CN108425753B - 用于燃气涡轮机的包括热交换器和声衰减器的设备 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种使燃气涡轮发动机中的声波衰减的设备，所述设备包括：表面，所述表面至少部分限定空气流的通道；以及从表面延伸的多个翅片。所述多个翅片配置成将热散发到所述空气流中。所述多个翅片中的每个翅片包括翅片表面。所述翅片表面配置成引导所述声波进入多个翅片之间，以便所述多个翅片使所述声波衰减。所述多个翅片布置成使所述多个翅片中的相邻翅片之间的间隔促使声衰减。

Description

用于燃气涡轮机的包括热交换器和声衰减器的设备
技术领域
本申请大体上涉及一种燃气涡轮发动机，确切地说，涉及其中的热交换器和声衰减器。
背景技术
本发明领域大体上涉及燃气涡轮发动机，确切地说，涉及使用包括热交换器和声衰减器的设备来降低燃气涡轮机中的噪声并且传递热的系统和方法。
在至少一些已知燃气涡轮发动机例如涡轮风扇发动机的操作期间，空气与燃料混合并点燃以形成高能气流，从而以可旋转方式驱动涡轮机。但是，所述高能气流使所述燃气涡轮发动机部件的温度升高，这会缩短部件使用寿命和降低部件可靠性。因此，至少一些已知燃气涡轮发动机包括用于控制部件温度的热交换器。例如，在至少一些已知燃气涡轮发动机中，所述热交换器位于涡轮风扇发动机的风扇管道内。
此外，所述燃气涡轮发动机在操作期间产生声音。因此，至少一些已知燃气涡轮发动机包括风扇管道内的声衬，用于减少由燃气涡轮发动机产生的声音。但是，所述风扇管道中可用于所述声衬和热交换器的空间有限。此外，在至少一些已知燃气涡轮发动机中，风扇管道的尺寸比现有风扇管道小，并且可用于声衬和/或热交换器的空间甚至更小。因此，需要一种减少涡轮发动机操作期间产生的噪声并且有助于降低涡轮发动机部件温度的紧凑型设备。
发明内容
在一个方面中，提供了一种使燃气涡轮发动机中的声波衰减的设备。所述设备包括：表面，所述表面至少部分限定空气流的通道；以及从表面延伸的多个翅片。所述多个翅片配置成将热散发到所述空气流中。所述多个翅片中的每个翅片包括翅片表面。所述翅片表面配置成引导所述声波进入多个翅片之间，以便所述多个翅片使所述声波衰减。所述多个翅片布置成使所述多个翅片中的相邻翅片之间的间隔促使声衰减。
另一方面，提供一种燃气涡轮发动机。所述燃气涡轮发动机包括限定内腔的机舱壳体。所述燃气涡轮发动机还包括风扇组件，所述风扇组件至少部分地定位在所述内腔内并且配置成引导空气流通过所述内腔。所述燃气涡轮发动机进一步包括设备，所述设备连接到所述机舱壳体并且配置成使所述内腔内的声波衰减。所述设备包括：表面，所述表面至少部分限定空气流的通道；以及从表面延伸的多个翅片。所述多个翅片配置成将热散发到所述空气流中。所述多个翅片中的每个翅片包括翅片表面。所述翅片表面配置成引导所述声波进入多个翅片之间，以便所述多个翅片使所述声波衰减。所述多个翅片布置成使所述多个翅片中的相邻翅片之间的间隔促使声衰减。
在又一个方面中，提供了一种使燃气涡轮发动机中的声波衰减的方法。所述方法包括引导空气流通过内腔，所述内腔由所述燃气涡轮发动机的机舱壳体限定。设备连接到所述机舱壳体。所述设备包括从所述设备的表面延伸的多个翅片。所述方法还包括引导所述空气流穿过所述设备的所述表面，以经由所述多个翅片向所述空气散热。所述多个翅片中的每个翅片限定翅片表面。所述翅片表面配置成引导所述声波，以便所述多个翅片使所述声波衰减。所述方法进一步包括引导所述空气流进入所述多个翅片之间。所述多个翅片布置成使所述多个翅片中的相邻翅片之间的间隔促使声衰减。
具体地，本申请的技术方案1涉及一种使燃气涡轮发动机中的声波衰减的设备，所述设备包括：表面，所述表面至少部分限定空气流的通道；以及从所述表面延伸的多个翅片，所述多个翅片配置成将热量散发到所述空气流中，所述多个翅片中的每个翅片包括翅片表面，其中所述翅片表面配置成引导所述声波进入所述多个翅片之间，以便所述多个翅片使所述声波衰减，所述多个翅片布置成使所述多个翅片中的相邻翅片之间的间隔促使声衰减。
本申请的技术方案2涉及根据技术方案1所述的设备，其中所述多个翅片中的每个翅片包括第一成角度壁和第二成角度壁，所述第一成角度壁和所述第二成角度壁中的至少一者包括翅片表面，所述第一成角度壁和所述第二成角度壁形成楔形。
