CN110914518B - 出口导向叶片 - Google Patents

Abstract

一种用于涡扇发动机的出口导向叶片，其产生降低的噪声。该出口导向叶片可以包括翼面，该翼面至少包括多孔部分，其中，该至少一个通道或多孔部分的位置靠近翼面的前缘。

Description

出口导向叶片

背景技术

大多数现代商业和军用飞机由涡扇喷气发动机提供动力。

发动机噪声是由其本身喷气排气以及将空气吸入发动机的风扇叶片产生的。降低噪声的一种高效方法是增加发动机的旁通率。旁通率是流过旁路管道的空气的质量流量与流过发动机核心的空气的质量流量之比。旁通的空气极大地降低了来自发动机核心的喷射流产生的噪声，然而，这项技术在降低噪声方面已达到极限。

还开发了其他降噪技术，例如在发动机管道内用特殊的吸音衬吸收噪声。这些技术已将噪声进一步降低了90％。如今，喷气发动机比第一代喷气发动机安静30dB，并且所产生的噪声不到早期客机噪声的1％。然而，飞行的飞机数量的增加仍然为居住在机场附近的人们带来了严重的噪声污染。

尽管降噪技术得到了发展，但由于航空旅行的全球扩张和航班数量的增加，飞机噪声仍然是一个主要的公共问题。喷气发动机产生的飞机噪声会影响居住在机场附近的人们。因此，有必要进一步降低噪声。

发明内容

本发明涉及对涡扇发动机的部件的改变，由发动机产生的噪声的很大一部分由该部件造成。

在涡扇发动机中，涡扇将空气吸入发动机。这样，气流变得非常湍急。在旁路管道中，出口导向叶片(Outlet Guide Vane，OGV)使气流变直，从而减少湍流和噪声。OGV是一组独立的翼面，它们以通常为零+/-4°的低迎角固定在旁路管道上

OGV本身就是主要的噪声源。来自涡扇的湍流与OGV翼面相互作用，并由于与前缘和后缘的相互作用而产生噪声。前缘噪声是OGV的主要噪声源。

通过改变OGV的几何形状可以实现OGV噪声的小幅降低，但是其他降低噪声的方法将非常有益。

已经发现，噪声源是由OGV的两侧之间的压差波动引起的。这些快速的波动会在空气中产生振动，这种振动是可以听到的，并且与一般湍流产生的噪声不同。

根据本发明，提供了一种用于喷气发动机的出口导向叶片，包括翼面，所述翼面具有前缘和后缘，其中，所述出口导向叶片的所述前缘的至少部分是多孔的。术语“前缘”不一定是指空气与翼面相遇的单个点，而是在本说明书中通常用于指代该点附近的翼面的总体区域(即，在弦向方向上所述翼面的第一部分)。

利用本发明，可以通过为OGV前缘设置多孔部分而显着降低出口导向叶片产生的噪声，该多孔部分可以对振动提供阻尼作用并降低噪声。在1kHz至10kHz的范围内，可实现高达7dB的宽带噪声的大幅降低。令人惊讶和有益的是，该频率范围是人耳最敏感的范围。在迎角为零或接近零时，降噪效果尤其明显。OGV通常在巡航时以较小或为零的迎角运行，尽管由于气流是直流与环流的结合，气流的入射角在助跑和起飞时会发生变化。

虽然可以预期，偏离常规的实心光滑前缘会增加阻力，并因此降低发动机的效率，但发现本发明在没有显着增加OGV正常运行的入射角处的阻力的情况下实现了这种噪声降低，并且因此没有降低发动机的效率。

当多孔区域覆盖达到从前缘沿弦向延伸的前缘区域的20％，更优选地达到15％，进一步更优选地达到10％时，降噪效果特别强。

多孔区域可以延伸以覆盖OGV的前缘的整个跨度，也可以覆盖前缘的部分，在降噪和对空气动力性能的影响之间进行权衡。一个示例可以是，前缘的跨度的径向外部30％到10％是多孔的。

多孔前缘的另一个好处是，它抑制前缘区域中的气流分离，否则即使在较小的迎角下也可能发生这种分离。发生这种分离时，它会产生自己的低频噪声。多孔前缘大大降低了这种噪声。

孔隙率可以高达90％，但是高孔隙率可能会由于横流而在迎角大于零的位置产生噪声。优选地，10％到60％的孔隙率将用于提供最佳的降噪效果，而不会产生额外的横流噪声。孔隙率可以定义为“精细”(例如，10-60％)或“粗糙”(80-90％)。精细的孔隙率更好地降低了某些频段的噪声。精细孔隙率的一个示例是孔大小(直径)在0.2-0.4mm范围内。粗糙孔隙率的一个示例是孔大小(直径)在0.4-1.0mm范围内。

