅试车方式，这是一种顶盖完全封闭的试车大厅。试车时将飞机推进噪音隔离厅后将大门关闭，从而降低噪音和减少高速高温气流对周围人员的影响。但对于大型飞机，这种噪音隔离厅试车方式会带来高额的建设成本和顶盖支撑问题；(3)针对上述问题，专利CN 101061035A提出了一种噪音隔离装置，该装置类似于上面提到的噪音隔离厅，它只是在飞机的前部有顶盖，后部无顶盖，这样避免了因螺旋桨太高造成顶盖的支撑问题，但由于不同厂商、不同机型和机种的飞机发动机安装位置是不同的，有的安转在尾部，有的安装在机翼下，还有的安装在机身上部或下部，也有的安装在机身两侧，所以该噪音隔离厅只适用于部分飞机试车。为此，为了解决飞机在试车时产生的高温高速气流和高分贝噪音问题，本发明提出了一种实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙。该屏障墙通过两种方式实现，一种是通过前导流板直接将气流导向空中，另一种为气流进入屏障墙内，利用虹吸原理通过屏障墙内的上下压差，将气流导向空中。噪音随气流经工作区的小孔进入屏障墙内，通过吸声体将其吸收，具有导流和吸噪的功能。
发明内容
发明的要解决的技术问题是，提供一种实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙包括顶盖(1)、导流格栅(2)、导流区(3)、前导流板固定架(4)、前连接梁(5)、工作区(6)、前导流板(7)、引流区(8)、第一固定板(9)、第三固定板(10)、导轨(11)、滚轮(12)、吸声体固定框架(13)、吸声体(14)、后导流板下侧(15)、第二固定板(16)、支撑立柱(17)、后连接梁(18)、吸声体固定框架盖(19)、后导流板上侧(20)、后导流板(21)、合页(22)；其中，该屏障墙从迎风面至背风面依次是前导流板(7)、导流格栅(2)和吸声装置、后导流板(21)、背部支撑立柱(17)；前导流板(7)成曲面形状，该曲面是通过在FloEFD软件里建立飞机尾喷气流场模型，采用标准格式离散方程和SIMPLE算法来求解压力与速度的耦合所确定的能够较好导流的曲面，在竖直方向上主要分为三个区：导流区(3)、工作区(6)、引流区(8)；导流区(3)由若干不锈钢板拼接而成，工作区(6)由若干不锈钢小孔板拼接而成，引流区(8)是由若干不锈钢矩形孔板拼接而成；导流区(3)、工作区(6)、引流区(8)各拼接单元锚固连接于前导流板固定架(4)，前导流板固定架(4)结构为特殊工字钢，前导流板固定架(4)之间由前连接梁(5)通过螺栓连接加以固定，前导流板固定架(4)底部与第一固定板(9)相接，通过化学锚栓固定于地面；吸声装置由吸声体固定框架(13)、吸声体(14)、吸声体固定框架盖(19)、吸声体框架底部的滚轮(12)及后导流板下侧(15)组成；吸声体(14)安装在吸声体固定框架(13)内，并且顶部由吸声体固定框架盖(19)通过螺栓连接固定；吸声体固定框架盖(19)上侧为具有耐高温耐腐蚀材料的等间距导流格栅(2)安装于前导流板(7)和后导流板(21)之间；后导流板(21)由后导流板上侧(20)和后导流板下侧(15)组成，便于拆卸；支撑立柱(17)是由三根立柱组成，其顶端分别与第四固定板(30)相接，通过螺栓连接固定于后导流板(21)靠近顶部、腰部、靠近底部位置，构成五个三角形稳定支撑，立柱底端与第二固定板(16)相接，通过化学锚栓固定于地面；该屏障墙顶部的顶盖(1)一侧通过合页(22)由螺栓连接固定于后导流板(21)靠近顶部位置。
作为优选，吸声体(14)为一种具有吸声功能且不阻挡气流流通的长方体部件，是由耐高温耐腐蚀且具有一定声阻尼材料制成，内部结构呈丝网状、蜂窝状、泡沫状等，吸声体(14)内部空洞相互连通，形成类似迷宫的阻尼流道，以达到吸收声能的目的。
作为优选，工作区(5)的不锈钢板上密布按一定规律排列的对声音和气流具有阻尼作用的阵列孔，所述阵列孔为圆孔或方孔或三角孔，工作区(5)的不锈钢小孔板为矩形阵列小孔板(23)或圆形阵列小孔板(24)或从中心到边缘由密到疏的小孔板(25)，引流区(8)是一带有矩形孔的不锈钢板单元拼接而成。