本申请的技术方案3涉及根据技术方案2所述的设备，其中所述多个翅片包括与所述表面相邻的多个根部，并且其中所述成角度壁配置成将所述声波引向所述多个根部，以使所述声波的速度增大。
本申请的技术方案4涉及根据技术方案3所述的设备，其中所述翅片表面限定与所述多个根部相邻的至少一个开口。
本申请的技术方案5涉及根据技术方案2所述的设备，其中所述第一成角度壁和所述第二成角度壁形成三棱柱。
本申请的技术方案6涉及根据技术方案2所述的设备，其中所述多个翅片中的每个翅片限定其中的多个开口。
本申请的技术方案7涉及根据技术方案1所述的设备，其中所述多个翅片中的所述每个翅片限定其中的多个开口。
本申请的技术方案8涉及根据技术方案7所述的设备，其中所述多个翅片中的所述每个翅片大体上是中空的。
本申请的技术方案9涉及根据技术方案7所述的设备，其中所述多个开口至少部分成角度以与穿过所述表面的空气流的方向一致。
本申请的技术方案10根据技术方案1所述的设备，其中所述多个翅片中的每个翅片进一步包括至少一个端壁，所述至少一个端壁成形为促使空气流穿过所述翅片。
本申请的技术方案11根据技术方案1所述的设备，其中所述多个翅片相对于所述表面成角度延伸。
本申请的技术方案12.涉及一种燃气涡轮发动机，包括：机舱壳体，所述机舱壳体限定内腔；风扇组件，所述风扇组件至少部分地定位在所述内腔内并且配置成引导空气流通过所述内腔；以及设备，所述设备连接到所述机舱壳体并且配置成使所述内腔内的声波衰减，所述设备包括：表面，所述表面至少部分限定空气流的通道；以及从所述表面延伸的多个翅片，所述多个翅片配置成将热散发到所述空气流中，所述多个翅片中的每个翅片限定翅片表面，其中所述翅片表面配置成引导声波进入所述多个翅片之间，以便所述多个翅片使所述声波衰减，所述多个翅片布置成使所述多个翅片中的相邻翅片之间的间隔促使声衰减。
本申请的技术方案13根据技术方案12所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个翅片中的每个翅片包括第一成角度壁和第二成角度壁，所述第一成角度壁和所述第二成角度壁中的至少一者限定所述翅片表面，所述第一成角度壁和所述第二成角度壁形成楔形。
本申请的技术方案14根据技术方案13所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个翅片包括与所述表面相邻的多个根部，并且其中所述成角度壁配置成将所述声波引向所述多个根部，以使所述声波的速度增大。
本申请的技术方案15根据技术方案12所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个翅片中的所述每个翅片限定其中的多个开口。
本申请的技术方案16根据技术方案15所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个开口至少部分成角度以与穿过所述表面的空气流的方向一致。
本申请的技术方案17根据技术方案15所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个翅片中的每个翅片进一步包括至少一个端壁，所述至少一个端壁成形为促使空气流穿过所述翅片。
本申请的技术方案18根据技术方案12所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个翅片相对于所述表面成角度延伸。
本申请的技术方案19涉及一种使燃气涡轮发动机中的声波衰减的方法，所述方法包括：引导空气流通过由所述燃气涡轮发动机的机舱壳体限定的内腔，其中设备连接到所述机舱壳体，所述设备包括从所述设备的表面延伸的多个翅片；引导所述空气流穿过所述设备的所述表面，以经由所述多个翅片向所述空气散热，所述多个翅片中的每个翅片限定翅片表面，其中所述翅片表面配置成引导所述声波，以便所述多个翅片使所述声波衰减；以及引导所述空气流进入所述多个翅片之间，其中所述多个翅片布置成使所述多个翅片中的相邻翅片之间的间隔促使声衰减。
本申请的技术方案20根据技术方案19所述的方法，进一步包括引导所述空气流通过由所述多个翅片中的至少一个翅片限定的多个开口。
附图说明
