CN109763863A - 包括声学处理结构的涡轮喷气发动机叶片的环 - Google Patents

包括声学处理结构的涡轮喷气发动机叶片的环 Download PDF

Info

Publication number
CN109763863A
CN109763863A CN201811337694.2A CN201811337694A CN109763863A CN 109763863 A CN109763863 A CN 109763863A CN 201811337694 A CN201811337694 A CN 201811337694A CN 109763863 A CN109763863 A CN 109763863A
Authority
CN
China
Prior art keywords
ring
platform
acoustic treatment
sheath
treatment panel
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201811337694.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109763863B (zh
Inventor
塞德里克·扎卡蒂
克里斯托夫·马赛尔·卢西恩·博得里吉昂
弗朗索瓦·玛丽·保罗·马琳
蒂埃里·保罗·帕平
杰基·诺维·马乔诺
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN109763863A publication Critical patent/CN109763863A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109763863B publication Critical patent/CN109763863B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • B64D33/06—Silencing exhaust or propulsion jets
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/026—Scrolls for radial machines or engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

一种用于飞机涡轮发动机的叶片的环(1)，所述环(1)具有轴向方向(DA)和径向方向(DR)，并包括具有内表面(2a)的第一环形护套(2)和具有面向第一环形护套(2)的第一内表面(2a)的内表面(3a)的第二环形护套(3)，第一护套(2)和第二护套(3)是同轴的，并且在它们之间限定用于气流(F)的流动通道(20)。该环(1)还包括部分环形的声学处理面板(5)，所述形声学处理面板(5)包括共振腔(14)以及在第一护套(2)与第二护套(3)之间沿径向方向(DR)延伸的叶片(4)。每个叶片(4)均包括一径向翼型(45)，在所述翼型(45)的每个径向端(40)处的至少两个连接突片(6)被紧固到所述第一护套(2)或第二护套(3)上，所述第一环形护套(2)和第二环形护套(3)中的至少一个的内表面(2a，3a)和相应的所述连接突片(6)由设置在所述翼型(45)之间的声学处理面板(5)覆盖。