作为优选，前导流板固定架(4)背部设有柱套(26)，与吸声体固定框架(13)和导流格栅(2)一侧的小圆柱(28)配合，在前导流板固定架(4)两侧设有连接耳(27)，由前连接梁(5)通过螺栓连接固定相邻前导流板固定架(4)，前导流板固定架(4)底部与第一固定板(9)相接，第一固定板(9)通过化学锚栓固定于地面。
作为优选，合页(22)为90°合页，顶盖(1)可以在0～90°范围内翻转，未试车时顶盖(1)在自重作用下是合上的，当试车时高速气流将顶盖(1)顶起，试车完毕顶盖(1)在自身重力作用下自动合上。
作为优选，背部支撑立柱(17)是由三根立柱铰接或焊接在一起，其底部与第二固定板(16)连接(铰接、焊接)，每根立柱的端部均与一个第四固定板(30)连接(铰接、焊接)，使其与后导流板(21)形成五个三角形的稳定支撑，在支撑立柱(17)背部三根立柱相交处设有一对连接耳(29)，各支撑立柱(17)之间均通过后连接梁(18)与连接耳(29)螺栓连接，从而增加其强度。
作为优选，吸声体固定框架(13)底部两侧分别安装两排滚轮(12)，导轨(11)固定于地面，吸声体固定框架(13)由底部两侧的滚轮(12)滑入导轨(11)，在吸声体固定框架(13)靠近底部两侧等间距布置有第三固定板(10)通过地脚螺栓将其固定于地面，在吸声体固定框架(13)靠近前导流板一侧有一定间隔的小圆柱(28)，与前导流板固定架(4)的柱套(26)配合，便于安装与拆卸。
作为优选，吸声体(14)在安装时由上述的吸声体固定框架(13)靠近后导流板(21)一侧推入，每两个吸声体(14)为一组，然后用后导流板下侧(15)通过螺栓连接固定于吸声体框架(13)背部，如需更换或清理吸声体只需将要更换的吸声体对应的后导流板下侧(15)拆掉即可更换。
作为优选，导流格栅(2)是由多个耐高温耐腐蚀材料板制成的具有一定尺寸大小和规则排列的栅格，在其靠近前导流板一侧设有一定间隔的小圆柱，与前导流板固定架(4)的相应柱套配合，便于安装与拆卸。
本发明的实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙，其目的在于将试车时产生的高温高速气流导向空中和吸收试车产生的高分贝噪音。该屏障墙包括顶盖、前导流板、格栅板、吸声体、滚轮、后导流板、支撑立柱。屏障墙安装时围成一“U”型，试车时将飞机推进该屏障墙内，头部朝外，尾部距离屏障墙一定距离。飞机产生高温高速气流和高分贝噪音，一部分经前导流板导向上空；大部分经工作区小孔进入吸声体内，在流经吸声体内类似迷宫的阻尼流道时，其能量被逐渐阻尼和消耗掉，同时有大量的空气通过引流区的矩形孔进入屏障墙底部，在导流格栅的作用下，因虹吸作用被快速吸入导流格栅中并顶起顶盖导向上空。该屏障墙主要用于机场试车中导流和吸噪。
有益效果
一种实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙具有以下优点：
1、该屏障墙的噪音吸收主要由工作区的阻尼小孔和吸声体(14)完成，结构简单且吸声效果好。
2、该屏障墙在工作时，飞机喷出的高速高温气流一部分经前导流板(7)上部导向空中，另一部分未被导流的气流经工作区(6)的小孔进入该屏障墙，同时大量的空气通过引流区(8)的矩形孔进入屏障墙底部，由流体力学中的连续性方程和伯努利方程可知屏障墙内存在上下压差，因虹吸作用高温气流被快速导向空中，减少了高速气流对屏障墙冲击。
3、该屏障墙在顶部设有顶盖(1)，通过90°合页(22)将其一边与后导流板(21)螺栓连接固定，未试车时，顶盖(1)闭合，可以防止杂物进入其内，影响其工作效果，试车时，是由气体压力将顶盖(1)顶起，待试车完毕，顶盖(1)在自身重力的作用下自动合上，无需其他动力源，达到了节能环保、防止杂物进入的目的。
