CN113490787B - 包括热空气除冰流的通风口的飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管 - Google Patents

包括热空气除冰流的通风口的飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，该短舱沿轴线X延伸，气流在该短舱中从上游向下游流动，进气管围绕轴线X周向延伸并包括朝向轴线X以引导内部气流INT的内壁(21)和与内壁(21)相对以引导外部气流EXT的外壁(22)，内壁(21)和外壁(22)通过前缘(23)和内隔壁(25)连接，并形成环形腔(24)，进气管包括用于将至少一股热气流FAC注入至内腔(24)的部件以及至少一个形成在外壁(21)上以在内腔(24)被加热后排出热气流FAC的通风口(3)，进气管包括至少一个用于扰动外部气流EXT的扰动件，该扰动件位于通风口(3)的上游，并自外壁(22)向外突出延伸。

Description

包括热空气除冰流的通风口的飞行器涡轮喷射引擎短舱的进 气管
技术领域
本发明涉及飞行器涡轮喷射引擎领域，更具体地涉及包括除冰装置的飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管。
背景技术
以已知方式，飞行器包括一个或多个涡轮喷射引擎，以允许通过对从涡轮喷射引擎中的从上游向下游流动的气流进行加速而推进该飞行器。
参考图1，示出了涡轮喷射引擎100，该涡轮喷射引擎沿轴线X延伸并且包括风扇101，该风扇安装在包括外壳102的短舱中并绕轴线X旋转，以对气流F从上游向下游加速。在下文中，术语“上游”和“下游”是以气流F的流动方向定义的。短舱在其上游端包括进气管200，该进气管200包括朝向轴线X的内壁201和与内壁201相对的外壁202，内壁201和外壁202通过也被称为“进气管缘”的前缘203连接。因此，进气管200允许将进入的气流F分离成由内壁201引导的内部气流INT和由外壁202引导的外部气流EXT。内壁201和外壁202通过前缘203和内隔壁205连接，以便界定被本领域技术人员称为“D-导管”的环形腔204。在下文中，术语“内部”和“外部”是以涡轮喷射引擎100的轴线X的径向方向定义的。
以已知方式，在飞行器的飞行期间，由于温度和压力条件，冰可能在进气管200的前缘203和内壁201上积聚，并形成可能被涡轮喷射引擎100吸入的冰块。为了提高涡轮喷射引擎100的寿命并减少故障，需避免此类吸入。
为了消除冰块积聚，参考图1，已知提供一种除冰装置，该除冰装置包括将热气流FAC注入环形腔204的喷射器206。这种热气流FAC的流通使得可以通过热交换的方式来将内壁201、外壁202和前缘203加热，使得冰块在累积的过程中融化或蒸发，从而避免了冰块积聚。参考图2和图3，以已知方式，环形腔204包括形成在进气管200的外壁202上的通风口103，以便在环形腔204被加热之后排出热气流FAC。参考图3，作为示例，每个通风口103的形状沿涡轮喷射引擎的轴线X呈细长形，优选地为长方形。
实际应用中，在外部气流EXT经过通风口103的过程中会出现噪音，特别是嘶嘶声和/或共振声。当除冰装置停止工作时，这种噪音增大。
消除这一缺点的直接解决方案是提供一通风管，以将环形腔204与偏离进气管外壁的通风口连接。优选地，这种通风管使得通风口位于外部气流EXT速度较低的区域，从而减小噪音干扰。实际上，添加通风管增加了涡轮喷射引擎的整体尺寸和重量，这是不理想的。另外，通风管的缺点是会在如由复合材料构成的热敏下游区附近喷射热气流FAC。
本发明的目的之一是提供一种进气管，该进气管包括形成在进气管外壁上并且不会引起噪音的通风口。
顺便提及，专利申请US5257498中公开了一种用于排出热气流的弯曲引导格栅，但其对噪音没有影响。
发明内容
本发明涉及一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，该短舱沿轴线X延伸，气流在该短舱中从上游向下游流动，该进气管绕轴线X周向延伸并包括朝向轴线X以引导内部气流INT的内壁和与内壁相对以引导外部气流EXT的外壁，内壁和外壁通过前缘和内隔壁连接，并形成环形腔，该进气管包括用于将至少一股热气流FAC注入至环形腔的部件以及至少一个形成在外壁上以在环形腔被加热之后排出热气流FAC的通风口。
本发明的显著之处在于，它包括至少一个用于扰动外部气流EXT的扰动件，该扰动件位于通风口的上游，并自外壁向外突出延伸。有利的是，这种扰动件使得可以避免在通风口附近形成声压波动。
优选地，扰动件的宽度至少为通风口宽度的一半，更优选地，与通风口的宽度相同。
根据一个方面，扰动件与通风口之间的距离为扰动件长度的0.5-3倍。扰动件与通风口之间的距离是指扰动件与通风口之间的最小距离，即，如图6所示，扰动件的下游端至通风口的上游端连接线的距离。
根据另一个方面，扰动件与通风口之间的距离小于通风口长度的2倍。
根据另一个方面，扰动件的高度为扰动件长度的0.2-1倍。
优选地，扰动件以插入件的形式安装至外壁。
根据一个方面，外壁包括位于通风口上游的安装通孔。扰动件贯穿该安装通孔，优选地，扰动件经由环形腔内部贯穿该安装通孔。
根据一个方面，扰动件为一偏转件，其具有半球状的外表面，优选地，外表面的轮廓呈椭圆状。这有利地使得外部空气被偏转而不会在高速状态下与通风口相互作用。
根据另一个方面，扰动件为涡流生成件。涡旋的形成结构，即，湍流空气动力结构，可以避免声波的形成。特别地，当湍流空气动力结构的尺寸远小于通风口的尺寸时，噪音很小。
优选地，涡流生成件为多面体，优选地为四面体或椎体。
优选地，涡流生成件为凸起状。
优选地，涡流生成件包括多个凸棱。
本发明涉及一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，该短舱沿轴线X延伸，气流在该短舱中从上游向下游流动，该进气管绕轴线X周向延伸并包括朝向轴线X以引导内部气流INT的内壁和与内壁相对以引导外部气流EXT的外壁，内壁和外壁通过前缘和内隔壁连接，并形成环形腔，该进气管包括用于将至少一股热气流FAC注入至环形腔的部件以及至少一个形成在外壁上以在环形腔被加热之后排出热气流FAC的通风口。
本发明的显著之处在于，通风口包括上游边缘和/或下游边缘，该上游边缘的周向轮廓是不连续的，以便产生湍流，该下游边缘的径向轮廓是流线型的，以减少压力波动的形成。
有利的是，由上游边缘形成的湍流空气动力结构使得可以不与通风口相互作用，从而避免声波产生。有利的是，下游边缘的流线型径向轮廓使得外部气流的流动得以缓和，从而避免出现任何嘶嘶声。
根据一个方面，上游边缘的周向轮廓上具有至少一个曲率不连续点，在该曲率不连续点附近，周向轮廓的切线方向被大于60°、优选地小于180°的角调整。
优选地，上游边缘包括1-8个用于产生湍流的曲率不连续点。
优选地，上游边缘包括至少两个湍流产生图型，优选地包括至少四个湍流产生图型。
优选地，湍流产生图型呈扇形或V形。
根据一个方面，上游边缘内切于外壁的空气动力线。
根据另一个方面，上游边缘包括一向外凸出部。
优选地，凸出部与通风口的整个平面形成一小于45°的角。
优选地，下游边缘的径向轮廓为圆形，优选地为半球形。
根据一个方面，通风口界定出一条空气动力线，空气动力线沿进气管外壁的外表面延伸。下游边缘位于空气动力线的内部。
根据一个方面，外壁包括用于组装的通孔，通风口形成于通风件中，该通风件位于用于组装(优选地从内侧组装)的通孔中。
本发明涉及一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，该短舱沿轴线X延伸，气流在该短舱中从上游向下游流动，该进气管绕轴线X周向延伸并包括朝向轴线X以引导内部气流INT的内壁和与内壁相对以引导外部气流EXT的外壁，内壁和外壁通过前缘和内隔壁连接，并形成环形腔，该进气管包括用于将至少一股热气流FAC注入至环形腔的部件以及至少一个形成在外壁上以便在环形腔被加热之后排出热气流FAC的通风口。
本发明的显著之处在于，其包括至少一个声学构件，该声学构件位于环形腔中并朝向通风口，以便调整声共振频率和/或衰减经由通风口在环形腔中形成的声波。
这种声学构件使得可以调整共振频率或衰减声波，从而减少可能困扰当地居民的噪音。因此实现了减少噪音的效果。
优选地，由于通风口设有法向轴线，声学构件包括至少一个声学表面，该声学表面大概沿垂直于通风口的法线的方向延伸。
优选地，声学表面沿法向轴线在通风口平面上的投影大于通风口。
根据一个方面，通风口设有法向轴线，声学表面沿法向轴线与通风口以一间距间隔开来，该间距大于通风口的长度。
根据另一个方面，通风口设有法向轴线，声学表面沿法向轴线与通风口以一间距间隔开来，该间距小于通风口长度的两倍。
根据一个方面，声学构件包括至少一种吸收材料，以形成声学表面对声音吸收。
根据一个方面，声学构件为包括声学表面和安装表面的拐角件。
根据一个方面，声学构件连接至外壁的内表面。
根据一个方面，声学构件连接至环形腔的内壁。
根据一个方面，内隔壁包括朝向通风口的上游凸起面。
根据一个方面，内隔壁包括一凹陷部，该凹陷部基本上沿垂直于通风口的法线的方向延伸。
借助于本发明，通过交替地或同时地处理与通风口相关的噪音来源和噪音影响，飞行器中的用户以及当地居民的舒适度得以提高。有利的是，本发明使得可以在不影响排放流速和/或增加空气动力阻力的情况下融入高温高热环境(热流循环)。
本发明可以以实际方式实施，以作用于期望被调整的声学频率。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是现有技术的涡轮喷射引擎的剖视图；
图2是现有技术的进气管的剖视图，用于除冰的热气流在其中流动；
图3是现有技术的多个通风口的透视图；
图4是本发明涡轮喷射引擎的剖视图；
图5是本发明包括上游扰动件的进气管的剖视图；
图6是本发明与通风口相关联的上游扰动件的俯视图；
图7是本发明偏转件的第一种安装方式的示意图；
图8是本发明偏转件的第二种安装方式的示意图；
图9是本发明包括上游涡流生成件的进气管的剖视图；
图10是本发明上游涡流生成件的第一实施例的透视图；
图11是本发明上游涡流生成件的第二实施例的透视图；
图12是现有技术的通风口周界的俯视图；
图13A、图13B和图14是本发明具有扇形上游边缘的通风口的俯视图；
图15A、图15B和图16是本发明具有V形上游边缘的通风口的俯视图；
图17和图18是本发明具有上游凸起部的通风口的俯视图；
图19是现有技术的通风口的剖视图；
图20至图23是本发明的通风口的剖视图，其中下游边缘的径向轮廓呈流线型；
图24是本发明作为插入件安装在安装通孔中的通风件的局部剖视图；
图25和图26是本发明通过环形腔安装至内隔壁的声学构件的示意图；
图27是本发明通过环形腔安装至外壁的声学构件的示意图；
图28是本发明集成到内隔壁的声学构件的示意图；
图29至图31是本发明包括吸收材料的声学构件的示意图。
具体实施方式
以下将参考图4对本发明进行描述，图4示出了涡轮喷射引擎1，该涡轮喷射引擎1沿轴线X延伸并包括安装在短舱中的风扇11，该短舱包括外壳12，风扇11绕轴线X旋转以对气流F从上游向下游进行加速。在下文中，术语“上游”和“下游”是以气流F的流动方向定义的。短舱在其上游端包括进气管2，该进气管2包括朝向轴线X的内壁21和与内壁21相对的外壁22，内壁21和外壁22通过也被称为“进气管缘”的前缘23连接。因此，进气管2允许将进入的气流F分离成由内壁21引导的内部气流INT和由外壁22引导的外部气流EXT。内壁21和外壁22通过前缘23和内隔壁25连接，以便界定出本领域技术人员称为“D-导管”的环形腔204。在下文中，术语“内部”和“外部”是以涡轮喷射引擎1的轴线X的径向方向定义的。
进气管2包括除冰装置，该除冰装置包括用于将热气流FAC注入环形腔24的装置26，如，喷射器。这种热气流FAC的流通使得可以通过热交换的方式将内壁201、外壁202和前缘203加热，使得冰块在累积的过程中融化或蒸发，从而避免了冰块积聚。如图4所示，环形腔24包括形成在进气管2的外壁22上的一个或多个通风口3，以在环形腔24被加热之后排出热气流FAC。实际上，相对于将热气流FAC注入进气管2的位置而言，通风口3位于喷射器26的上游，其中这里的“上游”是以热气流在周向进气管2中从上游至下游的周向循环来定义的。
根据本发明的一个方面，参考图5和图6，进气管2包括至少一个用于扰动外部气流EXT的扰动件4，该扰动件4位于通风口3的上游，并从外壁22向外突出延伸。换句话说，扰动件4使得可以通过减少外部气流影响的方式来减少噪音。
以下将在垂直参考系P，Q，N中对本发明进行阐述，其中轴线P沿外壁从上游至下游延伸，轴线N从内侧至外侧向通风口3延伸，轴线Q切向延伸。
通风口3被定义在垂直参考系P，Q，N中。为此，如图6所示，通风口3包括沿轴线P定义的长度P3和沿轴线Q定义的宽度Q3。
为了能够最佳地影响上游外部气流EXT，即声学刺激源，如图6所示，扰动件4的宽度Q4至少等于通风口3宽度Q3的一半，优选地等于通风口3的宽度Q3。优选地，宽度Q3、Q4单位相同，以减少空气动力扰动。同时，沿轴线P定义的扰动件4与通风口3之间的距离ΔP为扰动件4长度P4的0.5-3倍。优选地，距离ΔP小于通风口3长度P3的2倍。这有利地使得外部气流EXT在其与通风口3相互作用之前被扰动，同时减少空气阻力。
[公式1]
0,5*P4≤ΔP≤3*P4
[公式2]
ΔP≤2*P3
甚至更优选地，如图7所示，沿轴线N定义的扰动件4的高度N4为扰动件4长度P4的0.2-1倍。这一限定的高度使得在减少空气动力扰动的同时，避免外部气流EXT与通风口3之间的声学作用。
根据本发明的一个方面，参考图7，扰动件4与外壁22的材料相同，或者以插入件的形式连接至外壁22的外表面22a，例如，通过粘结、焊接等方式连接至外壁22的外表面22a。根据本发明的另一个方面，参考图8，外壁22包括位于通风口3上游的安装通孔400。扰动件4穿过安装通孔400，以便从外壁22向外突出延伸。如图8所示，扰动件4包括安装基座41，该安装基座41被配置为连接至外壁22的内表面22b，特别是通过粘结焊接、铆接等方式连接至外壁22的内表面22b。换句话说，根据安装和整体尺寸限制，扰动件4既可从外侧安装(图7)，也可从内侧安装(图8)。
现将详细阐述扰动件4的两个实施例。
参考图5至图8，在第一实施例中，扰动件是偏转件，其被配置为使外部气流EXT偏转，以防止外部气流EXT在与通风口3相互作用过程中具有掠入射。避免了在通风口3附近形成声压波动，从而减少了噪音。
优选地，偏转件具有半球状的外表面40。这有利地防止了经调整的外部气流EXTm的流动偏差过高。优选地，外表面40的轮廓呈椭圆状，即，如图5、图7和图8所示，沿轴向截面平面(N，P)内切在椭圆形周界内。该外表面40使得可以对气流线进行调整而不会导致空气阻力的显著增加。动力流在保持最小扰动的同时被简单地偏转。
参考图9至图11，在第二实施例中，扰动件是涡流生成件4’，以产生空气动力扰动。涡旋生成结构是具有湍流特性的空气动力结构，其防止由于外部气流EXT与通风口3之间的相互作用而产生声压波动。
上述扰动件的几何尺寸适用于偏转件和涡流生成件，故不再赘述。
如图9至图11所示，涡流生成件4’为多面体，优选地为四面体(三角形基座)或椎体的(正方形基座)。面和/或棱的存在使得可以沿多个不同方向在外部气流EXT中产生如图9所示的涡流EXTv，以产生具有空气动力扰动的外部气流。
根据一方面，参考图10，涡流生成件4’为凸起状，优选地为实心凸起状，以便界定通过凸棱42’连接的多个偏转面41’。根据另一方面，参考图11，涡流生成件4’包括多个凸棱42’，这些凸棱42’通过凹陷部43’连接，以显著地扰动外部气流EXT。
已对单个通风口3降噪进行了描述，但是不言而喻，多个或所有通风口3均可与扰动件4、涡流生成件4’相配合，以扰动具有相同或不同性质的外部气流。
当多个扰动件4和涡流生成件4’一起使用时，其可以是独立的也可以是连接在一起的，例如，以连续方式位于两个相邻的通风口3之间。
有利的是，这种扰动件4、涡流生成件4’使得可以作用于噪音的源头，即，作用于位于通风口3的上游的外部气流EXT，以减少声压波动的产生。
以已知方式，图12示出了现有技术的通风口3，通风口3为长方形，其长度以从上游向下游延伸的轴线P进行定义。上游边缘31和下游边缘32呈曲线形，以减少机械损耗。
根据本发明的一个方面，参考图13至图18，通风口3包括上游边缘31和/或下游边缘32，该上游边缘31的周向轮廓是不连续的以产生湍流，该下游边缘32的径向轮廓呈流线型以减少压力波动的形成。也就是说，通风口3的边缘轮廓是经改进的，以减少声音扰动。不规则的上游边缘31使得可以形成小的湍流空气动力结构，该结构不会与通风口3产生噪音。
一方面，如稍后将阐述的，上游边缘31的周向轮廓是不连续的，以产生湍流，并因此通过如前所述的上游扰动件的方式扰动上游外部气流。也就是说，上游边缘构成了集成于通风口3的扰动件。因此避免了与通风口3的相互作用。
另外一方面，如稍后将阐述的，下游边缘32沿径向方向的流线型轮廓可以减少压力波动的形成。这有利地防止了嘶嘶声的产生。因此，交替地或同时地对通风口3的相对边缘31、32进行对立处理使得可以抵消噪音的产生。
优选地，通风口3沿轴线P定义的长度与沿轴线Q定义的宽度之间的长宽比在2-5之间。
根据本发明的一个方面，上游边缘31在周向上的轮廓具有至少一个曲率不连续点34，在该曲率不连续点34附近，切线被大于60°，优选地小于180°的角ΔT调整。优选地，上游边缘31包括至少两个，优选地包括至少四个湍流产生图型33。优选地，湍流产生图型33彼此相邻。周向轮廓被限定在平面(P，Q)中。
如图13A和图13B所示，其示出了包括两个扇形湍流产生图型33的上游边缘31，以在两个扇形湍流产生图型33的交界处界定出曲率不连续点34，该曲率不连续点34朝通风口3的中心突出延伸。图13B示出了第一湍流产生图型33的切线T1和第二湍流产生图型33的切线T2，它们之间以160°-180°的角度ΔT分开。该不连续点34允许外部气流EXT的流动在其与下游边缘32相互作用之前被扰动。
根据图14示出的另一个实施例，上游边缘31包括四个扇形湍流产生图型33和三个曲率不连续点34，这三个曲率不连续点34朝通风口3的中心突出延伸，以产生大量空气动力扰动。
类似地，根据图15A和图15B示出的另一个实施例，其示出了包括两个V形湍流产生图型33’的上游边缘31，以便限定出曲率不连续点34’的一内点，同时在与另一个产生图型33’的交界处限定出一曲率不连续点34’。而且，在该示例中，上游边缘31包括3个曲率不连续点34’，其中的1个曲率不连续点34’朝通风口3的中心突出延伸，另外2个曲率不连续点34’反向突出延伸，以产生大量的空气动力扰动。类似于图13B，图15B示出了第一湍流产生图型33’的切线T1’和第二湍流产生图型33’的切线T2’，它们之间以90°-110°的角度ΔT’分开。
参考图16，上游边缘31包括四个V形湍流产生图型33’和7个曲率不连续点34’，其中的3个曲率不连续点34’朝通风口3的中心突出，另外4个曲率不连续点34’反向突出延伸，以产生大量的空气动力扰动。
不言而喻，湍流产生图型33、33’的数量和形状以及曲率不连续点34、34’的数量、形状和位置可以按需变化。优选地，根据期望的声效应，上游边缘包括1至8个曲率不连续点34、34’，以产生涡流。
根据本发明的一个方面，上游边缘31内切于空气动力线，即沿空气动力线延伸，其还位于平面(P，Q)上。这种上游边缘31制造简单。根据另一个方面，上游边缘31包括向外凸出部35’。作为示例，如图17、图18所示，其示出了上游边缘31，上游边缘31包括V形湍流产生图型33’，曲率不连续点34’朝通风口3的中心突出延伸并向外突出延伸，即，曲率不连续点34’在通风口3所在平面(P，Q)上。换句话说，曲率不连续点34’使得可以通过以如前所述的上游扰动件4、4’的方式调整通风口3上游的外部气流EXT的入射而产生湍流。优选地，凸出部35’与通风口3的整个平面(P，Q)形成小于45°的角θ。
有利的是，上游边缘31的轮廓通过机械切割、水射流、激光或冲压产生。
以已知方式，图19参考示出了现有技术的通风口3，通风口3包括下游边缘32，该下游边缘32在通风口3的平面(P，Q)中设有凸棱320，即，在与扫过外壁22的外部气流EXT的交界处设有凸棱320。该交界线(在下文中被称为“空气动力线LA”)与下游边缘32的凸棱320相互作用，并产生嘶嘶声和其他噪音。
根据本发明的一个方面，如图20至图24所示，下游边缘32在径向方向上具有流线型轮廓，以减少压力波动的形成，即，避免凸棱对空气动力线LA的剪切。径向轮廓被定义在平面(P，N)中。
优选地，下游边缘32的厚度与上游边缘31的厚度不同。优选地，下游边缘32的厚度相对于上游边缘更大，以便形成流线型径向轮廓。有利的是，流线型径向轮廓具有连续曲率，特别是相对于空气动力线LA，不是不连续的。有利的是，流线型径向轮廓使得可以实现逐渐偏转。
如图20所示，下游边缘32在空气动力线LA处具有上流线型轮廓321，特别是圆形的或半球形的轮廓。在该实施例中，仅下游边缘32的上部被改进。
参考图21，下游边缘32被设置成完整的圆形或球形，以便在内外均无湍流的情况下引导空气动力线LA。如图22和图23所示，下游边缘32朝环形腔24内倾斜，以避免外部气流EXT与凸棱之间的接触。参考图22，下游边缘32变形，特别是具有朝内凸出的凸出部。参考图23，下游边缘32向内变形，以便位于空气动力线LA下方。优选地，下游边缘32的径向轮廓可以通过材料的局部变形形成。
根据本发明的一个方面，参考图24，外壁22包括安装通孔305，通风口3形成于通风件300中，通风件300装设于安装通孔中以实现组装(优选地从内侧组装)。该实施例的有利之处在于，安装通孔305可以在外壁22不设置任何特定空气动力结构的情况下以简单的形状形成。每个通风件300可以独立制造，并且有利地包括用于减少声扰动的上游边缘31和下游边缘32。如图24所示，每个通风件300，特别是在其上游端301和下游端302，可以插入件的形式连接至安装通孔305。这种实施例不仅改进了声学性能还易于产业化。
通风口3的上游边缘31和/或下游边缘32的改进使得能够形成声学影响较小的通风口3。
已对单个通风口3的降噪进行阐述，但是可以理解，多个或所有通风口3均可包括根据本发明改进的上游边缘31和/或下游边缘32。
根据本发明的一个方面，参考图25至图31，进气管2包括至少一个声学构件5，声学构件5安装在环形腔24中并朝向通风口3。朝向通风口意味着声学构件5远离通风口3，以避免在不扰动热气流FAC排出的同时与通风口3对齐，以实现对来自通风口3的声波进行处理。
因此，与第一部分中对声学刺激源的处理方式不同，此部分通过将频率移出共振区或者甚至通过衰减声波的方式来处理声学共振。有利地减少了噪音的放大。
如图25和图26所示，根据第一实施例，声学构件5包括在通风口3前方延伸的声学表面50。此处，声学表面50基本上为平面以提高其效率，但弯曲的也是可行的。有利的是，声学表面50是可以声反射的，以便调整声波长，进而减少共振。优选地，处理表面50由金属或陶瓷材料制成，以具有良好的耐高温性。
如图25所示，通风口3设有法向轴线N，并且声学构件5、声学表面50沿法向轴线N在通风口3的平面(P，Q)上的投影大于通风口3，以便涵盖经通风口3进入的所有声波。优选地，声学表面50基本平行于通风口3的平面(P，Q)。换句话说，声学表面50基本上沿垂直于通风口3的法线N的方向延伸。根据优选方面，如图26所示，声学表面50在其周向端部包括曲缘53，以便进一步引导热气流FAC朝向通风口3排出。
参考图25，为了实现最佳声学性能，声学构件5沿法向轴线与通风口3以间距N5间隔开来，该间距N5优选小于20mm。这一方面确保了最佳的热空气排出，另一方面又将声学频率变换到对人耳干扰较小的频率范围。
在图25和图26中的实施例中，声学构件5为界定出声学表面50和安装表面51的拐角件。优选地，拐角件的截面为L形。这种简单结构使得在不显著增加重量的同时保证声学效率。如图25所示，声学构件5可以经由其安装表面51连接至环形腔24的内隔壁25(图25)或外壁22的内表面22b(图27)，使得声学表面50延伸到通风口3的紧邻区域。
根据本发明的另一个方面，参考图28，内隔壁25’构成声学构件5，这有利地避免了添加插入件。优选地，内隔壁25’的上游面包括凹陷部50’或扁平部，该凹陷部50’或扁平部基本上沿垂直于通风口3的法线N的方向延伸，以便形成用于反射经由通风口3进入的声波的声学表面。以此方式，有利的是采用内隔壁25’来处理声波，而不增加进气管20的重量。优选地，内隔壁25’的上游面是整体凸起的，并且是通过局部变形的方式形成具有声学表面的凹陷部50’。
参考图29至图31，根据本发明的一个方面，声学构件5包括至少一种吸收材料52，以便形成声学表面对声音吸收。优选地，吸收材料52是耐高温的，例如大约350℃的高温，这与用于除冰的热气流FAC的温度对应。
举例来说，吸收材料52呈带蜂窝结构或不带蜂窝结构的多孔状，尤其是金属多孔状。当然，其他材料也可以是合适的，例如，金属泡沫、带有冲孔表层的陶瓷材料等。
如图29和图30所示，吸收材料52位于图25和图27所示实施例的声学表面50上，以显著减少噪音。在这种情况下，声学表面50是常规的且仅具有支撑功能，并与吸收材料52一起通过吸收的方式实现声处理。
在该实施例中，吸收材料52沿法向轴线与通风口3以间距N52间隔开来，该间距N52大于通风口3的长度P3。甚至更优选地，间距N52小于通风口3长度P3的两倍。这种折中方案确保了最佳的热空气排出以及最佳的声吸收。
参考图31，内隔壁25包括朝向通风口3的上游凸起面，并且吸收材料52直接连接至朝向通风口3的内隔壁25。也就是说，声学构件5由连接有吸收材料52的内隔壁25形成。
借助于本发明，声波得以在环形腔24内部被处理，这使得可以不影响进气管2以及外壁22的整体尺寸。声学构件使得可以将可能引起噪音的声学频率保持在人耳敏感范围之外。
已对减少单个通风口3声污染进行了阐述，但是不言而喻，多个或所有通风口3均可与声学构件5’相配合。当一起使用多个声学构件5时，这些声学构件可以是独立的也可以是连接在一起的，例如，连续地位于两个相邻的通风口3之间。
有利的是，对于相同的通风口或不同的通风口，本发明的各个方面是可以相互结合的。
而且，扰动件、偏转件或涡流生成件可以有利地与通风口3相配合，该通风口3具有上游边缘31和/或下游边缘32，该上游边缘31的周向轮廓是不连续的以产生湍流，该下游边缘32的径向轮廓是流线型的以减少压力波动。
类似地，扰动件、偏转件或涡流生成件可以有利地与带或不带吸收材料的声学构件相配合。
类似地，带吸收材料或不带吸收材料的声学构件可以有利地与具有上游边缘31和/或下游边缘32的通风口3相关联，该上游边缘31的周向轮廓是不连续的以产生湍流，该下游边缘32的径向轮廓是流线型的以减少压力波动的形成。
根据本发明的一个方面，带吸收材料或不带吸收材料的声学构件可以有利地以累积方式与具有上游边缘31和/或下游边缘32的通风口3以及与扰动件、偏转件或涡流生成件相配合，该上游边缘31的周向轮廓是不连续的以产生湍流，该下游边缘32的径向轮廓是流线型的以减少压力波动的形成。

Claims (8)

1.一种飞行器涡轮喷射引擎短舱(1)的进气管(2)，该短舱(1)沿轴线(X)延伸，气流(F)在该短舱(1)中从上游向下游流动，所述进气管(2)围绕轴线(X)周向延伸并包括朝向轴线(X)以引导内部气流(INT)的内壁(21)和与所述内壁(21)相对以引导外部气流(EXT)的外壁(22)，所述内壁(21)和外壁(22)通过前缘(23)和内隔壁(25)连接，以形成环形腔(24)，所述进气管(2)包括用于将至少一股热气流(FAC)注入至所述环形腔(24)的部件以及至少一个形成在所述外壁(22)上以在所述环形腔(24)被加热之后排出所述热气流(FAC)的通风口(3)，其特征在于，所述进气管(2)还包括至少一个用于扰动所述外部气流(EXT)的扰动件，所述扰动件位于通风口(3)的上游，并自所述外壁(22)向外突出延伸，所述扰动件为多面体的涡流生成件(4’)。
2.如权利要求1所述的进气管(2)，其特征在于，所述扰动件(4、4’)的宽度(Q4)至少等于所述通风口(3)宽度(Q3)的一半。
3.如权利要求1所述的进气管，其特征在于，所述扰动件(4、4’)与所述通风口(3)之间的距离(ΔP)为所述扰动件(4、4’)长度(P4)的0.5-3倍。
4.如权利要求1所述的进气管，其特征在于，所述扰动件(4、4’)与所述通风口(3)之间的距离(ΔP)小于所述通风口(3)长度(P3)的2倍。
5.如权利要求1所述的进气管，其特征在于，所述扰动件(4、4’)的高度(N4)为所述扰动件(4、4’)长度(P4)的0.2-1倍。
6.如权利要求1所述的进气管，其特征在于，所述扰动件(4、4’)以插入件的形式安装至所述外壁(22)。
7.如权利要求1所述的进气管，其特征在于，所述外壁(22)包括位于所述通风口(3)上游的安装通孔(400)，所述扰动件(4、4’)贯穿所述安装通孔(400)。
8.如权利要求1至7中任一项所述的进气管，其特征在于，所述涡流生成件(4’)包括多个凸棱(42’)。
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