CN111741899B - 具有声音可透过壁的涡轮机短舱 - Google Patents

具有声音可透过壁的涡轮机短舱 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于涡轮机的短舱，所述短舱包括围绕短舱的纵向轴线的环形内壁，所述环形内壁被设计成围绕至少部分涡轮机，所述短舱进一步包括围绕所述环形内壁的环形外壁，所述环形外壁包括第一声音可透过部件，所述环形内壁包括第二声音可透过部件，这两个声音可透过部件被配置成彼此朝向，以使容纳在短舱内的涡轮机发出的声波穿过所述环形内壁，然后穿过所述环形外壁，从而离开所述短舱。

Description

具有声音可透过壁的涡轮机短舱
技术领域
本发明属于飞行器推进单元领域，尤其属于飞行器涡轮机短舱领域。
背景技术
飞行器推进单元的一个重要发展方向是降低发动机噪声，发动机噪声可以定义为涡轮喷气发动机在其运行时空气动力元件产生的噪声。具体而言，涡轮喷气发动机的实体旋转部件，例如压缩机转子、涡轮转子和风扇，产生形成产生声波的压力波动信号。需要寻求解决方案来衰减发动机噪声，特别是机舱内的乘客和飞行器通过时地面人员所经历的发动机噪声。需要寻求对推进单元的机械尺寸、重量、能耗和效率具有有限影响的噪声衰减解决方案。
降低发动机噪声的一个已知解决方案是衰减短舱内部的声波。通常的做法是在涡轮喷气发动机短舱内壁上安装“蜂窝”消声板，该消声板由刚性金属板制成，具有规则的穿孔图案。然而，这种处理的有效性仅针对相对较小的频率范围进行了优化，因此并不对应于所有可能的发动机噪声源。此外，这些蜂窝板在短舱的内部空间中占据了额外的空间。
还提出了利用短舱内部的破坏性声干扰现象，使得引起发动机噪声的声波相互补偿。以申请人的名义提出的专利申请FR 2998267记载了一种技术，该技术来源于“HQ管”(Herschel-Quincke管)的已知概念，该管是一种弯曲的空心管，在声波循环的导管(例如次级导管)中，构成空气流的平行旁路。在该专利申请中，提出在将根据该原理的装置安装在涡轮喷气发动机的空气导管中，该涡轮喷气发动机在其表面上装备有蜂窝板，HQ管在其两端开口通过穿过蜂窝板而通向导管的内部。因此，从导管中得到声压波动信号，并在另一点重新注入，其相移促进了所述信号和叠加在其上的非相移信号之间的破坏性干扰。
以申请人的名义提出的专利申请FR 2968048提出了一种用于主动控制由风扇尾流和出口导向叶片(也称为OGV)之间的相互作用产生的噪声的装置。小尺寸的压电致动器位于OGV上，其直接位于空气动力表面上。这些静电源产生的优选为偶极子的声音信号要尽可能与风扇产生的噪声相似，这种技术也是基于破坏性干扰的原理。然而，风扇噪声很难达到功率水平。
发明内容
需要对由飞行器涡轮机的可移动部件产生的发动机噪声进行衰减，并且特别是对机舱中的乘客以及飞行器通过时地面人员所感受的噪声进行衰减。
具体而言，需要一种解决方案，其能够限制短舱纵向轴线上的轴向端部向所有方向辐射的声能，而在短舱的内部空间中几乎不产生额外的空间占用。
附图1示意性地表示了飞行器的前视图。该飞行器包括左翼8，涡轮机短舱1固定在该左翼下方，覆盖着运行的涡轮机。在图中未示出涡轮机和用于将短舱1固定到左翼8的挂架。由涡轮机的旋转部件产生的声波，特别是由风扇叶片(其旋转方向由图中的箭头R表示)产生的声波，在涡轮机和短舱之间形成的次级导管中传播。在这里，风扇叶片在机身9侧的旋转方向是下降的。在次级导管内产生的声强流(acoustic intensity stream)与声能E的辐射有关。在现有技术的短舱中，例如图1所示的短舱，该声能主要沿可以描述为下述三个分量的方向辐射到短舱的端部：
沿短舱的轴线X的轴向分量，该传播方向未示出，
径向分量，未示出，
方位角分量。
这三个分量对应于圆柱坐标系中相对于纵向轴线X的三个维度，其中，沿X轴的轴向分量对应于圆柱坐标系中的高度，方位角分量对应于模数，径向分量对应于半径。
图1示出了涡轮机风扇的旋转方向，以及方位角模式(存在于次级导管内的模式)中包含的声能E的传播和所述能量疏散至周围环境的多个优选方向。申请人指出，只有这些优选传播方向中的一些(用实线表示)对应于参与能被机舱中的乘客和/或地面人员感知到的发动机噪声的能量。其他优选的传播方向(用虚线表示)对上述发动机噪声没有贡献。
因此，提出了，通过在不会对人的听觉舒适性带来有害影响的传播方向上(包括图1中虚线所示的方位角)释放声能来使向地面和机舱辐射的声能最小化。
因此，根据第一方面，本发明涉及一种用于涡轮机的短舱，该短舱包括围绕短舱的纵向轴线的环形内壁，该环形内壁用于至少部分地围绕涡轮机的主罩，该短舱的环形内壁则与主罩一起形成涡轮机的次级导管，该环形内壁限定次级导管的外部，该环形内壁包括第一声音可透过部件，环形外壁包括第二声音可透过部件，
这两个声音可透过部件面朝彼此，以使由容纳在短舱中的涡轮机发出的声波穿过环形内壁，然后穿过环形外壁，并排到短舱外部。
在根据本发明的短舱中，由于流体通过旋转部件的位移，在次级导管内传播的声能不在短舱的轴向端部处被部分地释放，而是通过形成在短舱壁中的声音可透过部件被部分地释放。
这种解决方案的一个优点是，它能使声能沿优选传播方向释放到外部。可以明知地选择声音可透过部件的位置，使得声能不会向有人的空间释放，释放的声能不会参与发动机噪声。
这种解决方案的另一个优点是它占有的空间不大。
本发明的短舱的附加和非限制性特征按以下单独的方式或以它们的任何一种技术上可能的组合的方式来考虑：
-两个声音可透过部件呈如下的管状部分的形状：所述的管状部分沿短舱的纵向轴线在第一轴向位置和第二轴向位置之间延伸，并且围绕所述纵向轴线在第一方位角位置和第二方位角位置之间延伸；
-至少一个声音可透过部件包括均匀分布在所述部件内的微穿孔，所述微穿孔可以是尺寸小于5毫米的孔，优选地，所述孔以小于10毫米的间隔分隔开；
-短舱的环形壁中的至少一个环形壁在声音可透过部件处覆盖有声波的可穿透层，所述可穿透层优选为编织金属丝网。
在声音可透过部件处具有这种附加的可穿透层的短舱具有额外的优点，即，在可透过部件附近，空气动力流动不受干扰，这改善了推进单元的空气动力学性能。
根据第二方面，本发明涉及一种包括如上所述的短舱和部分或全部包含在短舱内的涡轮机的组件。
根据另一方面，本发明涉及一种包括如上所述短舱的飞行器。短舱例如可位于飞行器的机翼的上方或下方。
有利地且不限制本发明的范围，所述飞行器可单独具有以下特征或这些特征的任何可能的组合：
-飞行器包括短舱，其中，界定声音可透过部件的第一和第二方位角位置被限定为使得声波在位于第一平面和第二平面之间的区域中被释放，
第一平面平行于短舱的纵向轴线并与飞行器的机身和短舱相切，
第二平面与短舱相切并且基本水平；
-短舱被设置成容纳涡轮机，该涡轮机的风扇叶片在机身一侧的旋转方向是下降的。
第一和第二方位角位置θ1和θ2由以下方程组限定：
其中，XM和YM分别对应于短舱的中心在同一三维参考系中的横坐标和纵坐标，该三维参考系的中心位于机身的纵向轴线上。
其中，XSL和YSL分别对应于侧线噪声验证点在所述三维参考系中的横坐标和纵坐标，
并且其中，DF和DM分别是机身的外表面和发动机的外表面的最大直径；
-短舱被设置成容纳涡轮机，该涡轮机的风扇叶片在机身一侧的旋转方向是上升的。
第一和第二方位角位置θ1和θ2由以下方程组限定：
θ1＝ψ1+180°
θ2＝ψ2+180°
其中，XM和YM分别对应于短舱的中心在同一三维参考系中的横坐标和纵坐标，该三维参考系的中心位于机身的纵向轴线上。
其中，XSL和YSL分别对应于侧线噪声验证点在所述三维参考系中的横坐标和纵坐标，
并且其中，DF和DM分别是机身的外表面和发动机的外表面的最大直径；
-第一轴向位置位于短舱的唇缘处，并且第二轴向位置与机翼的前缘对齐；
-第一轴向位置与机翼的后缘对齐，并且第二轴向位置位于短舱的下游端部处。
附图说明
本发明的其他特征、目的和优点将从下面的描述中显现出来，下面的描述纯粹是说明性的而非限制性的，并附有上面已经描述的图1和下面的其他附图，其中：
图2示出了固定在飞行器机翼上的涡轮机短舱的一部分的纵向截面图；
图3示意性地示出了根据本发明一个实施方式的短舱内部；
图4示出了根据可能的定位从装有短舱的前部观察本发明的飞行器的视图；
图5示出了根据另一种可能的定位从装有短舱的前部观察本发明的飞行器的视图；
图6示出了根据第三种可能的定位从装有短舱的前部观察本发明的飞行器的视图。
具体实施方式
图在下文中，附图中相似的元件将用相同的附图标记表示。此外，涡轮风扇发动机类型的涡轮机将在下面描述，但是本发明可以以相同的优点应用于其他类型的推进单元。
图2示出了沿涡轮喷气发动机的纵向轴线X观察的包含涡轮风扇发动机的短舱1的纵向截面视图。短舱1不包括声音可透过部件，这将在结合下面的附图进行描述。
短舱1包括环形内壁2和环形外壁3。两个所述壁以涡轮机的纵向轴线X为中心，该纵向轴线X也是短舱的纵向轴线。
环形内壁2部分覆盖地涡轮喷气发动机，并且与主罩30一起形成次级导管4，当涡轮喷气发动机运行时，该次级导管4允许次级气流通过。声波可以在该次级导管内传播，该声波由介质的压力波动产生，特别是由旋转元件驱动的流体位移产生。推进单元从上游到下游进一步包括以下元件：进气口10、风扇11以及在界定主导管的主罩30的内部的以下元件：低压压缩机12、高压压缩机13、燃烧室14、高压涡轮15、低压涡轮16。此外，涡轮喷气发动机还包括未在图2中示出的低压涡轮下游的其他元件，特别是引导出气口的喷嘴。短舱的环形内壁2通过连杆臂20连接到主罩30，连杆臂20从主罩30相对于轴线X径向地延伸。
这里，示出的短舱1固定到飞行器机翼上，该机翼平行于涡轮喷气发动机的纵向轴线X延伸。短舱通过挂架70固定到机翼上，视图中的截面穿过挂架。
声能E在短舱次级导管内的几种传播路径如图2所示。当声能E朝向短舱1的端部辐射时，该种能量(在没有其他障碍物的情况下)可能沿任何径向方向和方位角方向传播出短舱。具体而言，如图2所示，这种能量可以传播到地面，或者在垂直于图2的截面的方向上传播并到达飞行器的机舱。
在后两种情况下，声能E是发动机噪声的来源，即使它在被个人感知之前可以被部分吸收。
图3表示根据一个可能的实施方式的短舱内部的示意性纵向剖视图，该短舱在其环形内壁2和环形外壁3上包括声音可透过部件。涡轮机安装在短舱中时，短舱的中心纵向轴线X(涡轮机沿该轴线延伸)未在图3中示出且位于该图的底部。已示出了平行于所述轴线X的轴线X’。
环形内壁2包括在轴向位置L1和轴向位置L2之间延伸的第一声音可透过部件Z1。“声音可透过部件”是指该部件具有允许声波在该部件处穿过壁2的结构。换句话说，短舱的内部(由环形内壁2和环形外壁3界定)和位于环形内壁2底部的区域是声学连通的。
此外，在该示例中，第一声音可透过部件Z1在沿方位角方向也具有一定宽度——该宽度在图3中不可见。第一声音可透过部件Z1在第一方位角θ1和第二方位角θ2之间围绕短舱的中心轴线X沿环形内壁2延伸。换句话说，第一声音可透过部件Z1在穿过方位角θ1的轴线X的平面和穿过方位角θ2的轴线X的平面之间延伸。因此，第一声音可透过部件Z1具有管状部分的形状，夹在由在轴向位置L1和L2之间延伸的环形内壁2形成的管部上，所述管状部分夹在方位角θ1和θ2之间。
此外，环形外壁3具有第二声音可透过部件Z2。该第二声音可透过部件Z2使短舱内部和短舱外部的环境是声学连通的。
重要的是，第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2彼此相对地定位，以便允许声波从能够容纳涡轮机的环形内壁2内的空间行进到短舱外的环境。为了允许声波的这种行进，第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2至少部分对齐。
对齐是指沿相对于短舱的纵向轴线X而言的径向方向传播的波能够穿过环形内壁2的第一声音可透过部件Z1，然后穿过环形外壁3的第二声音可透过部件Z2。
在图3所示的示例中，有利的是，第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2在相同的轴向位置(在L1和L2之间)和相同的方位角位置(在θ1和θ2之间，这些方位角位置在此未示出)上延伸。因此，它们在径向上完全对齐。
为了实现第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2，在图3的示例中，对短舱进行定界的环形内壁2和环形外壁3在第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2上具有贯穿的微穿孔6。在这个示例中，微穿孔均匀分布在第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2的整个表面上。这些微穿孔使得环形内壁2和环形外壁3在第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2处具有多孔声学性质。这里，微穿孔6是尺寸小于5毫米的孔，例如直径介于1至5毫米之间的圆形孔。这里，孔以小于10毫米的间隔被两两间隔开。然而，可以考虑其它形式的穿孔，以及使环形内壁2和环形外壁3局部地在声学上可透过的其它类型的结构。
在由短舱和涡轮机形成的推进单元中，沿流体流存在的穿孔部件(特别是对于在涡轮机容纳在短舱内时界定了次级导管的环形内壁2而言)可能会干扰这些流体流的空气动力学。为了保持推进装置适当的空气动力效率，使这些干扰最小化是很重要的。
有利的是，穿孔的第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2因此被附加的层7覆盖，如图3所示。层7的一个效果是使第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2附近的空气动力干扰最小化，例如使次级流处的空气损失最小化。
层7由一种对声波具有显著孔隙率的材料制成。例如，层7由格状的编织丝网制成。编织丝网由金属网制成。网的金属丝之间的间距被选择成使得露出底层的可透过部件的穿孔。
一般来说，由于流体在层7的金属丝上摩擦力，金属丝的间距越小，穿过层7的流体经历的压降越大。此外，层7的厚度(沿垂直于短舱纵向轴线的方向)越大，穿过层7的流体经历的压降越大。
穿过层7时的压降越大，穿过层7的流体的流速越低。在有足够压力损失的情况下，穿过流速就有可能达到零。
流体流相对于层7的穿过性质也取决于层7和流体流之间的界面处流体流的速度矢量的方向。该速度矢量相对层7的法向分量越大，流体流越倾向于流动穿过层7。
在层7处获得减小的或零的穿过流速的优点(具体而言是通过调节构成网格的丝的间距和层的总厚度来实现的)是使短舱的穿孔部件相对于空气动力流是不可透过的，但同时保持所述穿孔部件对声波的透过性。
作为替代，可仅在短舱壁的穿孔的第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2中的一个上设置层7，并且可仅在所述部件的一部分上设置。
这里，包括第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2的短舱部分在环形内壁2和环形外壁3基本平行的轴向位置(在L1和L2之间)上延伸；然而，声音可透过部件还可以定位在下述的短舱部分上：在短舱部分处，环形内壁2和环形外壁3之间的距离是可变的。声音可透过部件可以定位在下述的短舱部分：该短舱部分包括环形内壁2和环形外壁3之间的推进单元的元件；在后一种情况下，有利的是，这些元件被设计成允许声波通过。例如，如果在环形内壁2和环形外壁3之间插入有导管，则有利的是，该导管还包括朝向第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2的微穿孔。
图4、5和6表示具有推进单元的飞行器的几个实施方式，该推进单元包括具有声音部分可透过壁的短舱1。在这些图中，沿平行于短舱和机身纵向轴线的方向从正面观察飞行器。在这些实施方式中，所述短舱固定在左翼下方或左翼上方。
在所有这些实施方式中，短舱1在其环形内壁处具有呈管状部分形式的第一声音可透过部件Z1，该第一声音可透过部件Z1沿短舱纵向轴线X在第一轴向位置L1和第二轴向位置L2之间延伸，并且在短舱的整个周界上的除了第一方位角位置θ1和第二方位角位置θ2之间的部分之外的部分上延伸。短舱在其围绕环形内壁的环形外壁处还具有呈管状部分形式的第二声音可透过部件Z2，该第二声音可透过部件Z2在相同的轴向位置L1和L2之间延伸，并且在短舱的整个周界上的除了在相同的方位角位置θ1和θ2之间的部分之外的部分上延伸。为了实现两个声音可透过部件，短舱例如可具有均匀分布的微穿孔，如上关于图3所述。在下面描述的任何实施方式中，第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2中的一个，或者两个，优选覆盖有如上所述的编织丝网层。短舱的两个内壁和外壁未在图4、图5和图6中分别显示；已示出单个环形短舱壁，第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2以粗线用相同的圆弧表示。
图4涉及第一实施方式，其中，短舱1位于左翼8的下表面之下，并且其中容纳在短舱中的涡轮机的风扇(此处未示出)在巡航速度阶段具有根据箭头R所示的旋转方向。风扇叶片在机身9一侧是下降的。机身是指飞行器的主体，它尤其包括一个机头锥体、具有用于容纳乘客的机舱的中央箱体和尾锥体。
短舱1的第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2的方位角定位(位置θ1和θ2，相对于平行于地面的水平轴线H标记)根据尤其是短舱1相对于机身9的定位，并根据侧线噪声验证位置计算。侧线位置涉及发动机噪声向地面人员的传播。所述位置是由国际航空运输条例，特别是ICAO(国际民航组织)，来确定的；飞行器侧面的侧线位置越远，就越需要限制声能向地面的辐射。
一般来说，方位角位置θ1和θ2被定义为使得声波在优先区域F中被释放，在优先区域F中，被释放的声能被认为不太有害，并且不加入到被乘客或地面人员所感知的发动机噪声中。
区域F位于第一平面和第二平面之间，第一平面平行于短舱1的纵向轴线X并且与飞行器的机身9和短舱1相切，第二平面与短舱1的下部相切并且基本水平。当飞行器在地面上时，水平线是相对于地面标记的。
在图4所示的实施方式中，风扇叶片在机身9一侧沿向下的方向旋转，方位角位置θ1和θ2由以下方程组限定：
其中，XM和YM分别对应于短舱的中心(该中心位于纵向轴线X上)在三维参考系中的横坐标和纵坐标，该三维参考系的中心位于机身的轴线上。
其中，XSL和YSL分别对应于侧线噪声验证点在所述三维参考系中的横坐标和纵坐标，
并且其中，DF和DM分别是机身的外表面和短舱的外表面的最大直径，这里，分别是机身9和短舱1沿平行于轴线X的方向的投影的最大直径。
如上所述，在所述三维参考系中的侧线位置点坐标的示例如下：横坐标XSL为450.0m(所述点和飞行器之间的规定横向距离)，纵坐标YSL为304.8m(该值接近1000英尺，飞行器的高度非常接近侧线点处测得的飞行器噪声最大值对应的高度)。
此外，在该实施方式中，角度θ1(从水平轴线H起标记)例如可以是45度，且角度θ2可以是260度。
在图4、5和6中选择的方向下，第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2从方位角θ2延伸到方位角θ1，换言之，在短舱的整个周边上的除了从方位角θ1到方位角θ2的部分之外的部分上延伸。
第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2在方位角θ1处的边界使得能够限制声能向机舱辐射；在边界θ1处，传播的理想方位角方向与机身9的上部分相切，且不穿过机身内部。
第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2在方位θ2处的边界使得从机身下部分离开的声波仅在在接近水平的方向上传播；因此，这些声波不会到达飞行器下方的地面部分。这些声波在到达地面之前沿其传播方向传播很长一段距离，因此在到达地面之前，很大程度上被大气所衰减。这些声波对飞行器噪声的贡献很小。
图5涉及第二实施方式，其中，短舱1位于左翼8的上表面上方。
如在图4的实施方式中，容纳在短舱中的风扇在巡航速度阶段具有根据箭头R所示的旋转方向，风扇叶片的旋转方向在机身9一侧是下降的。
这里，方位角位置θ1和θ2通过求解以下方程组来确定，这与图4所示的实施方式相同：
方位角位置θ1和θ2的解释与上述相同；从短舱1离开的声波传播的优先区域F既不包括飞行器机舱，也不包括所述声波可能对飞行器噪声有显著贡献的地面区域。
图6示出了第三实施方式，其中，短舱1位于左翼8的下表面下方。
与上述实施方式不同，在巡航速度阶段，容纳在短舱中的风扇具有根据箭头R所示的旋转方向，风扇叶片的旋转方向在与机身9相反的一侧是下降的。
在风扇的该旋转方向下，限定出穿过第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2的声波的传播区域F的平面以不同的方式限定。第一和第二方位角位置θ1和θ2由以下方程组限定：
θ1＝ψ1+180°
θ2＝Ψ2+180°
XM、YM、XSL、YSL、DM和DF值的定义与上文所述的相同。
在该实施方式中，短舱壁的第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2位于短舱的较高部分；实际上，风扇的旋转方向(在机身一侧是上升的)促进从短舱中离开并穿过第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2的声波远离机身传播。
举例而言，在该实施方式中，角度θ1可以是170度，并且角度θ2可以是80度。
对于短舱壁的可透过部件的轴向定位(上游由位置L1限定，且下游由位置L2限定)，有利地，这种轴向定位根据短舱1相对于左翼8的位置来进行。
根据可与图4、5和6的实施方式中的任何一个相结合的优选实施方式，如果短舱位于机翼的上游(短舱的唇缘从机翼的前缘伸出)，则位置L1对应于短舱的唇缘，且位置L2对应于机翼前缘在短舱上的垂直投影；如果短舱位于机翼的下游(短舱的下游端部从机翼的后缘伸出)，则位置L1对应于所述后缘在短舱上的垂直投影，且位置L2对应于短舱的下游端部。
这些轴向位置的优点在于，它们防止穿过第一声音可透过部件Z1和第二声音可透过部件Z2的声波被机翼的上表面或下表面反射，而在这种情况(上述声波被机翼的上表面或下表面反射)下，声波的传播方向不再是受控的。如果短舱不与飞行器的声学反射元件(例如机翼)相邻，则可以考虑更宽范围的轴向位置。
应当注意，上述设置不是限制性的，并且仅仅是可能的实施方式。可以考虑短舱壁的声音可透过部件的定位的其他设置。
此外，短舱可以沿短舱的周边具有几个不同的可透过部件，以使不希望的反射最小化，并且更精确地影响离开短舱的声波的传播方向。

Claims (14)

1.一种用于涡轮机的短舱，所述短舱包括围绕所述短舱的纵向轴线的环形内壁，所述环形内壁用于至少部分地围绕所述涡轮机的主罩，使得所述短舱的环形内壁与所述主罩一起形成涡轮机的次级导管，所述环形内壁界定所述次级导管的外部，
其中，所述短舱进一步包括围绕所述环形内壁的环形外壁，所述环形外壁配置成与所述短舱的外部的环境接触，
其中，所述环形内壁包括第一声音可透过部件，所述环形外壁包括第二声音可透过部件，
所述第一声音可透过部件和所述第二声音可透过部件面朝彼此，以使容纳在短舱中的涡轮机发出的声波穿过所述环形内壁，然后穿过所述环形外壁，并排到短舱外部。
2.根据权利要求1所述的短舱，其中，所述第一声音可透过部件和所述第二声音可透过部件呈如下的管状部分的形状：所述管状部分沿所述短舱的纵向轴线在相同的第一轴向位置和相同的第二轴向位置之间延伸，并且围绕所述纵向轴线在相同的第一方位角位置和相同的第二方位角位置之间延伸。
3.根据权利要求1所述的短舱，其中，所述第一声音可透过部件和所述第二声音可透过部件中的至少一个包括均匀分布在其内的微穿孔。
4.根据权利要求3所述的短舱，其中，所述微穿孔是尺寸小于5毫米的孔。
5.根据权利要求1所述的短舱，其中，所述短舱的环形内壁和环形外壁中的至少一个在所述第一声音可透过部件和所述第二声音可透过部件中的一个处覆盖有声波的可穿透层。
6.根据权利要求4所述的短舱，其中，所述孔以小于10毫米的间隔分隔开。
7.根据权利要求5所述的短舱，其中，所述可穿透层为编织金属丝网。
8.一种包括根据权利要求1所述的短舱和位于所述短舱内部的涡轮机的组件。
9.一种飞行器，包括根据权利要求1所述的用于涡轮机的短舱。
10.根据权利要求9所述的飞行器，包括根据权利要求2所述的短舱，其中，所述第一方位角位置和第二方位角位置被限定为使得声波在位于第一平面和第二平面之间的区域中被释放，
所述第一平面平行于所述短舱的纵向轴线并与所述飞行器的机身和所述短舱相切，
所述第二平面与所述短舱相切并且基本水平。
11.根据权利要求10所述的飞行器，其中，所述短舱被设置成容纳涡轮机，所述涡轮机的风扇叶片的旋转方向在所述机身的一侧是下降的，
所述第一方位角位置θ1和第二方位角位置θ2由以下方程组限定：
其中，XM和YM分别对应于所述短舱的中心在同一三维参考系中的横坐标和纵坐标，所述三维参考系的中心位于所述机身的纵向轴线上，
其中，XSL和YSL分别对应于侧线噪声验证点在所述三维参考系中的横坐标和纵坐标，
并且其中，DF和DM分别是所述机身的外表面和所述涡轮机的外表面的最大直径。
12.根据权利要求10所述的飞行器，其中所述短舱被设置成容纳涡轮机，所述涡轮机的风扇叶片的旋转方向在所述机身的一侧是上升的，
第一方位角位置θ1和第二方位角位置θ2由以下方程组限定：
θ1＝ψ1+180°
θ2＝ψ2+180°
其中，XM和YM分别对应于所述短舱的中心在同一三维参考系中的横坐标和纵坐标，所述三维参考系的中心位于所述机身的纵向轴线上，
其中，XSL和YSL分别对应于侧线噪声验证点在所述三维参考系中的横坐标和纵坐标，
并且其中，DF和DM分别是所述机身的外表面和所述涡轮机的外表面的最大直径。
13.根据权利要求9所述的飞行器，包括根据权利要求2所述的短舱，其中，所述第一轴向位置位于所述短舱的唇缘处，并且所述第二轴向位置与机翼的前缘对齐。
14.根据权利要求9所述的飞行器，包括根据权利要求2所述的短舱，其中，所述第一轴向位置与机翼的后缘对齐，并且所述第二轴向位置位于所述短舱的下游端部处。
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