Description

包括声学处理结构的涡轮喷气发动机叶片的环
技术领域
本发明涉及所称的“无源”声学处理的一般领域，并且具体但非排他地涉及其在航空涡轮发动机中的应用。
本发明更具体地涉及飞机涡轮发动机的叶片的环，更具体地涉及环的声学处理。
背景技术
在航空领域中经常使用无源声学处理面板是为了减少从涡轮发动机的声音排放。例如，对于双轴旁通型涡轮喷气发动机，这种面板可以设置在涡轮喷气发动机的机舱的内表面上，并且还可以设置在其主盖的内表面和外表面上。
无源声学处理面板通常由形成共振腔的结构构成，所述结构被薄的多孔层(也称为穿孔的皮肤)所覆盖，所述薄的多孔层用作无源壁并且在其另一端由从声学视角被反射的层(也称为固体皮肤)封闭。
在关于噪声的一般规范的背景下，所述规范对于降低噪声水平变得越来越受限制，并且特别是在可用于潜在声学处理的表面区域变得越来越小的狭窄和短的机舱的背景下，难以以常规方式满足一般规格。特别是，安装用于衰减来自风扇的噪声的设备，特别是声学板的空间较小。这样，由于对其一体化，特别是在发动机的次级通道中安装声学面板，设备的体积成为主要问题。
而且，在也称为出口导向叶片(OGV)的叶片的环中，空气流动通道的表面由辅助零件构成，例如由安装在出口导向叶片之间的平台构成，以便靠近根部和靠近那些叶片的尖端插入。通常，声学处理面板紧接在出口导向叶片的环的上游和下游使用。该环本身通常没有声学处理，从而减小了声学处理的面积，并且还降低了声学处理的有效性。
这种没有声学处理并且因此形成声学泄漏区域的刚性平台也可以被次级流激发，从而增加到设计约束。
形成环的内护罩和外护罩并且构成通过出口导向叶片的环的气流通道的表面的平台通常包括大量的肋，以便加强平台并降低被劣化的环结构的完整性的任何风险。。
已知用于涡轮喷气发动机的叶片的环包括具有共振腔的声音衰减面板，该面板插入在平台部分和叶片部分中制成的凹口中。
然而，这些面板仅能够覆盖由叶片的平台构成的护罩的表面的一小部分，该护罩可以被认为是环形护套。特别是，为了保持环的结构的完整性，可以仅在平台的一部分中形成凹口。
发明内容
本发明试图提出一种用于涡轮发动机的叶片的环，其最大化对内护罩或外护罩中的至少一个的声学处理，以减少声波从涡轮发动机传播出去。
本发明提供一种用于飞机涡轮发动机的叶片的环，该环具有轴向和径向，并且包括具有第一内表面的第一环形护套和具有面向第一内表面的第二内表面的第二环形护套。第一护套和第二护套是同轴的，并在它们之间限定了用于气流的流动通道。该环还包括具有共振腔的声学处理面板。叶片在第一护套与第二护套之间沿径向延伸。这些叶片中的每一个在每个径向端部处包括至少两个连接突片。
据本发明的一般特征，首先，每个叶片均包括具有所述连接突片的径向翼型，所述连接突片在翼型的每个径向端处紧固到第一护套或第二护套，其次，第一环形护套和第二环形护套中的至少一个的内表面和相应的连接突片由设置在翼型之间的声学处理面板覆盖。
因此，本发明的环的声学处理面板用于同时组合两个功能：处理来自流动通道的声波的声学功能和与在叶片间插入件中形成平台以使得能够形成环形护套相关的空气动力学功能。因此，本发明使得可以提供执行两种功能的声学处理面板，同时改善环形护套的机械强度，并使其重量最小化。具有声学功能和空气动力学功能的叶片间插入件还用于正确地处理机械强度约束、构造集成问题以及组装约束和紧固约束。
声学处理面板的共振腔尤其用于最大化目标频率范围内的衰减，例如从400赫兹(Hz)延伸到4kHz的范围，例如用于具有超高旁通比(UHBR)的涵道风扇涡轮发动机。这种机器的风扇引起了主要的声学约束。
