CN108860575A - 航空器机舱噪音降低系统和方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及航空器机舱噪音降低系统和方法。提供了根据一个或多个实施方式的用于降低航空器的客舱中的噪音水平的系统和方法。在一个实例中，航空器包括连接至机身的机翼。机翼被配置为加热空气以提供第一气流，第一气流来自在航空器的机身和第一发动机之间延伸的机翼的机翼段的中央部分。第一气流的温度高于来自机翼的相邻气流的温度。

Description

航空器机舱噪音降低系统和方法
技术领域
一个或多个实施方式一般地涉及航空器系统，并且更具体地涉及例如用于降低航空器机舱噪音的技术。
背景技术
在航空乘客和机组人员舒适性领域中，正在努力降低在飞行期间航空器机舱的噪音水平。例如，由发动机和其排气流引起的巨大噪音使得航空旅行不愉快和疲倦，尤其是在机舱的尾部。由发动机和其排气流产生的声波增加了机舱中的噪音水平，尤其是在起飞和上升期间。因此，对于航空器机舱噪音降低技术存在需要。
发明内容
根据一个或多个实施方式，本文公开了提供降低航空器中的噪音水平的技术的系统和方法。在各种实施方式中，航空器机舱噪音降低系统被实施为来自航空器的机翼的加热的气流以形成，例如热空气温度梯度，以使由航空器发动机和其排气流产生的噪音远离(例如，围绕或转向)航空器机舱折射。
在一个实例中，通过使用电加热器加热机翼的前缘在航空器机翼的前缘处产生加热的气流。在机身和发动机之间延伸的机翼段的中央部分处加热前缘。环境空气随着其通过加热的前缘周围被加热以产生加热的气流。加热的气流平行于机身以向后方向从机翼行进以在发动机排气流和机身之间形成加热的空气的温度梯度。
在另一实例中，由航空器发动机产生的加热的引气在机翼的内部腔室内被引导。多个端口在机身和发动机之间延伸的机翼段的中央部分处排出加热的引气以产生加热的气流。
在一个实施方式中，方法包括加热空气以提供第一气流，第一气流来自在航空器的机身和第一发动机之间延伸的机翼的机翼段的中央部分；并且其中第一气流的温度高于来自机翼的相邻气流的温度。
在另一实施方式中，航空器包括机身；机翼，其连接至机身并且配置为加热空气以提供第一气流，第一气流来自在航空器的机身和第一发动机之间延伸的机翼的机翼段的中央部分；并且其中第一气流的温度高于来自机翼的相邻气流的温度。
本发明的范围由权利要求限定，其通过引用被并入该部分。通过考虑一个或多个实施方式的以下详细描述，本发明的实施方式的更完全理解以及其另外的优势的实现将被提供给本领域技术人员。将参考首先被简要描述的数张附图。
附图说明
图1图解了根据本公开内容的一个或多个实施方式的航空器机舱噪音降低系统的图。
图2图解了根据本公开内容的实施方式的航空器发动机高速排气噪音朝向航空器机舱的声音路径。
图3图解了根据本公开内容的实施方式的来自航空器发动机的发动机排气高速空气的气流和来自航空器的机翼的气流。
图4A-F图解了根据本公开内容的实施方式的行进通过温度梯度的噪声波。
图5A-B图解了根据本公开内容的实施方式的航空器发动机高速排气的折射的噪声波。
图6图解了描述使用根据本公开内容的实施方式的航空器机舱噪音降低系统的方法的流程图。
具体实施方式
根据一个或多个实施方式提供了降低航空器(例如，客舱)中的噪音水平的系统和方法。在各种实施方式中，航空器机舱噪音降低系统被实施为从在航空器的机身和舱内发动机之间延伸的机翼的机翼段的中央部分行进的加热的气流。由舱内发动机和发动机排气流产生的噪声波在客舱处朝向机身的尾部行进。由发动机和发动机排气产生的噪音增加了机舱中的噪音水平，特别是在起飞和上升期间。加热的气流在发动机和机身之间平行于机身以向后方向行进。当噪声波遇到加热的气流时，其在客舱处远离机身被折射。
航空器机舱噪音降低系统利用航空器的系统来产生加热的气流。在一些实施方式中，安装至在机身和舱内发动机之间的航空器机翼的前缘的电加热器加热机翼的前缘。通过前缘加热流过机翼的环境空气以产生加热的气流。在一些实施方式中，来自发动机的热压缩引气被引导至机翼的内部腔室并且通过位于机翼的顶部或底部表面上的端口被排出以产生加热的气流。
图1图解了根据本公开内容的实施方式的航空器机舱噪音降低系统100的图。航空器160包括机身170、连接至机身170的机翼180、连接至机翼180的航空器发动机190和航空器机舱噪音降低系统100。
航空器机舱噪音降低系统100提供了降低航空器中的噪音水平的能力。将认识到，航空器机舱噪音降低系统100可以在如本文所讨论的各种实施方式中被实施。
在一些实施方式中，实施噪音降低系统100以使用来自航空器发动机190的热引气产生加热的气流。热引气被引导至机翼180的内部腔室129并且通过连接至内部腔室129的第一端口120被排出。第一端口120在机身170和发动机190之间延伸的机翼180的机翼段的中央部分内选择性地分布以在机身170和发动机190之间提供加热的气流。就这一点而言，当航空器向前移动通过环境空气315时，加热的气流在平行于机身的路径中以向后方向从机翼行进以在发动机排气流和机身之间形成热空气温度梯度。