多孔部分可以沿出口导向叶片的整个径向范围延伸，也可以仅沿部分范围延伸。在一个示例中，多孔部分仅在前缘的径向外部上延伸。例如，如果将出口导向叶片的径向内端定义为径向范围的0％，并且将与发动机壳体相邻的出口导向叶片的径向外端定义为径向范围的100％，则多孔部分优选从径向范围的50％、60％、70％、80％、90％或95％的点径向向外延伸。多孔部分可能会终止于径向范围的100％点处，即出口导向叶片的外端，或者可能会较短就停止，例如短到5％、10％或15％，前提是其范围必须至少为出口导向叶片总径向长度的5％。优选地，前缘部分的径向范围的10％至30％是多孔的，多孔部分位于出口导向叶片的径向范围的外部。

可选地，前缘的多孔部分包括内层和外层，其中外层具有比内层低的孔隙率。

可选地，前缘的多孔部分还包括在外层和内层之间的至少一个中间层。该至少一个中间层的孔隙率可以在外层的孔隙率和内层的孔隙率之间选择，或者相对于外层的孔隙率和内层的孔隙率中的一个选择。可能存在多个中间层，以使从外层到内层的孔隙率逐渐改变。

根据本发明，还提供了一种包括如上所述的出口导向叶片的涡扇发动机。

根据本发明，还提供了一种通过提供如上所述的出口导向叶片而在喷气发动机中减小出口导向叶片噪声的方法。

附图说明

现在将仅通过示例的方式参考附图来描述本发明，其中：

图1是典型的涡扇喷气发动机的示意图；

图2是典型的常规出口导向叶片的平行于弦的剖视图；

图3是根据本发明第一实施例的出口导向叶片的前缘的平行于弦的剖视图；

图4是根据本发明第一实施例的出口导向叶片的前缘的平行于弦的剖视图；

图5是根据本发明第二实施例的出口导向叶片的前缘的剖视图；

图6示出了图1的发动机的部分的放大图；

图7A至7F示出了根据本发明实施例的改变的出口导向叶片；

图8是示出利用本发明的实施例实现的降噪的曲线图。

具体实施方式

现在将参照图1-8描述用于喷气发动机的出口导向叶片。

图1示出了典型的涡扇发动机的示意图。空气经由进气管道1进入发动机并通过风扇2。一些空气进入发动机的核心(并且随后通过压缩机3，燃烧室和涡轮4)，并且其余的空气通过旁路管道5。如图1所示，出口导向叶片10安装在风扇2之后的旁路管道5中。围绕旁路管道5周向分布有任意数量的出口导向叶片10。图6示出了具有风扇叶片2和出口导向叶片10的发动机的部分的放大图。

如图2所示，出口导向叶片10包括翼面，翼面在其前缘20和后缘50之间沿弦向延伸。喷气发动机的旁路管道中的空气接近前缘20并分岔，一些空气通过低压(或吸力)表面60，而一些空气通过高压表面70(也被简称为“压力表面”)。空气沿着翼面的长度方向行进并通过后缘。

翼面的前缘是翼面的位于前部的部分，从空气流过翼面时空气首先与翼面相遇的点向后延伸。换句话说，前缘可以被认为是弦的0％的点，后缘是弦的100％的点。然而，如上面所提到的，术语“前缘”不一定是指空气与翼面相遇的单个点，而是经常用于(并在本说明书中如此使用)指该点附近的翼面的总体区域(即，在弦向上翼面的第一部分)。

根据本发明的一个实施例，在翼面10的前缘20处或其附近提供至少一个多孔部分30。

多孔部分可以位于从弦的0％、5％、10％、20％、30％、40％、50％、60％，70％、80％或90％的弦向位置到弦的较高百分比，诸如5％、10％、20％、30％、40％、50％、60％，70％、80％或90％，的弦向位置的区域。例如，多孔部分可以位于从前缘开始的弦的前20％中，更优选位于从前缘开始的弦的前10％中，最优选地位于从前缘开始的弦的前5％中。可选地，多孔部分可以位于弦的5％和10％之间，弦的5％和20％之间，或者弦的10％和20％之间，的区域中。

也可以根据空气动力学而不是翼面的几何尺寸来选择多孔部分的弦向位置。例如，该位置可以相对于翼面的压力中心，高压侧和低压侧之间的最大压力差的点，翼面的最大厚度点，或者高压侧或低压侧的最大曲率点来选择。多孔部分可以基本上集中在上述位置，在上述位置的前面或围绕上述位置分布。

多孔部分可以是在展向上沿着出口导向叶片的前缘的全部或部分，或者可以以预定的图案分布，其中一些部分包括多孔部分，并且一些则不包括多孔部分。因此，例如，在展向上前缘的50％可以是多孔的，并且50％可以是实心的(无孔，如在用于出口导向叶片的常规翼面中一样)。可选地，在展向上前缘的不到50％，优选地是翼展范围的5-20％，可以是多孔的。如果多孔部分在跨度的径向外半部，更优选地在外部的10％或15％，这是有利的。

在第一实施例中，如图3所示，多孔部分30在围绕前缘的区域处提供了由相互连接的通道构成的网络，这些通道在高压表面70和低压表面60之间穿过。为了提供必要的强度和刚度，前缘可以由，例如，开孔陶瓷、金属泡沫(例如，合金的金属泡沫)或者开孔的铝/铝合金制成。可用于本发明的示例性孔隙率的范围为5％至95％，更优选5％至60％。示例性的孔大小(直径)是0.2-1.0mm，更优选0.2-0.4mm的孔。可选地，可以使用0.4-1.0mm的粗孔。