本发明使得可以通过利用叶片之间和流动通道外部可用的所有体积来扩展环的叶片之间的声学处理区域，以进行声学处理，同时增加平台的强度和保持力，虽然与已知平台相比降低了复杂性，其中复杂性通常是由于大量的肋造成的。
本发明的环使得可以在声学处理区域方面实现35％的增益，同时仍然在叶片之间建立空气动力通道。具体地，该环使得可以在与二级流接触的平台的约60％的区域上进行声学处理。与现有技术中已知的解决方案相比，平台的声学处理使得在风扇下游声学处理的面积增加了20％至40％。
形成叶片间插入件中的平台的声学处理面板在叶片的连接突片之间的最大体积上结合了空气动力学功能和声学功能。
而且，根据本发明的一般特征，每个声学处理面板均包括部分环形平台和与平台配合以形成一盒的盖，该平台具有面向流动通道的第一面和与第一面相对的第二面，盖沿径向从所述平台突出延伸，盒包括由在平台的第二面与盖之间延伸的内部空间限定，并具有设置在其中的共振腔的壳体。
由其盖封闭的盒用于控制比在共振腔的一端开口的插入件更好的声学处理的行为。与封闭的盒相比，难以准确地预测在具有在共振腔的一端开口的插入件的方案中的声学处理的效果。这种精度的缺乏是由于缺乏对声腔的可靠限定，因为相对于外壳产生间隙，平台在外壳上被固定在叶片之间。
在叶片的环的第一方面，每个声学处理面板的平台均可包括通孔，该通孔使得流动通道能够与声学处理面板中的共振腔连通。
平台中的孔，也被认为是皮肤上的穿孔，在执行声学处理面板的声学功能方面非常有效。来自流动通道的声波可以通过孔传递到声学处理面板中的共振腔。
在叶片的环的第二方面，每个声学处理面板的平台均具有的穿孔部分，所述穿孔部分位于由平台覆盖的区域的5％至12％的范围内。
在5％至12％的范围的穿孔部分内能够获得良好的声学性能。
通过覆盖第一环形板或第二环形板，声学处理面板形成环形声学处理护套，然后具有类似于声学处理面板的夹层型结构。因此，环形声学处理护套包括第一层、第二层和第三层，所述第一层由平台形成，并可以被认为是第一壁，所述第二层由具有共振腔的结构形成，所述第三层由盖形成并可以认为是作为第二壁，第二层在第一层和第三层之间延伸。这种夹层结构具有最佳的刚度与重量比，这使得面板和环形护套在受到机械应力和空气动力学应力时具有强度，即，使面板具有良好的振动性能和抵抗施加在该声学处理面板上的压力差的良好的强度。
在叶片的环的第三方面，每个声学处理面板的平台均在大于由盖描述的环形部分的环形部分上延伸，该盒通过将盖与平台组装而形成，该平台在其外周边上限定支承表面，用于接收密封垫。
在适当的情况下，可以提供紧固器元件，用于将面板连接到叶片的连接突片或与另一个声学处理面板连接。例如，这些可包括上游紧固器舌片和/或下游紧固器舌片，所述舌片被引起与叶片的环的外壳中的相应结构配合。
修整盒用于通过首先集成接收密封垫的位置来最大化声学处理区域，所述密封垫与外壳部分配合，所述外壳部分相对于流动通道中的气流的流动方向在环的上游和下游，其次通过集成孔的位置或螺栓的位置或用于将面板与叶片紧固的配件的位置，或者实际上使得面板能够相互固定。
叶片的环的第四方面，每个声学处理面板可包括安装在平台的第二面上的至少一个弹性阻尼器。例如，弹性阻尼器沿径向方向穿过盖。
弹性阻尼器或“缓冲器”用于减弱形成护罩的声学处理面板的振动。
在叶片的环的第五方面，盖可包括声学反射层。
在叶片的环的第六方面，盒可包括设置在壳体中并在平台的外表面和盖之间沿径向延伸的隔板。
隔板用于加强声学处理面板，从而在空气动力学应力和/或振动应力下改善处理面板的结构强度。隔板还可以直接用于在声学处理面板的盒内形成共振腔。
频率匹配，即可以在要衰减的频率上实现最大耗散的优化，大部分通过共振腔的体积进行。共振腔的几何特征以及隔板的几何特征被根据目标声学性能限定。