4、该屏障墙的吸声体框架(13)底部两侧安装了滚轮(12)，地面上按一定间距安装两条导轨(11)，吸声体固定框架(13)安装时只需将其沿导轨(11)滑入即可，这样使得安装和拆卸维修较为方便。
5、该屏障墙的吸声体(14)安装时从吸声体框架(13)背部推入，然后用后导流板下侧(15)通过螺栓连接加以固定，更换和维修吸声体时只需将所对应的后导流板下侧(15)拆掉即可更换，便于安装与更换。
6、该屏障墙背部由一定间距的支撑立柱(17)支撑，支撑立柱(17)是由三根支撑柱铰接或焊接在一起构成的五个三角形稳定支撑，其端部分别固定于后导流板(21)靠近顶部、腰部、靠近底部位置，底端与第二固定板(16)相接，通过化学锚栓固定于地面，相邻支撑立柱之间通过后连接梁(18)与支撑立柱两侧的连接耳(29)螺栓连接固定，使该屏障墙足以能抵挡飞机喷出的高速气流。
附图说明
图1为本发明的整体结构示意图；
图2为本发明的背部结构示意图；
图3为本发明的格栅板结构示意图；
图4为本发明的前导流板固定架结构示意图；
图5为本发明的导轨结构示意图；
图6为本发明的丝网状吸声体结构示意图；
图7为本发明的蜂窝状吸声体结构示意图；
图8为本发明的泡沫状吸声体结构示意图；
图9为本发明的吸声体固定框架结构示意图；
图10为本发明的吸声体固定框架顶盖结构示意图；
图11为本发明的背部支撑立柱结构示意图；
图12为本发明的矩形阵列小孔板结构示意图；
图13为本发明的圆形阵列小孔板结构示意图；
图14为本发明的从中心到边缘由密到疏规律小孔板结构示意图；
图15为本发明的使用状态示意图；
具体实施方式
下面结合附图，详细说明本发明的具体实施方式。
如图1-14所示，为本发明的一种实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙所有结构示意图。该屏障墙从整体上主要由前导流板(7)、前导流板(7)和后导流板(21)之间结构、后导流板(21)及屏障墙两侧的端部封板、背部支撑结构、顶盖(1)五部分组成。前导流板(7)，为该屏障墙的迎风面成曲面形状，该曲面是通过在FloEFD软件里建立飞机尾喷气流场模型，采用标准格式离散方程和SIMPLE算法来求解压力与速度的耦合所确定的能够较好导流的曲面，主要分为三个不同的区，自上而下依次为：导流区(3)、工作区(6)、引流区(8)，导流区(3)是由若干不锈钢板拼接而成；工作区(5)是由若干不锈钢小孔板拼接而成；引流区(6)是由不锈钢矩形孔板拼接而成。前导流板(7)三个区的各拼接单元均锚固连接于前导流板固定架(4)。前导流板固定架(4)背部的柱套(26)与导流格栅(2)、吸声体固定框架(13)前侧的小圆柱(28)配合，其底部与第一固定板(9)相接，通过化学锚栓固定于地面上。前导流板固定架(4)之间通过前连接梁(5)与其连接耳(27)螺栓连接固定。
前导流板(7)与后导流板(21)之间结构，也是吸噪和导流的主要部分，自上而下依次是：导流格栅(2)、吸声体固定框架盖(19)、吸声体固定框架(13)、吸声体(14)、滚轮(12)、导轨(11)；导流格栅(2)固定于吸声体固定框架盖(19)顶部，吸声体(14)安装时从吸声体固定框架(13)背部推入其内，每两个吸声体(14)为一组，安装在一起，然后用螺栓将后导流板下侧(15)固定于吸声体框架(13)背部。吸声体固定框架(13)的顶部用吸声体固定框架盖(19)通过螺栓固定于其上。吸声体固定框架(13)底部两侧安装两排滚轮(12)，安装时将滚轮(12)滑入固定于地面的两条导轨(11)，便于安装。吸声体固定框架(13)靠近底部两侧有等间距的第三固定板(10)，通过地脚螺栓固定于地面。
后导流板(21)及该屏障墙两侧的端部封板，后导流板(21)由后导流板上侧(20)和后导流板下侧(15)组成，为该屏障墙的背风面，用于封闭该屏障墙，材料为不锈钢板。其中后导流板下侧是由多个不锈钢板组成，每两个吸声体安装在一起，背部对应一个后导流板下侧(15)，便于安装与拆卸更换。在导流墙的两个端部分别通过两个相应形状端部封板使屏障墙两端封闭。