参照附图阅读下文的具体实施方式将更好地理解本发明的这些和其他特征、方面及优点，在附图中，相似字符表示附图中的相似部分，其中：
图1是示例性燃气涡轮发动机的示意图；
图2是用于图1中所示的燃气涡轮发动机中的示例性设备的截面示意图；
图3是行进穿过图2中所示设备的声波的声衰减对频率的示例性图形表示；
图4是用于图1中所示的燃气涡轮发动机中的替代示例性设备的截面示意图；
图5是用于图1中所示的燃气涡轮发动机中的替代示例性设备的截面示意图；
图6是用于图1中所示的燃气涡轮发动机中的替代示例性设备的透视示意图；
图7是用于图6中所示设备的多个翅片构造的示意图；
图8是图2中所示设备的替代构造的截面示意图；以及
图9是图6中所示设备的替代构造的透视示意图。
除非另作说明，否则本说明书中提供的附图旨在示出本发明实施例的特征。可以相信这些特征适用于包括本发明一个或多个实施例的各种系统。因此，附图并不意图包括所属领域中的普通技术人员已知的、实践本说明书中公开的实施例所需的所有常规特征。
具体实施方式
在以下说明和随附权利要求中，将参考多个术语，这些术语的定义如下。
除非上下文明确另作规定，否则单数形式“一个”、“一种”和“所述”也含有复数意义。
“可选”或“可选地”意指后续描述的事件或情况可能会或可能不会发生，并且所述说明同时包括事件发生或者不发生的情况。
本说明书全文和权利要求书中所用的近似语言可以用于修饰能够合理改变而不改变相关对象的基本功能的任何数量表示。因此，由一个或多个诸如“大约”、“近似”和“大体上”等术语修饰的值并不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可能与用于测量值的仪器的精度对应。在通篇说明书和权利要求书中，可以结合和/或互换使用范围界限。除非另有背景或语言指出，否则这样的范围是被确定的并包括其中的所有子范围。
本说明书中所用的术语“轴向”和“轴向地”是指大体平行于涡轮发动机的中心线延伸的方向和定向。此外，术语“径向”和“径向地”是指大体垂直于涡轮发动机的中心线延伸的方向和定向。此外，本说明书中所用的术语“周向”和“周向地”是指围绕涡轮发动机的中心线拱形延伸的方向和定向。
本说明书中所用术语“亥姆霍兹共振器(Helmholtz resonator)”是指使邻近开口的气体振动的结构。本说明书中所用术语“正在衰减”、“已衰减”和“衰减”是指减小声波能量。
本说明书中所述设备的实施例包括用于燃气涡轮发动机的集成热交换器和声衰减器。所述设备减小由燃气涡轮发动机产生的噪声并且有助于冷却燃气涡轮发动机的部件。确切地说，所述设备包括使声波衰减的翅片。所述设备所占空间比至少一些已知热交换器和声衬小，因为所述设备将声衰减和热传递功能集成到单个结构中。例如，在一些实施例中，所述设备配置成安装到涡轮风扇发动机的机舱并且所占空间与至少一些已知热交换器或声衬相同。
图1是示例性涡轮风扇发动机的示意图，所述示例性涡轮风扇发动机大体上是燃气涡轮发动机100。燃气涡轮发动机100包括设备102，所述设备配置成使声波衰减并且传热。在替代实施例中，设备102用于需要热传递和/或噪声衰减的任何部件，而不一定用于燃气涡轮发动机中。在所述示例性实施例中，燃气涡轮发动机100进一步包括限定内腔106的机舱壳体104。风扇组件108定位在机舱壳体104的内腔106内，并且配置成引导空气流110通过内腔106。在替代实施例中，燃气涡轮发动机100包括使燃气涡轮发动机100能够如本说明书中所述进行操作的任何部件。
在示例性实施例中，设备102连接到机舱壳体104。设备102在风扇组件108的下游，并且配置成在燃气轮机发动机100的操作期间传热并且使声波衰减。因此，设备102是集成热交换器和声衰减器。例如，在一些实施例中，设备102连接到流体输送系统，所述流体输送系统将流体输送通过燃气涡轮发动机100以润滑和冷却燃气涡轮发动机100的部件。设备102配置成去除流体中的热，以便于冷却燃气涡轮发动机100的部件。此外，在示例性实施例中，设备102连接到机舱壳体104，以使设备102环状地围绕内腔106延伸。在替代实施例中，设备102连接到使燃气涡轮发动机100能够如本说明书中所述进行操作的燃气涡轮发动机100的任何部件。
图2是用于燃气涡轮发动机100(如图1中所示)中的示例性设备200的截面示意图。设备200包括第一表面202、与第一表面202相对的第二表面204、热交换器206和声衬208(acoustic liner)。热交换器206和声衬208的至少一部分位于第一表面202与第二表面204之间。因此，设备200具有紧凑结构。在替代实施例中，设备200包括使设备200能够如本说明书中所述进行操作的任何部件。
在所述示例性实施例中，第一表面202配置成当设备200连接到机舱壳体104时，与机舱壳体104(如图1中所示)接触。第二表面204与第一表面202相对并且当设备200连接到机舱壳体104(如图1中所示)时，至少部分地限定内腔106(如图1中所示)。第二表面204包括多个开口210。在替代实施例中，设备200包括使设备200能够如本说明书中所述进行操作的任何表面。
此外，在所述示例性实施例中，热交换器206包括多个冷却通道212和多个翅片214。冷却通道212在第一表面202与第二表面204之间延伸并且构造成使传热流体流动通过其中，并向出口(未图示)流动。翅片214从第二表面204延伸并且与冷却通道212热连通。操作期间，冷却通道212中的传热流体向翅片214传热。翅片214向邻近第二表面204的空气流110散热。在替代实施例中，热交换器206具有使设备200能够如本说明书中所述进行操作的任何构造。
此外，在所述示例性实施例中，翅片214垂直于第二表面204以均匀间隔的行延伸。翅片214沿大体垂直于冷却通道212的方向沿第二表面204延伸。因此，每个翅片214连接到多个冷却通道212。翅片214配置成从冷却通道212中的传热流体散热。例如，翅片214包括诸如金属等导热材料。此外，翅片214具有薄板形状。另外，如图2所示，翅片214具有促使空气流穿过第二表面204的弯曲端部(curved ends)。在替代实施例中，热交换器206包括使设备200能够如本说明书中所述进行操作的任何翅片。
此外，在示例性实施例中，每个冷却通道212具有大体呈矩形的截面形状。冷却通道212的形状、尺寸和间隔促使声衬208的部件邻近冷却通道212延伸，并且减小设备200所占据的空间。在替代实施例中，设备200包括使设备200能够如本说明书中所述进行操作的任何冷却通道212。例如，在一些实施例中，设备200包括形成冷却通道212的圆柱管。
此外，在示例性实施例中，声衬208包括多个空腔216和多个通道218，所述多个通道位于第一表面202与第二表面204之间。通道218从开口210延伸到空腔216，以使开口210和空腔216流体连通。确切地说，在所述示例性实施例中，一个通道218从每个开口210延伸到相应空腔216。通道218是细长形的并且在冷却通道212之间延伸。因此，通道218有助于使装置200具有减小的尺寸并促进声衰减。在所述示例性实施例中，通道218成角度。在替代实施例中，设备200包括使设备200能够如本说明书中所述进行操作的任何通道。
此外，在所述示例性实施例中，空腔216由多个分隔器(separator)220隔开。每个空腔216配置成体积大于相应通道218的体积。因此，空腔216、开口210和通道218用作亥姆霍兹共振器。例如，在操作期间，行进穿过第二表面204的至少一些声波接纳在开口210中，并且行进通过通道218并进入空腔216中。其结果是，空气流110的至少一部分振动并且邻近第二表面204的声波的能量减小，即，声波发生衰减。在替代实施例中，声衬208包括使声衬208能够如本说明书中所述进行操作的任何空腔216。例如，在一些实施例中，省略了分隔器220。
图8是设备200的替代构造的截面示意图。在图8中所示的构造中，将偏流211引导通过设备200以将声波引入开口210中。将偏流211引导通过设备200并背离第二表面204。经由排水口213将偏流211提供到空腔216。通道218在空气流110的方向上成角度，以至少部分沿空气流110的方向引导偏流211。在替代实施例中，设备200利用使设备200能够如本说明书中所述进行操作的任何偏流211。
图3是行进穿过设备200(如图2中所示)的声波的声衰减对频率的示例性图形表示。图3包括图表222，其中包括以1,000Hz的增量指示从0到10,000的频率(赫兹(Hz))的X轴224，以及以1dB的增量指示从0到10的声衰减(分贝(dB))的Y轴226。图3进一步包括表示与设备200(如图2中所示)相互作用的声波的曲线228。曲线228具有约8分贝的最大声衰减，如第一峰230。当声波具有约1,000Hz的频率时，发生第一峰值230。此外，曲线228具有约4.5dB的第二峰值232。当声波具有约6,000Hz的频率时，发生第二峰值232。因此，设备200促使燃气涡轮发动机使用设备200接收大约8dB的声衰减，并有助于降低燃气涡轮发动机100(如图1中所示)的温度。
图4是用于燃气涡轮发动机100(如图1中所示)中的示例性设备300的截面示意图。设备300包括热交换器302、第一面板304和第二面板306。热交换器302包括多个冷却通道308和多个翅片310。翅片310从设备300的表面312延伸。在替代实施例中，设备300包括使设备300能够如本说明书中所述进行操作的任何部件。
此外，在所述示例性实施例中，第一面板304连接到与表面312相对的翅片310。第二面板306连接到在表面312与第一面板304中间的翅片310。在所述示例性实施例中，第一面板304限定第一组开口314，而第二面板306限定第二组开口316。开口314和开口316限定在第一面板304和第二面板306各处，以使第一面板304和第二面板306大体上是多孔的。在一些实施例中，第一面板304和/或第二面板306包括网格。在替代实施例中，设备300包括使设备300能够如本说明书中所述进行操作的任何面板。例如，在一些实施例中，省略第一面板304和/或第二面板306。
此外，在所述示例性实施例中，设备300包括空腔318和通道320。通道320从表面312延伸到空腔318，以将空气流110引入空腔318中。在所述示例性实施例中，空腔318在整个设备300中延伸并且与所有通道320流体连通。在替代实施例中，设备300包括使设备300能够如本说明书中所述进行操作的任何通道和空腔。
在操作中，空气流110和声波322行进穿过第一面板304和第二面板306。在空气流110和声波322行进穿过第一面板304和第二面板306时，第一面板304和第二面板306促使向空气流110传热以及使声波322衰减。确切地说，第一面板304和第二面板306配置成在预定频率范围内被动地吸收声波322中的能量。频率范围至少部分由第一面板304和/或第二面板306的厚度决定。引导空气流110的至少一部分通过通道320并进入空腔318中。结果是，声波322衰减。
图5是用于燃气涡轮发动机100(如图1中所示)中的示例性设备400的截面示意图。设备400包括从表面404延伸的翅片402。参见图1和图5，设备400的表面404配置成连接到燃气涡轮发动机100的机舱壳体104，并且至少部分限定机舱壳体104的内腔106内的空气流110通道。设备400配置成使燃气涡轮发动机100中的声波衰减。此外，设备400配置成当设备400连接到机舱壳体104时，将向内腔106内的空气流110散热。确切地说，翅片402配置成使声波422衰减并向空气流110散热。在所述示例性实施例中，燃气涡轮发动机100不需要声衬，因为声音衰减功能由翅片402执行。在所述替代实施例中，设备400连接到使设备400能够如本文所述进行操作的任何结构，而不一定是燃气涡轮发动机。
参见图5，翅片402从表面404延伸并与空气流110接触，以将热散发到空气流110中。在所述示例性实施例中，每个翅片402包括第一成角度壁406和第二成角度壁408。第一成角度壁406限定第一翅片表面410。第二成角度壁408限定第二翅片表面412。此外，第一成角度壁406和第二成角度壁408限定翅片空腔413，以使每个翅片402大体上是中空的。如下文更详细所述，翅片402引导声波422以减小声波422的能量。在替代实施例中，设备400包括使设备400能够如本说明书中所述进行操作的任何翅片402。
在所述示例性实施例中，第一成角度壁406和第二成角度壁408相对于表面404并且相对于彼此成角度地延伸。确切地说，第一翅片表面410和表面404形成角度414。第二翅片表面412和表面404限定角度416。在所述示例性实施例中，角度414和角度416是钝角，即角度414和角度416大于90°。此外，角度414大体上等于角度416，以使翅片402围绕延伸通过翅片402的根部418和脊部420的平面大体对称。在替代实施例中，翅片402以使翅片402能够如本说明书中所述进行操作的任何角度延伸。
此外，在所述示例性实施例中，第一成角度406和第二成角度壁408中的每一者从翅片402的根部418延伸到翅片402的脊部420。第一成角度壁406和第二成角度壁408在脊部420处连接在一起。第一成角度壁406和第二成角度壁408在根部418处连接到表面404。第一成角度壁406和第二成角度壁408成角度，以使第一成角度壁406与第二成角度壁408之间的距离从脊部420到根部418增加。因此，第一成角度壁406和第二成角度壁408形成三棱性，更广范围上说，楔形。在替代实施例中，翅片402具有使设备400能够如本说明书中所述进行操作的任何形状。
此外，在所述示例性实施例中，翅片402隔开预定距离，以促进声衰减和传热。例如，在一些实施例中，翅片402之间的距离在约1毫米(mm)(0.04英寸(in.))到约6mm(0.25英寸)的范围内。翅片402之间的距离在脊部420处大于根部418处。在一些实施例中，翅片402在根部418处与邻近翅片402接触。操作期间，将声波422引导至翅片402之间，以使声波422失去能量，即发生声衰减。例如，第一翅片表面410将声波422引向第二翅片表面412和根部418。第二翅片表面412将声波422引向第一翅片表面410和根部418。因此，声波422在翅片402之间回弹并且被引向根部418。随着声波422向根部418行进，声波422的速度增大。在一些实施例中，邻近根部418的声波422被重新引向脊部420。由于声波422在翅片402之间回弹，声波422将衰减，即失去能量。确切地说，能量在声速最大的根部418处通过摩擦得到消散。
此外，翅片402会散射声波422。例如，翅片402会不规则地反射一些声波422。一些反射声波422使声波422消除，并且一些反射声波422将被辐射回到声波源。结果是，翅片402通过声波422的不规则散射和消散来使声衰减。因此，设备400不一定需要声共振衬套并且不依赖于亥姆霍兹共振器。
在一些实施例中，翅片402包括一个或多个开口以有助于声衰减。例如，在一些实施例中，翅片402包括邻近根部418的开口。在进一步实施例中，翅片402大体上是多孔的，并且包括多个开口。此外，在一些实施例中，翅片402包括与一个或多个开口流体连通的至少一个空腔。在替代实施例中，翅片402包括使设备400能够如本说明书中所述进行操作的任何开口。
图6是用于燃气涡轮发动机100(如图1中所示)中的示例性设备500的透视示意图。设备500包括从表面504延伸的翅片502。参见图1和图6，设备500的表面504配置成连接到燃气涡轮发动机100的机舱壳体104，并且至少部分限定空气流110通过机舱壳体104的内腔106的通道。设备500配置成使燃气涡轮发动机100中的声波衰减。此外，设备500配置成当设备500连接到机舱壳体104时，将向内腔106内的空气流110散热。因此，设备500提供用于声衰减和传热的单个结构。在替代实施例中，设备500连接到使设备500能够如本说明书中所述进行操作的任何结构。
参见图6，翅片502从表面504延伸。在所述示例性实施例中，每个翅片502包括翅片表面506，所述翅片表面限定多个开口508。翅片502的边缘成圆形，以减小流动阻力。操作期间，翅片502与空气流110接触，以向空气流110散热中。此外，翅片502通过引导声波通过开口508来使声波衰减。在替代实施例中，设备500包括使设备500能够如本说明书中所述进行操作的任何翅片502。
图9是设备500的替代构造的透视示意图。翅片502以某个角度从表面504延伸。因此，翅片502形成楔形。空气流110在翅片502之间流动并且流动通过翅片502。此外，声波在翅片表面506之间散射，所述翅片表面相对于彼此和表面504成角度地延伸。在替代实施例中，设备500具有使设备500能够如本说明书中所述进行操作的任何构造。
图7是用于设备500(如图6和图9中所示)的翅片502的多个构造的示意图。翅片502包括在端部516之间延伸的翅片表面506。端部516至少部分成角度或成圆形，以促使空气流110沿翅片502流动。翅片表面506限定穿过其中的多个开口508。在第一构造510中，开口508相对于翅片表面506成角度地延伸，并且部分沿空气流110的方向延伸。在第二构造518中，开口508在垂直于空气流110的方向上延伸。
操作期间，引导声波引导通过开口508，以使声波衰减。例如，在一些实施例中，开口508用作亥姆霍兹共振器。在进一步实施例中，设备500(如图6和图9中所示)包括连接到翅片502的、配置成吸收声音的材料。
在替代实施例中，翅片502具有使设备500(如图6和图9中所示)能够如本说明书中所述进行操作的任何构造。例如，在一些实施例中，开口508布置在每个翅片502中的各处，以使每个翅片502均为多孔的。在进一步实施例中，设备500(如图6和图9中所示)包括各自具有不同构造的翅片502。
在所述示例性实施例中，翅片502包括导热材料。例如，在一些实施例中，翅片502包括但不限于导热塑料和/或金属。在替代实施例中，翅片502包括使设备500能够如本说明书中所述进行操作的任何材料。
参见图1和图2，燃气涡轮发动机100中的声波衰减方法包括引导空气流110通过由燃气涡轮发动机100的机舱壳体104限定的内腔106，以及引导流体通过冷却通道212以传热。所述方法还包括引导空气流110穿过设备200的第二表面204，以使通过翅片214向空气流110散热。在一些实施例中，所述方法包括引导空气流110进入翅片402(图5所示)之间，以使空气流110在翅片402之间回弹。所述方法进一步包括通过限定在第二表面204中的开口210将空气流110引入声衬208的空腔216中。在一些实施例中，所述方法包括引导空气流110通过定位在冷却通道212之间并且在开口210与空腔216之间延伸的通道218。在进一步实施例中，所述方法包括引导偏流通过通道218。
上述设备包括用于燃气涡轮发动机的集成热交换器和声衰减器。所述设备减小由燃气涡轮发动机产生的噪声并且有助于冷却燃气涡轮发动机的部件。确切地说，所述设备包括使声波衰减的翅片。所述设备所占空间量比至少一些已知热交换器和声衬小，因为所述设备将声衰减和热传递功能集成到单个结构中。例如，在一些实施例中，所述设备配置成安装到涡轮风扇发动机的机舱并且所占空间量与至少一些已知热交换器或声衬相同。
此处所述的系统、方法和设备的示范性技术效应包括以下各项中的至少一项：(a)减小燃气涡轮发动机操作期间产生的声音；(b)降低燃气涡轮发动机部件的温度；(c)有助于减小风扇管道的尺寸；(d)增加风扇管道的声处理表面；以及(e)提供可改造用于燃气涡轮发动机的声衰减设备。
上文详述了涡轮风扇发动机和相关部件的示例性实施例。所述方法和系统并不限于本专利申请文件所述的具体实施例，相反，系统的部件和/或方法的步骤可独立于本专利申请文件所述的其他部件和/或步骤单独使用。例如，本说明书中所述部件的配置也可以与其他过程结合使用，并且不限于仅使用本说明书中所述的涡轮风扇发动机和相关方法。相反，所述示例性实施例可与预期需要降低空气流的噪声和/或温度的许多应用结合实施和使用。
尽管本发明各个实施例的具体特征可能在一些附图中示出而并未在其他附图中示出，但这仅是出于方便的考量。根据本发明的原理，附图中的任何特征可结合其他任何附图的任何特征来参考和/或提出权利要求。
本说明书使用了各种实例来揭示本发明的某些实施例，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实践那些实施例，包括制造并使用任何装置或系统，以及实施所涵盖的任何方法。本发明所述的可获专利的范围有权利要求书所述限定，并且可以包括本领域的一般技术人员想出的其他实例。如果其他此类实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类实例包括的等效结构要素与权利要求书的字面意义无实质差别，则此类实例也应在权利要求书的覆盖范围内。

Claims (17)

1. 一种使燃气涡轮发动机中的声波衰减的设备，所述设备包括：
表面，所述表面至少部分限定空气流的通道；以及
从所述表面延伸的多个翅片，所述多个翅片配置成将热量散发到所述空气流中，所述多个翅片中的每个翅片包括第一成角度壁和第二成角度壁，所述多个翅片中的每个翅片的所述第一成角度壁和所述第二成角度壁形成楔形，所述多个翅片中的每个翅片的所述第一成角度壁和所述第二成角度壁中的至少一者包括翅片表面，其中所述翅片表面配置成引导所述声波进入所述多个翅片之间，以便所述多个翅片使所述声波衰减，所述多个翅片布置成使所述多个翅片中的相邻翅片之间的间隔促使声衰减。
2.根据权利要求1所述的设备，其中所述多个翅片包括与所述表面相邻的多个根部，并且其中所述第一成角度壁和第二成角度壁配置成将所述声波引向所述多个根部，以使所述声波的速度增大。
3.根据权利要求2所述的设备，其中所述翅片表面限定与所述多个根部相邻的至少一个开口。
4.根据权利要求1所述的设备，其中所述第一成角度壁和所述第二成角度壁形成三棱柱。
5.根据权利要求1所述的设备，其中所述多个翅片中的所述每个翅片限定其中的多个开口。
6.根据权利要求5所述的设备，其中所述多个翅片中的所述每个翅片大体上是中空的。
7.根据权利要求5所述的设备，其中所述多个开口至少部分成角度以与穿过所述表面的空气流的方向一致。
8.根据权利要求1所述的设备，其中所述多个翅片中的每个翅片进一步包括至少一个端壁，所述至少一个端壁成形为促使空气流穿过所述翅片。
9.根据权利要求1所述的设备，其中所述多个翅片相对于所述表面成角度延伸。
10.一种燃气涡轮发动机，包括：
机舱壳体，所述机舱壳体限定内腔；
风扇组件，所述风扇组件至少部分地定位在所述内腔内并且配置成引导空气流通过所述内腔；以及
设备，所述设备连接到所述机舱壳体并且配置成使所述内腔内的声波衰减，所述设备包括：
表面，所述表面至少部分限定空气流的通道；以及
从所述表面延伸的多个翅片，所述多个翅片配置成将热散发到所述空气流中，所述多个翅片中的每个翅片包括第一成角度壁和第二成角度壁，所述多个翅片中的每个翅片的所述第一成角度壁和所述第二成角度壁形成楔形，所述多个翅片中的每个翅片的所述第一成角度壁和所述第二成角度壁中的至少一者限定翅片表面，其中所述翅片表面配置成引导声波进入所述多个翅片之间，以便所述多个翅片使所述声波衰减，所述多个翅片布置成使所述多个翅片中的相邻翅片之间的间隔促使声衰减。
11.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个翅片包括与所述表面相邻的多个根部，并且其中所述第一成角度壁和第二成角度壁配置成将所述声波引向所述多个根部，以使所述声波的速度增大。
12.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个翅片中的所述每个翅片限定其中的多个开口。
13.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个开口至少部分成角度以与穿过所述表面的空气流的方向一致。
14.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个翅片中的每个翅片进一步包括至少一个端壁，所述至少一个端壁成形为促使空气流穿过所述翅片。
15.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个翅片相对于所述表面成角度延伸。
16.一种使燃气涡轮发动机中的声波衰减的方法，所述方法包括：
引导空气流通过由所述燃气涡轮发动机的机舱壳体限定的内腔，其中设备连接到所述机舱壳体，所述设备包括从所述设备的表面延伸的多个翅片；
引导所述空气流穿过所述设备的所述表面，以经由所述多个翅片向所述空气散热，所述多个翅片中的每个翅片包括第一成角度壁和第二成角度壁，所述多个翅片中的每个翅片的所述第一成角度壁和所述第二成角度壁形成楔形，所述多个翅片中的每个翅片的所述第一成角度壁和所述第二成角度壁中的至少一者限定翅片表面，其中所述翅片表面配置成引导所述声波，以便所述多个翅片使所述声波衰减；以及
引导所述空气流进入所述多个翅片之间，其中所述多个翅片布置成使所述多个翅片中的相邻翅片之间的间隔促使声衰减。
17.根据权利要求16所述的方法，进一步包括引导所述空气流通过由所述多个翅片中的至少一个翅片限定的多个开口。
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