在第六方面的一个实施例中，隔板可以成形为形成沿着径向弯曲的腔。
弯曲的腔用于改善小体积的低频衰减，特别是如果壳体在径向方向上的高度有限的话。
在叶片的环的第七方面，每个声学处理面板均可包括多孔材料，所述多孔材料设置在盒的壳体中并限定所述共振腔。
多孔材料可以是泡沫或实际上是粘弹性材料。
在一变型中，每个声学处理面板均可以包括蜂窝结构，所述蜂窝结构安装在盒的壳体中，并形成限定所述共振腔的单元。
该蜂窝结构具有形成两个共振腔以及用于加强声学处理面板的隔板或肋的优点。
在另一实施例中，每个声学处理面板均还可以包括设置在共振腔内的有源声学处理装置，例如压电装置。
在叶片的环的一个方面，每个声学处理面板的平台和盖均由碳复合材料或玻璃复合材料制成。
用碳或玻璃复合材料制造平台和盖用于为声学处理面板提供额外的刚度。
在叶片的环的第九方面，每个声学处理面板均包括径向紧固器孔，所述径向紧固器孔用于将面板紧固到第一环形护套或第二环形护套，每个径向紧固器孔均沿着径向方向从平台穿过盒到盖，盒还包括一个后退区域，而在每个径向紧固器孔周围没有任何共振腔。
在声学处理面板到第一环形护套或第二环形护套的紧固件周围没有共振腔的后退区域使得金属配件能够结合在紧固件周围，并且使得配件与共振腔之间的剩余空间能够填充聚合物。这用于获得紧固件与共振腔之间的过渡。如果没有这种转变，平台的强度将会变差，平台可能会被撕掉。
本发明还提供了一种涡轮发动机，所述涡轮发动机包括如上所述的叶片的环。
本发明还提供了一种飞行器，所述飞行器包括如上定义的涡轮发动机。
附图说明
通过阅读通过非限制性指示并参考附图给出的以下描述，可以更好地理解本发明，其中：
-图1是本发明一个实施例中的叶片的环的示意性立体图；
-图2是图1环的一部分的放大图；
-图3，4和5分别是图1环的叶片和声学处理面板的示意性立体图、截头图解立体图和示意性平面图；
-图6是示出了图5的声学处理面板的第一截面平面图；和
-图7是示出了图5的声学处理面板的第二截面平面图。
具体实施方式
图1是本发明的实施例中的飞机涡轮发动机的叶片的环的示意性立体图，图2是图1的一部分的放大图。
图1和2中所示的环1是排出口导向叶片的环。它具有轴向方向DA、径向方向DR和圆周方向DC。环1具有内护罩2、外护罩3和导向叶片4，每个导向叶片均沿径向方向DR延伸。
在该实施例中，外护罩3包括金属环形外壳，该金属环形外壳具有内表面3a，所述内表面3a具有组装在其上的一连串的部分环形的面板5。面板5是构成声学处理面板的叶片间插件，每个声学处理面板均具有形成共振腔的声学处理结构。
如图3、图4和图5所示，它们分别是图1和图2的叶片4和环1的声学处理面板5的示意性立体图、截断的示意性立体图和平面图，每个叶片4均包括径向翼型45和位于翼型45的径向外端40处的四个紧固片6，所述翼型45与面板5配合以形成外护罩3，四个紧固器突片6沿环1的圆周方向DC延伸。两个连接突片6从叶片4的翼型45的第一侧41延伸，以远离翼型45突出，两个连接突片6从叶片4的翼型45的与第一侧41相对的第二侧42延伸，以从翼型45突出。每个连接突片6均设有孔7，所述孔7使得螺栓V能够被插入，用于与螺母配合，以将叶片4固定到外罩3上。在另一个实施例中，螺栓和孔7用于将面板5和叶片4与外罩3固定一起。
如图3至5所示，每个面板5均包括形成部分环形壁的平台8，当外护罩3被组装在一起的多个面板5覆盖时，该平台8用于重建一环形壁，从而与内护罩2或覆盖内护罩2的面板5配合，以形成用于气流F的流动通道20，如图1所示。平台8具有内表面81和外表面82，所述内表面81面向流动通道20和内护罩2，所述外表面82与内表面81径向相对，并且面向围绕环1设置的环形的环支撑结构(未示出)。