多孔材料的使用可以使高压空气流到翼面的低压侧，同时保持结构完整性并允许翼面承受高空气动力学负荷。其还可以抑制由OGV的该区域产生的噪声或撞击到该区域的噪声。

在展向上翼面的前缘的整个长度可以由多孔材料制成。可选地，沿着翼面的跨度可以有交替的多孔材料部分和实心材料部分。

图4示出了第一实施例的第一改变形式，其中前缘的最前部80是实心的，多孔部分30位于其后方。可选地，最前部可以是护套。在这种情况下，多孔部分基本上沿着弦的一部分(如上所述)，但是不在最前部(即前缘滞点所在的位置)。

图5示出了第二实施例，其中前缘由多孔材料构成的内层100和多孔材料构成的外层110所组成。内层100的孔隙率高于外层110的孔隙率。即，内层100比外层110中存在更多的空体积。换句话说，多孔材料构成的外层110中的孔呈现为小于多孔材料构成的内层100中的孔。外层110中(即在翼面的表面上)的较小孔使可能由多孔表面引起的附加阻力最小化，并且内层100中的较大孔允许空气容易地从高压侧流向低压侧，穿过翼面。

另外，在内层100和外层110之间可以存在一个或多个中间层。该一个或多个中间层的孔隙率可以在内层100的孔隙率和外层110的孔隙率之间。可选地，该一个或多个中间层的孔隙率可以大于，小于或等于内层100的孔隙率或外层110的孔隙率。可能存在多个中间层，使得从外层到内层的孔隙率逐渐变化。

图6示出了根据本发明实施例的OGV在发动机中的原位。多孔部分90沿跨度的整个前缘延伸，并且沿弦向延伸超过前10％。OGV的其余部分92是实心的。图7A示出了根据本发明的改变的OGV，具有在OGV的径向外半部分上延伸的类似的弦多孔部分。图7B示出了根据本发明的改变的OGV，具有多孔部分90，该多孔部分90具有更深的弦向范围——约弦的25％，但具有较短的径向范围——外部五分之一。图7C示出了根据本发明的改变的OGV，具有多孔部分90，该多孔部分90具有20％的弦向范围并且在OGV的外半部分上径向延伸。图7D示出了根据本发明的改变的OGV，具有与OGV的前部边缘相间隔的多孔部分90。图7E和图7F示出了根据本发明的OGV，其中，分别为15％和25％弦向范围的多孔部分90位于OGV的径向内半部分。

图8示出了通过本发明的实施例实现的降噪，其中，OGV具有包括多孔合金泡沫的前缘，该多孔合金泡沫的孔隙率为90％并且每英寸约有50个估计平均直径为0.4mm的孔。多孔部分从前缘延伸到弦的10％，OGV以零度迎角放置于40m/s的气流中。可以看出，与实心的常规OGV(图8中标记为“基线”)相比，在1kHz至10kHz的大多数频率范围内，噪声显着降低了多达7dB。

Claims (10)

1.一种用于喷气发动机的出口导向叶片，包括翼面，所述翼面具有前缘和后缘、以及高压表面和低压表面，其中，所述出口导向叶片的所述前缘的至少部分是多孔的；

其中多孔部分在所述出口导向叶片的弦的5-25％上延伸；

其中所述多孔部分开始于所述前缘的前部或所述前缘的前部的附近，并且沿弦向向后延伸；以及

其中所述多孔部分在围绕所述前缘的区域处提供了由相互连接的通道构成的网络，所述通道在所述高压表面和所述低压表面之间穿过；并且

所述多孔部分由具有孔隙率的开孔陶瓷、金属泡沫或者开孔的铝/铝合金制成；

其中，所述前缘的多孔部分包括内层和外层，其中，所述外层具有比所述内层低的孔隙率。

2.根据权利要求1所述的出口导向叶片，其中，所述前缘的多孔部分还包括位于所述外层和所述内层之间的至少一个中间层。

3.根据权利要求1或2所述的出口导向叶片，其中，所述多孔部分仅位于所述前缘的径向外部。

4.根据权利要求1或2所述的出口导向叶片，其中，所述前缘部分的径向范围的10-30％是多孔的。

5.根据权利要求1或2所述的出口导向叶片，其中，所述多孔部分在所述出口导向叶片的径向范围的外半部。

6.根据权利要求1或2所述的出口导向叶片，其中，所述多孔部分在所述出口导向叶片的弦的5-15％上延伸。

7.根据权利要求1或2所述的出口导向叶片，其中，所述多孔部分占所述出口导向叶片的前三分之一中所述导向叶片的总弦向范围的5-20％。

8.根据权利要求1或2所述的出口导向叶片，其中，所述孔隙率为50％至90％。

9.一种涡扇发动机，包括根据前述任一项权利要求所述的出口导向叶片。

10.一种通过为喷气发动机提供至少一个根据权利要求1至8中任一项所述的出口导向叶片而在喷气发动机中减少出口导向叶片噪声的方法。