任选地，提供第二端口125以在比通过第一端口120排出的加热的气流更低的温度或更低的流速下排出空气。第二端口125在机身170和发动机190之间延伸的机翼180的机翼段的一个或多个外部分内选择性地分布。
在一些实施方式中，加热的空气由航空器发动机190产生，例如作为热压缩引气(例如，发动机加热的空气)，并且从航空器发动机190被引导至内部腔室129。内部腔室129沿着机翼180从机身170延伸至发动机，并且朝向第一端口120引导加热的空气。
在一些实施方式中，一个或多个阀130被连接在发动机190和内部腔室129之间以选择性地将发动机加热的空气引导至内部腔室129。控制器110被电连接至阀130。控制器110控制打开和关闭一个或多个阀130以选择性地将发动机加热的空气引导至内部腔室129。
在其它实施方式中，实施噪音降低系统100以使用连接至内部腔室129的一个或多个电加热器140加热内部腔室129内的空气来产生加热的气流。加热器140被选择性地定位在机翼180内以在一个或多个第一端口120附近加热内部腔室129内的空气。在各种实施方式中，加热器140是电阻加热器，然而，其它类型的加热器是可能的。在一些实施方式中，加热器140包括固定瓦数输出功率。在其它实施方式中，加热器140包括可变瓦数输出功率。控制器110被电连接至加热器140以开启和关闭加热器140。在一些实施方式中，控制器110使用可变瓦数输出设置调节加热器140的瓦数输出功率。
在又另一实施方式中，加热器140被机械连接至机翼180的前缘181以加热前缘181的外表面。在一些实施方式中，加热器140被实施为加热毯，加热毯在发动机190和机身170之间的机翼段的中央部分处被结合至机翼180的前缘181的外表面。加热毯140在中央部分处加热前缘185的外表面。随着环境空气接触前缘181，其被加热以产生加热的气流。加热的气流在机身170和发动机190之间延伸的机翼180的中央部分处通过(pass over)上表面和/或下表面。加热的气流在沿着(例如，大致平行于)机身的路径中以向后方向从机翼行进以在发动机排气流和机身之间形成热空气温度扰动(disturbance)。
如本文所讨论，控制器110执行操作以控制阀130或加热器140。在各种实施方式中，控制器110被电连接至阀130以选择性地打开和关闭阀130以控制发动机加热的空气向内部腔室129的流动。控制器110被电连接至一个或多个加热器140以控制加热器输出功率。控制器110接收来自连接至内部腔室129的温度传感器150的电信号(例如，传感器信号)，并将电信号转化为温度信号(例如，传感器数据)。控制器110基于温度信号调节加热器140输出功率以改变内部腔室129内部的空气温度。
控制器110包括例如微处理器、单核处理器、多核处理器、微控制器、专用集成电路(ASIC)、逻辑设备(例如，配置为执行处理操作的可编程逻辑设备)、数字信号处理(DSP)设备、用于存储可执行指令(例如，软件、固件或其它指令)的一个或多个存储器、和/或处理设备和/或存储器的任何其它适当的组合来执行指令以执行本文描述的任意的各种操作。控制器110适于经由通信接口112与部件114、130、140和150接合(interface)和通信以执行如本文所描述的方法和处理步骤。通信接口112包括在航空器160内的有线或无线通讯总线。
在各种实施方式中，应当认识到，处理操作和/或指令被集成在作为控制器110的一部分的软件和/或硬件中，或为存储在存储器114中的代码(例如，软件或配置数据)中。本文公开的处理操作和/或指令的实施方式以由计算机(例如，基于逻辑或基于处理器的系统)执行的非瞬态方式(例如，存储器、硬盘存储器、光盘、数字视频盘或闪存)由机器可读介质存储，以执行本文公开的各种方法。在各种实施方式中，机器可读介质作为控制器110的一部分被包括。
在一个实施方式中，存储器114包括存储数据和信息的一个或多个存储器设备(例如，一个或多个存储器)。一个或多个存储器设备包括各种类型的存储器，其包括易失性和非易失性存储器设备，比如RAM(随机存取存储器)、ROM(只读存储器)、EEPROM(电可擦只读存储器)、闪存或其它类型的存储器。在一个实施方式中，控制器110适于执行存储在存储器114中的软件以用如本文描述的方式执行各种方法、过程和操作。
在一些实施方式中，航空器机舱噪音降低系统100包括温度传感器150。温度传感器150提供感测在内部腔室129内由加热器140和/或发动机190产生的加热的空气的温度。对于一些实施方式，温度传感器150还提供感测前缘181的外表面的温度。控制器110适于接收来自温度传感器150的传感器信号，将温度传感器信号处理成温度传感器数据，将温度传感器数据存储在存储器114中，和/或从存储器114重新得到存储的温度传感器数据。在各个方面中，温度传感器被远程地定位在内部腔室129和前缘181的外表面内。控制器110适于经由航空器160内的有线或无线通信接口112远程地接收温度传感器信号。
图2图解了根据本公开内容的实施方式朝向航空器机舱的航空器发动机190高速排气噪音的声音路径。图2图解了航空器160的前视图。如图2中所显示，发动机排气高速空气203由发动机190(标记为190A-D)产生。高速空气203朝向航空器160尾部277以向后方向平行于机身170流动。当高速空气203移动经过更缓慢移动的空气时，其形成产生噪声波205的扰动。噪声波205朝向航空器160的客舱271以大致垂直于机身170的后部(aft portion)的方向行进。