在一变型中，该环不需要包括内护罩2和外护罩3，护罩或环形护套通过将面板5与叶片4的连接突片6组装在一起以形成一环而形成。
每个面板5均还包括从平台8的外表面82突出的盖9。盖9和平台8一起形成一盒10。盖9具有四个径向壁91和环形壁92，所述径向壁91从平台8的外表面82沿径向方向DR突出，所述环形壁92从径向壁91的远离径向壁91的固定到平台8的外表面82的第二端912的第一端911大体上平行于平台8延伸。环形壁92构成面板5的盒底壁。
如图5中所示，由盖9和平台8形成的盒10的周边小于平台8的周边。换句话说，在平台8的外表面82上由盖9的径向壁91限定的周边小于平台8的周边。在径向壁91与平台8的周边之间延伸的空的空间形成用于密封垫的支承表面83。密封垫用于为环的在相对于图1中所示的指向环的轴向方向DA的气流F的流动方向的上游和下游的元件之间的外护罩3提供密封。密封垫还用于在面板5与他们固定于其上的叶片4的径向端部40之间提供密封。
在面板5的平台8的经连接突片6与叶片4的径向端部40接触的侧面上，每个平台8的外表面82均还包括两个凹口84，所述凹口84形状适于容纳连接凸起6，并使叶片4能够紧固到面板5。邻近凹口84的径向壁91围绕凹口84，以使叶片4能够连接到面板5，同时形成一覆盖平台8的最大可能表面面积的盒。
盒10形成壳体11，所述壳体11在盖9的环形壁92与平台8的外表面82之间沿径向方向DR延伸，并且在径向壁91之间沿与径向方向DR正交的方向延伸。
图6是图5的第一截面VI-VI上的声学处理面板5的视图。
如图6所示，平台8由通孔12穿孔，通孔12用于使流动通道20与盒10内的壳体11连通。平台8因此形成声学多孔的皮肤。平台8的穿孔分数在5％至12％，优选地为10％的范围内，以便提供良好的降低声音的性能。术语“穿孔分数”用于表示孔所覆盖的区域与平台8的总面积之间的比。
盒10还具有隔板13，所述隔板13在平台8的外表面82与盖9的环形壁92之间沿径向方向DR延伸。隔板13用于加固盒10，并因此加强声学处理面板5，为外护罩3提供更好的机械强度。隔板13还用于在形成于盒10内部的壳体11内形成共振腔14，用于处理通过孔12从流动通道20向盒10内的共振腔14传输的声波。
隔板13可以由蜂窝结构的单元隔板形成。在一变型中，隔板可以仅用于加固声学处理面板5，共振腔使用多孔材料形成，例如粘弹性材料或注入到盒10的壳体11中的泡沫。
图7是图5的第二截面VII-VII上的声学处理面板5的视图。
如图5和7中的例子所示，每个声学处理面板5均具有两个孔15，所述孔15用于将声学处理面板5紧固到环支撑结构(未示出)上。用于将面板紧固到环支撑结构上的孔15，下面称为径向紧固器孔，穿过盒10，即它们穿过平台8和盖9。径向紧固器孔15在壳体11内的直径大于穿过盒的螺栓的直径，以将面板固定到环支撑结构上。直径较大是因为盒还包括环形金属配件16以及用于每个径向紧固器孔15的壳体11内部的后退环形区域17，该配件16与径向紧固器孔15同轴，环形后退区域17由在环形金属配件16与盒10的相邻共振腔14之间延伸的管状空间构成。保持与径向紧固器孔15周围的共振腔14无关的后退区域17使得保持在配件16与共振腔14之间的空间被填充以聚合物，从而可以在紧固件与共振腔之间建立过渡。
另外，如图3和5所示，每个声学处理面板5均具有两个弹性阻尼器18，所述弹性阻尼器18安装在平台8的外表面82上，并沿径向方向DR穿过盖9的环形壁92。弹性阻尼器18，也称为“缓冲器”，用于衰减形成护罩的声学处理面板的振动。
根据本发明的叶片的环用于使至少一个被称为内环形护套或外环形护套的护罩的声学处理最大化，以减低从涡轮发动机中传出的声波。