背部支撑结构为支撑立柱(17)和后连接梁(18)，支撑立柱(17)是由三根立柱组成，每根立柱均与一个第四固定板(30)相接(焊接或螺栓连接)，分别用螺栓固定在后导流板(21)靠近顶部、腰部、靠近底部位置。支撑立柱(17)底端与第二固定板(16)相接，通过化学锚栓将其固定于地面上，各支撑立柱之间用后连接梁(18)与支撑立柱两侧的连接耳(29)连接，使屏障墙足以抵挡飞机尾喷口所喷出的高速气流。
顶盖(1)，通过螺栓将90°合页(22)分别固定于顶盖(1)一侧与后导流板(21)靠近顶部位置。未试车时，顶盖(1)是合上的，用于防止灰尘等杂物进入屏障墙内，影响其工作效率和性能。试车时，在气流压力的作用下将顶盖(1)顶起，试车完毕顶盖(1)在自身重力作用下自动合上。
图15所示为该导流和吸噪的屏障墙使用示意图，整体呈“U”字型，是由多个相同的屏障墙组件组成。试车时将飞机推入图15所示的“U”字型屏障墙内，头部朝外，尾部距离屏障墙一定距离。飞机尾喷口喷出的高温高速气流的一部分流向前导流板(7)的上部，在导流板(7)上部导流曲面的引流作用下快速导向空中，实现散热和消噪的目的；大部分未被导流的高速气流与高分贝噪音则流向前导流板(7)的工作区(6)，经工作区(6)上的密布小孔进入屏障墙内，高温高速气流和高分贝噪音在经过工作区(6)上的密布圆孔、方孔、三角孔等小孔时，受到小孔的阻尼作用，达到降速降噪的目的；经过降速降噪后的高温气流与噪音进一步进入具有丝网状、蜂窝状、泡沫状等结构的吸声体(14)内，高速气流和高分贝噪声在流经吸声体(14)内的阻尼流道时，其能量被逐渐阻尼和消耗掉，实现进一步的降速和消噪。此外，流向导流板(7)底部的高速高温气流和高分贝噪声通过引流区(8)的矩形孔进入屏障墙底部的吸声体(14)内，同样在流经阻尼流道时实现降速和消噪。最后，所有流经吸声体(14)的气流在屏障墙内上部导流格栅(2)的作用下，因虹吸作用被快速吸入导流格栅(2)中并顶开顶盖(1)导向上空，以达到导流和降温降噪的目标。
Claims (9)
1.一种实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙，其特征在于，包括顶盖(1)、导流格栅(2)、导流区(3)、前导流板固定架(4)、前连接梁(5)、工作区(6)、前导流板(7)、引流区(8)、第一固定板(9)、第三固定板(10)、导轨(11)、滚轮(12)、吸声体固定框架(13)、吸声体(14)、后导流板下侧(15)、第二固定板(16)、支撑立柱(17)、后连接梁(18)、吸声体固定框架盖(19)、后导流板上侧(20)、后导流板(21)、合页(22)；其中，
所述屏障墙从迎风面至背风面依次是前导流板(7)、导流格栅(2)和吸声装置、后导流板(21)、背部支撑立柱(17)；前导流板(7)成曲面形状，该曲面是通过在FloEFD软件里建立飞机尾喷气流场模型，采用标准格式离散方程和SIMPLE算法来求解压力与速度的耦合所确定的能够较好导流的曲面，在竖直方向上主要分为三个区：导流区(3)、工作区(6)、引流区(8)；导流区(3)由若干不锈钢板拼接而成，工作区(6)由若干不锈钢小孔板拼接而成，引流区(8)是由若干不锈钢矩形孔板拼接而成；导流区(3)、工作区(6)、引流区(8)各拼接单元锚固连接于前导流板固定架(4)，前导流板固定架(4)结构为特殊工字钢，前导流板固定架(4)之间由前连接梁(5)通过螺栓连接加以固定，前导流板固定架(4)底部与第一固定板(9)相接，通过化学锚栓固定于地面；吸声装置由吸声体固定框架(13)、吸声体(14)、吸声体固定框架盖(19)、吸声体框架底部的滚轮(12)及后导流板下侧(15)组成；吸声体(14)安装在吸声体固定框架(13)内，并且顶部由吸声体固定框架盖(19)通过螺栓连接固定；吸声体固定框架盖(19)上侧为具有耐高温耐腐蚀材料的等间距导流格栅(2)安装于前导流板(7)和后导流板(21)之间；后导流板(21)由后导流板上侧(20)和后导流板下侧(15)组成，便于拆卸；支撑立柱(17)是由三根立柱组成，其顶端分别与第四固定板(30)相接，通过螺栓连接固定于后导流板(21)靠近顶部、腰部、靠近底部位置，构成五个三角形稳定支撑，立柱底端与第二固定板(16)相接，通过化学锚栓固定于地面；该屏障墙顶部的顶盖(1)一侧通过合页(22)由螺栓连接固定于后导流板(21)靠近顶部位置。
2.根据权利要求1所述的实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙，其特征在于，吸声体(14)为具有吸声功能且不阻挡气流流通的长方体部件，其由耐高温耐腐蚀且具有一定声阻尼材料制成，内部结构呈丝网状或蜂窝状或泡沫状，吸声体(14)内部空洞相互连通，形成类似迷宫的阻尼流道，以达到吸收声能的目的。
3.根据权利要求1所述的实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙，其特征在于，工作区(6)的不锈钢板上密布按预设规律排列的对声音和气流具有阻尼作用的阵列孔，引流区(8)是一带有矩形孔的不锈钢板单元拼接而成。
4.根据权利要求1所述的实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙，其特征在于，前导流板固定架(4)背部设有柱套(26)，与吸声体固定框架(13)和导流格栅(2)一侧的小圆柱(28)配合，在前导流板固定架(4)两侧设有连接耳(27)，由前连接梁(5)通过螺栓连接固定相邻前导流板固定架(4)，前导流板固定架(4)底部与第一固定板(9)相接，第一固定板(9)通过化学锚栓固定于地面。
5.根据权利要求1所述的一种实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙，其特征在于，合页(22)为90°合页，顶盖(1)可以在0～90°范围内翻转，未试车时顶盖(1)在自重作用下是合上的，当试车时高速气流将顶盖(1)顶起，试车完毕顶盖(1)在自身重力作用下自动合上。
6.根据权利要求1所述的实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙，其特征在于，背部支撑立柱(17)是由三根立柱铰接或焊接在一起，其底部与第二固定板(16)连接，每根立柱的端部均与一个第四固定板(30)连接，使其与后导流板(21)形成五个三角形的稳定支撑，在支撑立柱(17)背部三根立柱相交处设有一对连接耳(29)，各支撑立柱(17)之间均通过后连接梁(18)与连接耳(29)螺栓连接，从而增加其强度。
7.根据权利要求1所述的实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙，其特征在于，吸声体固定框架(13)底部两侧分别安装两排滚轮(12)，导轨(11)固定于地面，吸声体固定框架(13)由底部两侧的滚轮(12)滑入导轨(11)，在吸声体固定框架(13)靠近底部两侧等间距布置有第三固定板(10)通过地脚螺栓将其固定于地面，在吸声体固定框架(13)靠近前导流板一侧有一定间隔的小圆柱(28)，与前导流板固定架(4)的柱套(26)配合。
8.根据权利要求6所述的实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙，其特征在于，吸声体(14)在安装时由上述的吸声体固定框架(13)靠近后导流板(21)一侧推入，每两个吸声体(14)为一组，然后用后导流板下侧(15)通过螺栓连接固定于吸声体框架(13)背部。
9.根据权利要求1所述的实现飞机试车时导流和吸噪的屏障墙，其特征在于，导流格栅(2)是由多个耐高温耐腐蚀材料板制成的具有一定尺寸大小和规则排列的栅格，在其靠近前导流板一侧设有一定间隔的小圆柱，与前导流板固定架(4)的相应柱套配合。
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