考虑图2中的图，可以更好的理解声波205对客舱271的影响。图2图解了当波205从发动机排气高速空气203朝向客舱271内的乘客耳区275行进时噪声波205(例如，声波)的路径。噪音水平在客舱271的后部——安装至机翼180A的舱内航空器发动机190A的后面——较高。典型地，进入机舱271的噪音的分贝水平在航空器起飞和上升期间较高。
在常规的航空器系统中，均匀热气流可以在机身170和发动机190A之间由航空器160产生(例如，通过与机翼相关联的常规除冰系统产生)。均匀热气流在机身170和发动机190A之间平行于机身170的路径中朝向航空器160尾部277以向后方向流动。噪声波205行进通过均匀热气流并且以朝向客舱271的方向不变的路径继续，不提供声学益处。
在一些实施方式中，航空器160包括安装至机翼180A的另外的舱外航空器发动机190B，其排出高速空气203以产生噪声波205。此外，航空器160包括安装至机翼180B的发动机190C-D，其额外地增加进入机舱271的噪音水平。
图3图解了根据本公开内容的实施方式的来自航空器发动机190的发动机排气高速空气303的气流，和来自航空器160的机翼180的气流320和325A-C。如图3中所显示，由发动机排气203产生的发动机排气流303、和气流320、和气流325A-C、和环境空气315在平行于机身170的路径中沿着后部372从机翼180以向后方向流动至尾部277。
在一些实施方式中，气流320通过从第一端口120排出的热引气产生，并且气流325A-C通过在低于气流320的温度下从第二端口125排出的环境空气产生。在其它实施方式中，随着环境空气在加热的前缘181的外表面周围行进并且接触加热的前缘181的外表面，通过加热环境空气产生气流320。
在各种实施方式中，第二端口125在与第一端口120大约相同的温度下排出加热的空气。在一些实施方式中，第二端口125具有小于第一端口120的孔，所以空气以低于通过每个端口120的体积速率流出通过每个端口125。因此，机翼段的外部分后面的混合气流(所述混合气流并入与环境空气混合的来自端口125的空气)具有比机翼段的中央部分后面的混合气流(所述混合气流并入与环境空气混合的来自端口120的空气)更低的平均温度。在一些实施方式中，第二端口125在其间以比第一端口120更大的翼展方向距离分布。因此，机翼段的外部分后面的混合气流具有比机翼段的中央部分后面的混合气流相对更低部分的加热的空气和相对更高部分的环境空气。因此，机翼段的外部分后面的混合气流具有比机翼段的中央部分后面的混合气流更低的平均温度。
通过在高于气流325A-B的温度下控制气流320的温度和/或密度，产生包括排出的加热的空气的温度梯度。就这一点而言，在机身170和发动机190之间平行于机身170行进的一组气流325A、320和325B提供热空气温度扰动以有效地使噪声波205远离机身170的后部372折射，从而降低客舱271中的噪音水平。具体而言，位于气流325A和/或325B附近的通过气流320的声学路径长度比通过气流325A-B的声学路径长度短。声学路径长度通过几何路径长度(例如，物理路径长度)的积分乘以介质——比如例如在航空器160的海拔处的空气——中声速的倒数(例如，折射率)给出。当声波205行进通过气流325和320时，声学路径长度的差异引起声波205在其行进通过气流320时向外转向或折射(例如，或垂直发散)。因为气流325C沿着机翼160的机翼区段129B-E是均匀温度和/或密度，所以均匀的气流比如气流325C将不会使声波205折射。
例如，图4A-F图解了根据本公开内容的实施方式行进通过温度梯度的噪声波205。如图4A-B中所显示，行进通过均匀厚度和温度的热区域——比如气流325——的噪声波205的路径在方向上保持不变，并且在波205行进通过气流325之后与原始路径435仅略微横向偏移。相反地，行进通过凸面热区域——比如气流320——的噪声波205的路径发散。就这一点而言，随着噪声波205从较冷的区域行进至凸面的较热空气区域，通过冷-至-热温度转变波205被转向。通过气态介质(例如，比如空气)的声速近似地与绝对温度的平方根成比例，并且随着温度增加，波205行进更快。因此，穿过不同温度的气态区域之间的界面的声波被折射，正如根据斯涅耳定律(Snell's law)穿过其中局部光速不同的区域之间的界面的光波被折射。
如图4A中所显示，声波205A从较冷温度的气体区域T冷行进至较热的气体区域，显示为气流325。当声波205A进入较热的气体区域时，其沿一个方向转向某一角距离。当其离开较热的区域并返回至较冷的区域时，其沿着另一方向转向相同的角距离。就这一点而言，声波205A行进通过气流325的区域T热，并且离开气流325，并在方向不变的路径上继续。因此，气流325单独地没有提供声学益处。
在图4B中，声波205A从较冷的区域T冷(例如，比如环境空气315)行进至凸面较热的区域气流320，并且离开气流320，折射成两个发散波205B和205C。就这一点而言，较热气体的凸面区域T热引起声波205相对于其原始路径435发散。因此，在高于环境空气315的温度下的凸面气流320产生温度梯度，其必要地使声波205远离机身170并且远离(例如，围绕或转向)航空器客舱271折射。
本领域技术人员将认识到产生透镜状加热的气流——比如图4B中的气流320——可能需要复杂的和昂贵的系统。图4C(未按比例)图解了具有矩形横截面的凸面的加热的气流320，其可以由从端口120喷射的空气更容易地产生。声波205A从较冷的区域T冷行进至凸面较热的区域气流320。如在图4A-B中，声波205A在冷-至-热过渡到气流320处沿一个角方向转向。当声波205A离开气流320时，其遇到横向于声波205A的行进方向取向的热梯度(例如，在每个位置处的热梯度的取向由粗黑箭头指示)。由于该热梯度，当声波205A离开气流320时以与当其进入气流320时相同的角方向进一步转向。因此，声波205A被折射为两个发散波205B和205C。就这一点而言，较热气体的凸面区域T热引起声波205相对于其原始路径435发散。因此，凸面气流320在高于环境空气315的温度下产生温度梯度，其对于使声波205远离机身170和远离(例如，围绕或转向)航空器客舱271折射是必要的。
图4D图解了包括热气流320和邻近的暖气流325A和325B的凸面热气流。声波205A从较冷的区域T冷行进至凸面较热的区域气流320。如在图4C中，每个声波205A在冷-至-热过渡到气流320、325A或325B处以一个角方向转向。当声波205A离开气流320、325A或325B时，其遇到横向于声波205A的行进方向取向的热梯度因为该热梯度，当声波205A离开气流320时以与当其进入气流320时相同的角方向进一步转向，或当声波205A离开气流325A或325B时以与当其分别进入气流325A或325B时相同的方向进一步转向。因此，声波205A被折射为两个发散波205D和205E。在离开气流320之后的一些声波205B或205C随后离开气流325A或325B，并且以与当它们进入气流320时转向的方向相反的角方向转向。该相反转向小于在冷-至-热过渡到气流320处的转向和在热-至-暖过渡从气流320到气流325A或325B处的转向的总和。因此，声波205A被折射为两个发散波205B和205C。就这一点而言，较热气体的凸面区域T热引起声波205相对于其原始路径435发散。因此，包括热气流320和邻近的暖(例如，T暖)气流325A和325B的凸面的热气流产生温度梯度，其对于使声波205远离机身170和远离(例如，围绕或转向)航空器客舱271折射是必要的。
图4A-D图解了以接近垂直角度进入加热的气流的声波205。图4E显示了从较冷温度的气体区域T冷以锐角进入凸透镜状热气流320的声波205A。如在图4B中，与热气流320(例如，在温度T热下)的凸透镜形状相对应的温度梯度引起声波205A发散。因此，声波205A被折射为两个发散波205B和205C。
图4F(未按比例)显示了包括热气流320(例如在温度T热下)和邻近的暖气流325A和325B(例如，在温度T暖下)的凸面的热气流320，与声波205A一起从较冷温度的气体区域T冷以锐角进入气流320。如图4D中，与热气流320的凸面形状相对应的温度梯度引起声波205A发散。因此，声波205A被折射为两个发散波205B和205C。
图5A-B图解了根据本公开内容的实施方式的发动机排气高速空气203的折射的噪声波505。在图5A-B中，将未折射的声波205的射线(ray)与折射的声波505的射线比较以显示噪音水平在乘客耳区275如何下降。例如，折射的声波505发散比未折射的声波205宽大约7和7/10度的角度。就这一点而言，客舱271内声音的强度降低至其未折射值的大约70％，或降低大约1％和53％的分贝数，这对于通常的人耳是显著的。
上述估算的噪音降低水平基于气流320的温度对气流325的温度的计算的正8开氏度升高。在该实例中，温度的8开氏度升高是计算的两百千瓦的热功率添加至25％平方米的气流320的结果，其最初在两百五十开尔文的温度下并且以每秒200米行进。
图5A中显示的实施方式图解了沿着发动机190A和机身170之间的机翼180分布并连接至内部腔室129A的第一端口120A。图5A图解了沿着发动机190A和机身170之间的机翼180分布的第二端口125A。沿着机翼180的中央部分502分布的第一端口120A产生气流320，并且沿着机翼180的外部分501A和501B分布的第二端口125A产生气流325。图5B图解了由分别与端口120A和125A向后对准的气流320和325折射的噪声波505。
噪音降低系统100可以用第一端口120和第二端口125的各种实施方式实施，其包括端口的尺寸和数量。例如，端口120A和端口125A在发动机190A和机身170之间沿着机翼180连续地分布。在一些实施方式中，端口120A的开口大于端口125A的开口以提供与气流325相比更大密度的气流320。在一些实施方式中，端口120A的数量大于端口125A的数量。
在一些实施方式中，航空器160包括机翼180上另外的发动机190B，并且第一端口120B和第二端口125B的尺寸和在第二发动机190B和机身170之间的位置与端口120A和125A的尺寸和在第一发动机190A和机身170之间的位置相似，如本文所讨论。在各种实施方式中，第一端口120(标记为120A和120B)和第二端口125(标记为125A和125B)被选择性地定位在机翼180的顶部和/或底部表面上。
在一些实施方式中，内部腔室129A和129B分别接收来自发动机190A和190B的引气。控制器110打开和关闭阀130A以选择性地将引气从发动机190A引导至内部腔室129A。类似地，控制器110打开和关闭阀130B以选择性地将引气从发动机190B引导至内部腔室129B。在其它实施方式中，第一端口120和/或第二端口125被选择性阻塞以控制空气的排出。就这一点而言，控制器110可操作地打开和关闭连接至端口120和/或端口125的开口的盖515以选择性地排出空气。
在一些实施方式中，如图5A中所显示，内部腔室129A接收来自加热器140A的热空气。控制器110被电连接至加热器140A以控制加热器140A的操作。控制器110开启和关闭加热器140A，并且通过调节加热器140A的输出功率瓦数选择性地控制加热的空气的温度。
在一些实施方式中，加热器140配置为在机翼180的中央部分502处结合至机翼180的前缘581的表面的电加热毯140B。在一些实施方式中，加热毯140B是任何类型的多层材料，包括例如结合在绝缘材料层之间的导电内层。用于加热前缘581的加热器140的其它实施方式是可能的。控制器110选择性地开启和关闭加热毯140B。控制器110通过调节其输出功率瓦数选择性地控制加热毯140B的温度。就这一点而言，由前缘581加热的空气在机翼180的中央部分502处通过上表面和/或下表面以形成热气流320。
图6图解了描述使用根据本公开内容的实施方式的航空器机舱噪音降低系统100的方法的流程图。
在方框602中，一个或多个航空器发动机190在飞行操作期间产生排气高速空气流203。高速空气流203流过较缓慢移动的空气，引起产生噪声波205的扰动。噪声波205在垂直于机身170的路径中朝向航空器160的客舱271行进。
在方框604中，在一些实施方式中，加热的空气由来自航空器发动机190的引气形成并且在机翼180的内部腔室129内被引导。一个或多个阀130被机械地连接在发动机190和内部腔室129之间以控制加热的空气向内部腔室129的流动。控制器110被电连接至一个或多个阀130以打开和关闭阀130。就这一点而言，控制器110控制热空气到内部腔室129的移动。
在其它实施方式中，加热的空气通过操作安装在内部腔室129内的加热器140形成。控制器110通过操作地开启和关闭加热器140和/或调节加热器输出功率瓦数控制由加热器140产生的加热的空气的温度。
在又另一实施方式中，通过加热器140加热机翼180的前缘181，该加热器140被配置为结合至前缘581的加热毯。环境空气随着其接触加热的前缘581的外表面被加热以产生加热的气流。控制器110选择性地开启和关闭加热毯140，以选择性地控制加热毯140的温度。控制器选择性地调节毯140输出功率瓦数。参考方框606，在加热的前缘581处形成的热空气在机翼180的中央部分502处通过上表面和/或下表面以形成气流320。
在一些实施方式中，多个第一端口120沿着在机身170和发动机190之间延伸的机翼180的中央部分502选择性地分布。第一端口120被连接至内部腔室129并且排出第一温度和/或第一密度下的热引气(例如，由发动机190产生的引气)。在一些实施方式中，第一端口的尺寸和/或数量沿着机翼180的中央部分502变化。
此外，多个第二端口125沿着在机身170和发动机190之间延伸的机翼180的外部分501A和501B选择性地分布。第二端口125排出低于第一温度和/或第一密度的第二温度和/或第二密度下的空气。在一些实施方式中，第二端口的数量沿着机翼180的外部分501A和501B变化。在一些实施方式中，第二端口125的开口小于第一端口120的开口。
在方框606中，在一些实施方式中，从第一端口120排出的热空气形成气流320并且从第二端口125排出的空气形成气流325A和/或325B。气流320提供热空气的凸面气流，其中温度高于气流325A和325B的温度。
气流320、325A和325B在朝向平行于机身170的航空器160的后面并且在发动机190和机身170之间的路径中行进。组合气流325A、320和325B的形状形成复合气流，其中气流320形成中央部分，并且气流325A和325B形成外部分。组合气流在中央部分502中比在外部分501A和501B处更热，以产生包括热气流320和邻近的暖气流325A和325B的凸面的热气流。
在方框608中，朝向航空器160的客舱271行进的噪声波205遇到组合气流325A、320和325B。随着噪声波205行进通过组合气流，它们到达较热空气的区域(例如，气流320)。气流320的较热空气引起噪声波205远离客舱271折射，导致客舱271中噪音水平的强度下降。因此，包括热气流320和邻近的暖气流325A和325B的凸面热气流产生温度梯度，其对于使声波205远离机身170和远离(例如，围绕或转向)乘客耳区275处的航空器客舱271折射是必要的。
有利地，实施航空器机舱噪音降低系统100以降低航空器中的噪音水平。通过使噪声波远离机身折射，还降低了在航空器后部对机械系统的声学负载。
在适用的情况下，可以使用硬件、软件、或硬件和软件的组合实施本公开内容提供的各种实施方式。同样在适用的情况下，本文阐释的各种硬件部件和/或软件部件可以被组合成包括软件、硬件和/或二者的复合部件，而不背离本公开内容的精神。在适用的情况下，本文阐释的各种硬件部件和/或软件部件可以被分离为包括软件、硬件或二者的子部件，而不背离本公开内容的精神。另外，在适用的情况下，考虑软件部件可以被实施为硬件部件，反之亦然。
根据本公开内容的软件，比如程序代码和/或数据，可以被存储在一个或多个计算机可读介质上。还考虑了，可以使用一个或多个通用或专用计算机和/或计算机系统，网络化的和/或以其它方式实施本文确认的软件。在适用的情况下，本文描述的各种步骤的顺序可以改变、组合成复合步骤、和/或分离为子步骤以提供本文描述的特征。
以上描述的实施方式阐释了但是没有限制本发明。还应理解的是，根据本发明的原理的许多改进和变型是可能的。因此，本发明的范围仅由权利要求限定。
根据本公开内容的方面，提供了方法，其包括：加热空气以提供第一气流，第一气流来自在航空器的机身和第一发动机之间延伸的机翼的机翼段的中央部分；并且其中第一气流的温度高于来自机翼的相邻气流的温度。
公开了方法，其中第一气流在平行于机身的路径中以向后方向从机翼行进以在发动机排气流和机身之间形成热空气温度梯度。
公开了方法，其中加热空气包括在机翼段的中央部分处加热机翼的前外表面以提供第一气流。
公开了方法，其中加热空气包括使用来自第一发动机的引气来提供第一气流。
进一步公开了方法，其包括接收来自第一发动机的引气；和引导引气以提供第一气流。
进一步公开了方法，其包括通过多个第一端口排出第一气流，多个第一端口沿着机身和第一发动机之间的机翼段的中央部分选择性地分布，其中第一端口被配置为在机翼的顶部和/或底部表面处排出第一气流。
进一步公开了方法，其包括通过多个第二端口排出相邻气流，多个第二端口沿着机身和第一发动机之间的机翼段的一个或多个外部分选择性地分布，其中第二端口被配置为在机翼的顶部和/或底部表面处排出相邻气流。
进一步公开了方法，其中第一端口的数量大于第二端口的数量，和/或其中第一端口的开口大于第二端口的开口。
进一步公开了方法，其包括通过第一气流使由发动机和发动机排气流引起的声波远离机身折射。
进一步公开了方法，其包括加热空气以提供第二气流，第二气流来自在航空器的第一发动机和第二发动机之间延伸的机翼的第二机翼段的中央部分。
根据本公开内容的进一方面，提供了航空器，其包括机身；机翼，其连接至机身并且配置为加热空气以提供第一气流，第一气流来自在航空器的机身和第一发动机之间延伸的机翼的机翼段的中央部分；并且其中第一气流的温度高于来自机翼的相邻气流的温度。
进一步公开了航空器，其中第一气流在平行于机身的路径中以向后方向从机翼行进以在发动机排气流和机身之间形成热空气温度梯度。
进一步公开了航空器，其包括机翼的前外表面；和连接至前外表面的一个或多个加热器，其配置为在机翼段的中央部分处加热前外表面。
进一步公开了航空器，其包括加热器控制器，其被连接至一个或多个加热器并且配置为开启和/或关闭一个或多个加热器以选择性地控制机翼的前外表面的温度。
进一步公开了航空器，其中第一发动机被配置为提供引气至机翼的内部腔室，其中第一发动机提供引气至内部腔室。
进一步公开了航空器，包括在第一发动机和内部腔室之间连接的一个或多个阀；和连接至一个或多个阀的阀控制器，阀控制器配置为打开和/或关闭阀以选择性地将引气引导至内部腔室。
进一步公开了航空器，其包括多个第一端口，其被连接至机翼的内部腔室并且沿着在机身和第一发动机之间延伸的机翼段的中央部分选择性地分布，其中第一端口被配置为在机翼的顶部和/或底部表面处排出第一气流。
进一步公开了航空器，包括多个第二端口，其沿着在机身和第一发动机之间延伸的机翼段的至少一个外部分选择性地分布，其中第二端口被配置为在机翼的顶部和/或底部表面排出相邻气流，其中第一端口的数量大于第二端口的数量，和/或其中第一端口的开口大于第二端口的开口。
进一步公开了航空器，包括由第一发动机和朝向机身的方向行进的发动机排气流引起的声波，其中通过第一气流使声波远离机身折射。
进一步公开了航空器，包括连接至机翼的第二发动机，其中机翼被配置为加热空气以提供第二气流，第二气流来自在航空器的第一发动机和第二发动机之间延伸的机翼的第二机翼段的中央部分；并且其中第二气流的温度高于来自机翼的第二相邻气流的温度。

Claims (10)

1.一种方法，其包括：
加热空气以提供第一气流，所述第一气流来自在航空器的机身和第一发动机之间延伸的机翼的机翼段的中央部分；并且
其中所述第一气流的温度高于来自所述机翼的相邻气流的温度。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一气流在平行于所述机身的路径中以向后方向从所述机翼行进以在发动机排气流和所述机身之间形成热空气温度梯度。
3.根据权利要求1所述的方法，其中加热空气包括在所述机翼段的所述中央部分处加热所述机翼的前外表面以提供所述第一气流。
4.根据权利要求1所述的方法，其中加热空气包括使用来自所述第一发动机的引气来提供所述第一气流。
5.根据权利要求4所述的方法，进一步包括：
接收来自所述第一发动机的所述引气；和
引导所述引气以提供所述第一气流。
6.根据权利要求5所述的方法，进一步包括通过多个第一端口排出所述第一气流，所述多个第一端口沿着所述机身和所述第一发动机之间的所述机翼段的所述中央部分选择性地分布，其中所述第一端口被配置为在所述机翼的顶部和/或底部表面处排出所述第一气流。
7.根据权利要求6所述的方法，进一步包括通过多个第二端口排出所述相邻气流，所述多个第二端口沿着所述机身和所述第一发动机之间的所述机翼段的一个或多个外部分选择性地分布，其中所述第二端口被配置为在所述机翼的顶部和/或底部表面处排出所述相邻气流。
8.根据权利要求7所述的方法，其中所述第一端口的数量大于所述第二端口的数量，和/或其中所述第一端口的开口大于所述第二端口的开口。
9.根据权利要求1所述的方法，进一步包括通过所述第一气流使由所述发动机和发动机排气流引起的声波远离所述机身折射。
10.根据权利要求1所述的方法，进一步包括加热空气以提供第二气流，所述第二气流来自在所述航空器的所述第一发动机和第二发动机之间延伸的所述机翼的第二机翼段的中央部分。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102020131272A1 (de) 2020-11-26 2022-06-02 Airbus Operations Gmbh Fahrzeugbauteil mit reduzierter Schallübertragung

Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2928627A (en) * 1956-07-10 1960-03-15 Lockheed Aircraft Corp Aircraft propulsion systems
US5348256A (en) * 1992-05-13 1994-09-20 The Boeing Company Supersonic aircraft and method
US20030150955A1 (en) * 2002-02-13 2003-08-14 Daggett David L. Aircraft wing heat exchanger apparatus and method
CN1576560A (zh) * 2003-06-30 2005-02-09 通用电气公司 用于减小喷射流噪声的人字形射流和可配置的热屏蔽
US20050067526A1 (en) * 2003-09-05 2005-03-31 Supersonic Aerospace International, Llc Wing gull integration nacelle clearance, compact landing gear stowage, and sonic boom reduction
US20060000943A1 (en) * 2004-06-18 2006-01-05 Ouellette Richard P Horizontal augmented thrust system and method for creating augmented thrust
CN1953900A (zh) * 2004-02-20 2007-04-25 波音公司 用于控制尾流的方法和装置
CN101297107A (zh) * 2005-10-26 2008-10-29 爱森有限公司 用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机
CN101589217A (zh) * 2007-02-14 2009-11-25 波音公司 降低喷气式发动机尾气噪音的系统和方法
CN102530235A (zh) * 2010-11-15 2012-07-04 波音公司 用于减小飞行器噪音的方法和装置
US20120186282A1 (en) * 2011-01-20 2012-07-26 Hamilton Sundstrand Corporation Recirculation heat exchanger outlet header
CN103702903A (zh) * 2011-02-25 2014-04-02 空中客车法国运营公司 减小环境影响的飞行器
US9132909B1 (en) * 2011-03-11 2015-09-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Flap edge noise reduction fins
WO2015166430A1 (en) * 2014-04-29 2015-11-05 Piaggio Aero Industries S.P.A. Low-noise aircraft of the turboprop type and provided with three lifting surfaces
US20160047274A1 (en) * 2014-08-18 2016-02-18 Rohr, Inc. Actively controlled cooling air exhaust door on an aircraft engine nacelle
CN105398567A (zh) * 2014-09-09 2016-03-16 空中客车防务和空间有限责任公司 用于飞行器的空气产生单元

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB790298A (en) 1953-09-07 1958-02-05 Power Jets Res & Dev Ltd Jet propelled aircraft
US8981261B1 (en) 2012-05-30 2015-03-17 The Boeing Company Method and system for shockwave attenuation via electromagnetic arc

Patent Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2928627A (en) * 1956-07-10 1960-03-15 Lockheed Aircraft Corp Aircraft propulsion systems
US5348256A (en) * 1992-05-13 1994-09-20 The Boeing Company Supersonic aircraft and method
US20030150955A1 (en) * 2002-02-13 2003-08-14 Daggett David L. Aircraft wing heat exchanger apparatus and method
CN1576560A (zh) * 2003-06-30 2005-02-09 通用电气公司 用于减小喷射流噪声的人字形射流和可配置的热屏蔽
US20050067526A1 (en) * 2003-09-05 2005-03-31 Supersonic Aerospace International, Llc Wing gull integration nacelle clearance, compact landing gear stowage, and sonic boom reduction
CN1953900A (zh) * 2004-02-20 2007-04-25 波音公司 用于控制尾流的方法和装置
US20060000943A1 (en) * 2004-06-18 2006-01-05 Ouellette Richard P Horizontal augmented thrust system and method for creating augmented thrust
CN101297107A (zh) * 2005-10-26 2008-10-29 爱森有限公司 用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机
CN101589217A (zh) * 2007-02-14 2009-11-25 波音公司 降低喷气式发动机尾气噪音的系统和方法
CN102530235A (zh) * 2010-11-15 2012-07-04 波音公司 用于减小飞行器噪音的方法和装置
US20120186282A1 (en) * 2011-01-20 2012-07-26 Hamilton Sundstrand Corporation Recirculation heat exchanger outlet header
CN103702903A (zh) * 2011-02-25 2014-04-02 空中客车法国运营公司 减小环境影响的飞行器
US9132909B1 (en) * 2011-03-11 2015-09-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Flap edge noise reduction fins
WO2015166430A1 (en) * 2014-04-29 2015-11-05 Piaggio Aero Industries S.P.A. Low-noise aircraft of the turboprop type and provided with three lifting surfaces
US20160047274A1 (en) * 2014-08-18 2016-02-18 Rohr, Inc. Actively controlled cooling air exhaust door on an aircraft engine nacelle
CN105398567A (zh) * 2014-09-09 2016-03-16 空中客车防务和空间有限责任公司 用于飞行器的空气产生单元

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