Claims (14)

1.一种用于飞机涡轮发动机的叶片的环(1)，所述环(1)具有轴向方向(DA)和径向方向(DR)，并且包括具有第一内表面(2a)的第一环形护套(2)和具有面向所述第一环形护套(2)的第一内表面(2a)的第二内表面(3a)的第二环形护套(3)，所述第一护套(2)和第二护套(3)是同轴的，并且在它们之间限定用于气流(F)的流动通道(20)，所述环(1)还包括部分环形的声学处理面板(5)，所述声学处理面板包括共振腔(14)和叶片(4)，所述叶片沿所述径向方向(DR)在所述第一护套(2)与所述第二护套(3)之间延伸；其特征在于：
首先，每个所述叶片(4)均包括一径向翼型(45)，在所述翼型(45)的每个径向端(40)处的至少两个连接突片(6)被紧固到所述第一护套(2)或第二护套(3)上；和
其次，所述第一环形护套(2)和第二环形护套(3)中的至少一个的内表面(2a，3a)和相应的所述连接突片(6)由设置在所述翼型(45)之间的声学处理面板(5)覆盖；和
每个所述声学处理面板(5)均包括部分环形的平台(8)和与所述平台(8)配合，以形成盒(10)的盖(9)，所述平台(8)具有面向所述流动通道(20)的第一面(81)和与所述第一面(81)相对的第二面(82)，所述盖(9)从所述平台(8)沿着径向方向(DR)突出延伸，所述盒(10)包括壳体(11)，所述壳体(11)由在所述平台(8)的第二面(82)与所述盖(9)之间延伸的内部空间所限定，并具有设置在其中的所述共振腔(14)。
2.根据权利要求1所述的环(1)，其中每个所述声学处理面板(5)的平台(8)均包括通孔(12)，所述通孔(12)使得所述流动通道(20)能够与所述声学处理面板(5)中的所述共振腔(14)连通。
3.根据权利要求2所述的环，其中每个所述声学处理面板(5)的所述平台(8)均具有的一穿孔部分，所述穿孔部分位于由所述平台(8)覆盖的区域的5％至12％的范围内。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的环(1)，其中每个所述声学处理面板(5)的所述平台(8)在大于由所述盖(9)描述的环形部分的一环形部分上延伸，所述盒(10)通过将所述盖(9)与在其外周边上限定一支承表面(83)，用于接收密封垫的所述平台(8)进行组装而形成。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的环(1)，其中每个所述声学处理面板(5)均包括安装在所述平台(8)的第二面(82)上的至少一个弹性阻尼器(18)。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的环(1)，其中每个所述声学处理面板(5)的所述盖(9)均包括声学反射层。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的环(1)，其中所述盒(10)包括隔板(13)，所述隔板(13)设置在所述壳体(11)中，并且在所述平台(8)的外表面(82)与所述盖(9)之间沿径向方向(DR)延伸。
8.根据权利要求7所述的环(1)，其中所述隔板(13)成形为形成径向弯曲的腔。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的环(1)，其中每个所述声学处理面板(5)均包括设置在所述盒(10)的壳体(11)中，并限定所述共振腔(14)的多孔材料。
10.根据权利要求1至8中任一项所述的环(1)，其中每个所述声学处理面板(5)均包括安装在所述盒(10)的壳体(11)中，并形成限定所述共振腔(14)的单元的蜂窝结构。
11.根据权利要求1至10中任一项所述的环(1)，其中每个所述声学处理面板(5)的所述平台(8)和所述盖(9)均由碳复合材料或玻璃复合材料制成。
12.根据权利要求1至11中任一项所述的环(1)，其中每个所述声学处理面板(5)均包括用于将所述面板(5)紧固到所述第一环形护套(2)或第二环形护套(3)上的径向紧固器孔(15)，每个所述径向紧固器孔(15)均沿着所述径向方向(DR)从所述平台(8)穿过所述盒(10)到所述盖(9)，所述盒(10)还包括后退区域(17)，所述后退区域(17)没有围绕每个径向紧固器孔(15)的任何共振腔(14)。
13.一种涡轮发动机，所述涡轮发动机包括根据权利要求1至12中任一项所述的叶片的环(1)。
14.一种飞机，所述飞机包括根据权利要求13所述的涡轮发动机。
CN201811337694.2A 2017-11-10 2018-11-12 包括声学处理结构的涡轮喷气发动机叶片的环 Active CN109763863B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1760612 2017-11-10
FR1760612A FR3073561B1 (fr) 2017-11-10 2017-11-10 Anneau d'aubes fixes d'un turboreacteur comprenant une structure de traitement acoustique

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109763863A true CN109763863A (zh) 2019-05-17
CN109763863B CN109763863B (zh) 2022-10-11

Family

ID=60923717

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811337694.2A Active CN109763863B (zh) 2017-11-10 2018-11-12 包括声学处理结构的涡轮喷气发动机叶片的环

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10723476B2 (zh)
EP (1) EP3483396B1 (zh)
CN (1) CN109763863B (zh)
FR (1) FR3073561B1 (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11887571B2 (en) * 2020-09-11 2024-01-30 Rtx Corporation Acoustic attenuation structures
US11970957B2 (en) * 2021-08-19 2024-04-30 General Electric Company Acoustic turbofan airfoil apparatus

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5083900A (en) * 1989-11-15 1992-01-28 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Turbomachine stator element
US20030031556A1 (en) * 2001-08-11 2003-02-13 Mulcaire Thomas G. Guide vane assembly
US20080159851A1 (en) * 2006-12-29 2008-07-03 Thomas Ory Moniz Guide Vane and Method of Fabricating the Same
CA2697292A1 (en) * 2010-03-18 2011-09-18 General Electric Company Method and apparatus for a structural outlet guide vane
CN102597477A (zh) * 2009-09-17 2012-07-18 沃尔沃航空公司 降噪面板和包括降噪面板的燃气涡轮机部件
US20130121833A1 (en) * 2011-11-14 2013-05-16 United Technologies Corporation Structural stator airfoil

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4751979A (en) * 1985-05-16 1988-06-21 Airborne Express, Inc. Engine noise suppression kit for the nacelles of a jet aircraft
FR2924409B1 (fr) * 2007-12-03 2010-05-14 Airbus France Nacelle d'aeronef comprenant des moyens d'evacuations d'air chaud

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5083900A (en) * 1989-11-15 1992-01-28 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Turbomachine stator element
US20030031556A1 (en) * 2001-08-11 2003-02-13 Mulcaire Thomas G. Guide vane assembly
US20080159851A1 (en) * 2006-12-29 2008-07-03 Thomas Ory Moniz Guide Vane and Method of Fabricating the Same
CN102597477A (zh) * 2009-09-17 2012-07-18 沃尔沃航空公司 降噪面板和包括降噪面板的燃气涡轮机部件
CA2697292A1 (en) * 2010-03-18 2011-09-18 General Electric Company Method and apparatus for a structural outlet guide vane
US20130121833A1 (en) * 2011-11-14 2013-05-16 United Technologies Corporation Structural stator airfoil

Also Published As

Publication number Publication date
FR3073561A1 (fr) 2019-05-17
CN109763863B (zh) 2022-10-11
US10723476B2 (en) 2020-07-28
US20190152618A1 (en) 2019-05-23
EP3483396A1 (fr) 2019-05-15
FR3073561B1 (fr) 2020-11-20
EP3483396B1 (fr) 2020-02-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3232434B1 (en) Acoustic panel with vertical stiffeners
EP3324401B1 (en) Acoustic panel with sidewall stringers
EP1983160B1 (en) Gas turbine engine vane
EP2478202B1 (en) A noise attenuation panel and a gas turbine component comprising a noise attenuation panel
EP3324400B1 (en) Acoustic panel with sidewall stringers
EP3232435B1 (en) Acoustic panel with corrugated baffles and septums
EP1880941B1 (en) System for joining acoustic cellular panel sections in edge-to-edge relation
EP2568116B1 (en) An aerofoil assembly in a gas turbine
CA2538806C (en) Annular acoustic panel
CN109131831B (zh) 用于衰减噪声的面板
JP6551892B2 (ja) 音響ライナーおよび音響ライナーの入口を成形する方法
GB2452476A (en) Acoustic liner for gas turbine engine manufactured by an additive fabrication process
CN109763863A (zh) 包括声学处理结构的涡轮喷气发动机叶片的环
EP3748627B1 (en) Acoustic panel with one or more structural stiffeners
US20190061276A1 (en) Method for forming a structural panel
CN111976952A (zh) 具有多面板结构的结构化面板
US10253727B2 (en) Backside acoustic treatment of nacelle structural fittings
EP3594936B1 (en) Structured panel with integrated skin and sidewalls
CN114278459B (zh) 航空发动机、降噪声衬及其声衬孔板
RU2787912C2 (ru) Звукопоглощающая панель для гондолы турбореактивного двигателя воздушного судна

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant