CN114856816B - 航空发动机降噪声衬及航空发动机 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种航空发动机降噪声衬(10)及航空发动机，其中，降噪声衬包括被配置为贴设在航空发动机上的待安装部位，降噪声衬包括：背板(3)，被配置为贴设在待安装部位；面板(1)，面板(1)上设有多个通孔(11)；和蜂窝芯(2)，设在背板(3)和面板(1)之间，蜂窝芯(2)包括多个蜂窝单元(2’)，多个蜂窝单元(2’)与多个通孔(11)一一对应地设置，且多个蜂窝单元(2’)连接形成整体结构，每个蜂窝单元(2’)均具有内腔(22)，内腔(22)与相应位置的通孔(11)连通，且内腔(22)靠近通孔(11)的位置设有扰涡件(4)。

Description

航空发动机降噪声衬及航空发动机
技术领域
本公开涉及航空发动机降噪技术领域，尤其涉及一种航空发动机降噪声衬及航空发动机。
背景技术
民用客机的起飞和降落阶段会产生巨大的噪声，严重影响机场周围居民的生活。为此国际民航组织要求新型民用客机将采取更为苛刻的第五阶段噪声适航标准，比目前所采用的第四阶段噪声标准的累积噪声裕度进一步降低7dB。噪声适航标准不仅是环保和安全性要求，更成为一种市场竞争规则，促使飞机降噪设计迅速成为民航飞机发展的关键技术。
航空发动机是飞机的最主要声源，为了获得优异的推力性能，现今航空发动机的涵道比逐步增大，使得风扇尺寸也进一步增加。由于尺寸大和转速高的特点，风扇噪声占据了发动机噪声的绝对主导地位。因此，降低风扇噪声是飞机降噪设计的关键。
发明内容
本公开的实施例提供了一种航空发动机降噪声衬及航空发动机，能够更有效地降低航空发动机的噪声。
根据本公开的第一方面，提供了一种航空发动机降噪声衬，被配置为贴设在航空发动机上的待安装部位，航空发动机降噪声衬包括：
背板，被配置为贴设在待安装部位；
面板，面板上设有多个通孔；和
蜂窝芯，设在背板和面板之间，蜂窝芯包括多个蜂窝单元，多个蜂窝单元与多个通孔一一对应地设置，且多个蜂窝单元连接形成整体结构，每个蜂窝单元均具有内腔，内腔与相应位置的通孔连通，且内腔靠近通孔的位置设有扰涡件。
在一些实施例中，扰涡件呈板状结构，且沿内腔的高度方向延伸。
在一些实施例中，扰涡件与通孔正对设置。
在一些实施例中，通孔和扰涡件均与内腔的中心位置正对设置。
在一些实施例中，扰涡件沿内腔的高度方向延伸至不超过内腔的中间位置。
在一些实施例中，所述扰涡件的表面包覆吸声材料。
在一些实施例中，内腔沿高度方向贯通，且内腔的第一端通过背板封闭，内腔的第二端通过面板将通孔以外的区域封闭。
根据本公开的第二方面，提供了一种航空发动机，包括上述实施例的航空发动机降噪声衬。
在一些实施例中，航空发动机降噪声衬设在航空发动机风扇部件外涵机匣的进气道机匣、风扇机匣和/或中介机匣的内侧壁上。
在一些实施例中，航空发动机降噪声衬可拆卸地设置，且设在进气道机匣、风扇机匣和中介机匣的内侧壁上的航空发动机降噪声衬相互独立。
本公开实施例的航空发动机降噪声衬，通过在通孔下游的的内腔中设置扰涡件，由于高声强声波作用，可控制高声强声波导致的涡流在通孔口脱落，脱落到内腔后将动能转化为内能耗散，提升声衬在高声强入射条件下的吸声效果和性能，有效减弱航空发动机的工作噪声。而且，扰涡件设置于蜂窝单元的内腔中，可在不额外增加占用空间和重量增加较少的情况下，实现吸声效果的提升。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本公开的进一步理解，构成本申请的一部分，本公开的示意性实施例及其说明用于解释本公开，并不构成对本公开的不当限定。在附图中：
图1为本公开航空发动机降噪声衬中隐藏扰涡板的一个实施例的主体结构示意图；
图2A和2B分别为入射声压级较低和较高时声能在进入蜂窝内腔时的流动示意图；
图3为本公开航空发动机降噪声衬中单个蜂窝单元的结构示意图；
图4为本公开航空发动机降噪声衬中单个蜂窝单元的侧视图；
图5为在蜂窝单元的内腔中设置扰涡板和不设置扰涡板时声衬吸声系数的对比图；
图6A和图6B分别为在蜂窝内腔中设置扰涡板和不设置扰涡板时在高声强入射条件下孔口处流场对比图；
图7为本公开航空发动机中安装降噪声衬的位置示意图。
附图标记说明
1、面板；11、通孔；2、蜂窝芯；2’、蜂窝单元；21、侧壁；22、内腔；3、背板；4、扰涡板；
10、航空发动机降噪声衬；20、转子叶片；30、轮毂；40、外涵静子叶片；50、分流环；60、内涵叶片组；61、内涵进口导叶；62、内涵第一级叶片排；63、内涵第二级叶片排；64、内涵第三级叶片排；70、进气道机匣；80、风扇机匣；90、中介机匣。
具体实施方式
以下详细说明本公开。在以下段落中，更为详细地限定了实施例的不同方面。如此限定的各方面可与任何其他的一个方面或多个方面组合，除非明确指出不可组合。尤其是，被认为是优选的或有利的任何特征可与其他一个或多个被认为是优选的或有利的特征组合。
本公开中出现的“第一”、“第二”等用语仅是为了方便描述，以区分具有相同名称的不同组成部件，并不表示先后或主次关系。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“内”、“外”、“上”、“下”、“左”和“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
如图1至图7所示，本公开提供了一种航空发动机降噪声衬10，被配置为贴设在航空发动机上的待安装部位，对发动机进行噪声控制。航空发动机降噪声衬10可采用粘贴或紧固件连接的方式固定在待安装部位。为了便于维护和更换，航空发动机降噪声衬10相对于航空发动机可拆卸地设置。
在一些实施例中，航空发动机降噪声衬10包括：背板3、面板1和蜂窝芯2。
其中，如图1所示，刚性的背板3被配置为贴设在待安装部位，面板1为穿孔板，其上设有多个通孔11。蜂窝芯2设在背板3和面板1之间，蜂窝芯2包括多个蜂窝单元2’，多个蜂窝单元2’与多个通孔11一一对应地设置，且多个蜂窝单元2’连接形成整体结构，每个蜂窝单元2’均具有内腔22，内腔22仅与相应位置的通孔11连通，且内腔22靠近通孔11的位置设有扰涡件4，扰涡件4被配置为使高声强声波进入通孔11后产生脱落涡结构，以通过涡脱落耗散声能量，提升吸声效果，或在声波通过通孔11进入或离开内腔22时在扰涡件4表面产生粘滞耗散，进一步耗散声能，提升吸声效果。其中，高声强是指声波强度超过预设阈值。
扰涡件4可以为刚性或柔性，其形状也可根据需要设置为平板状、波浪形或者其它不规则形状。
通过设计扰涡件的结构参数(包括刚度、质量、阻尼等)，使得扰涡件的结构固有频率和入射声波的固有频率一致。扰涡件在高声强声波激励下，由于共振原理，产生大幅振动。固体的振动能量来自于声波，而振动能量会由于固体的阻尼耗散成热能，达到吸声效果。对于多个频率点的目标噪声，利用结构由多个共振频率的特点，设计结构参数，使得扰涡件在多个频点处产生共振，达到多目标、宽频降噪效果。
例如，面板1上的多个通孔11呈矩形阵列设置，如图3所示，蜂窝单元2’的六个侧壁21可组成六边形结构，相邻蜂窝单元2’共用侧壁21。
此种声衬的工作原理是在发动机噪声的声波传播途径中，对其进行吸收耗散，达到降低噪声的目的。如图1所示，此种声衬可以看作大量赫姆霍兹共振腔的排列组合。共振腔尺寸决定了其共振频率，因此特定频率的声波通过面板1上的通孔11进入蜂窝芯2后会产生共振，使得声能转化成热能，达到降噪的目的。
如图2A所示。蜂窝穿孔板声衬是基于赫姆霍兹共振腔原理，其作为一种声学元件，主要功能是共振吸声当入射声压级较低时，声衬共振腔口的流动可以认为是层流的线性流动，声能的损失是由于剪切层的粘性耗散造成的，因而可采用线性假设设计。
然而，风扇机匣内的声压级可达150dB～160dB，高声强的复杂声学环境给声衬的设计发展带来很大困难。实验和理论都表明，由于声与旋涡相互作用机制的参与，高声强对穿孔板声衬的吸声性能产生显著影响，引起穿孔板声衬的所谓“声学非线性效应”。其中，声强单位时间内通过垂直于声波传播方向的单位面积的能量。
如图2B所示，由于风扇机匣和进气道存在的高声强声学环境，流动表现为非线性，在声衬孔口出现涡脱落现象。涡脱落是一种由于流体和固体界面处相互作用产生的涡，被流动带至下游的物理过程。这些小涡携带大量能量，它们脱落到腔体内后将携带的动能最终转化成内能耗散掉。这种耗散具有很高的效率，成为声衬最主要的吸声方式。因此，声衬在高声强入射条件下吸声机理会产生改变，会影响蜂窝声衬难预期的吸声性能。
本公开该实施例针对航空发动机风扇噪声的高声强、多个目标声源特点开展声衬优化设计，如航空发动机风扇激波噪声、转静干涉噪声等。针对目标声源，通过声阻抗优化方法，在约束范围内，可以得到最优声阻抗值。声阻抗模型是声衬的结构参数与其对应声阻抗值的换算模型。其中，声阻抗是一个无量纲系数，等于媒质在波阵面某个面积上的声压与通过这个面积的体积速度的复数比值。对于本公开来说，存在高声强条件下非线性的流动-声波耦合，因此采用直接数值模拟的方法进行阻抗和结构参数的对应关系的换算。
通过在通孔11下游的的内腔22中设置扰涡件4，可基于改变流动-固体-声波耦合的过程原理，由于高声强声波作用，可控制高声强声波导致的涡流在通孔11口脱落，脱落到内腔22后将动能转化为内能耗散，提升声衬在高声强入射条件下的吸声效果和性能，有效减弱航空发动机的工作噪声。根据入射声波的幅值、频率、模态等，通过改变扰涡件的形状、材料和位置，可有效地控制高声强声波引起的涡脱落过程，促使更多声能量通过涡脱落和扰流板表面摩擦耗散，达到提升吸声峰值，拓宽消声频带的目的。
具体地，基于直接数值模拟模型，针对优化所得的最优声阻抗值，可以计算得出扰涡件4的形状、位置、尺寸，以及面板1的板厚、通孔11的直径和穿孔率，以及蜂窝芯2的深度和宽度等结构参数。
而且，扰涡件4设置于内腔22，不会占用额外的空间，并且增加的质量很少。本公开的实施例可在不额外增加占用空间和重量增加较少的情况下，实现吸声效果的提升。
在一些实施例中，如图3和图4所示，扰涡件4呈板状结构，且沿内腔22的高度方向延伸一定长度，以到达使涡结构脱落的效果。如图3所示，扰涡件4固定在蜂窝单元2’的侧壁21上。例如，可采用薄板结构。除此之外，扰涡件4还可设置为其它形状。
在一些实施例中，如图3和图4所示，扰涡件4与通孔11正对设置。此种结构能够使扰涡件4最大程度上对通孔11产生的脱落涡进行干预，产生更多小涡，如图6A-6B所示，以提升吸声效果。可选地，扰涡件4也可偏离通孔11设置。
在一种实施例中，如图3和图4所示，通孔11和扰涡件4均与内腔22的中心位置正对设置。可选地，通孔11和扰涡件4也可偏离内腔22的中心位置设置。
在一些实施例中，如图3和图4所示，扰涡件4沿内腔22的高度方向延伸至不超过内腔22的中间位置。
在一些实施例中，扰涡件4的表面包覆吸声材料。此种设置方式可使进入内腔22的声能进一步耗散，从而优化声衬的吸声效果。
在一些实施例中，如图1所示，内腔22沿高度方向贯通，且内腔22的第一端通过背板3封闭，内腔22的第二端通过面板1将通孔11以外的区域封闭。该实施例能够简化声衬的整体结构，而且可防止声能从通孔11进入内腔22后逸出，使声能在内腔22内将能量耗散，以实现较优的吸声效果。
下面对本公开航空发动机降噪声衬10的性能进行分析和模拟。
基于格子Boltzmann方法，开展声衬吸声性能的直接数值模拟，为了能够体现出扰涡件4对于降噪的作用，下面将设置扰涡件4和不设置扰涡件4的声衬的降噪效果进行对比。例如，本公开在作为共振腔的内腔22中添加刚性矩形扰涡板。基于二维模拟，对比其吸声系数。吸声系数是一个表示材料或结构吸声能力的无量纲系数，等于被材料吸收的声能与入射到材料的总声能之比。为了接近风扇机匣内的高声强真实工况，入射噪声声压级为150dB。
格子Boltzmann方程模型将流体域离散成一系列粒子点，流体粒子的信息通过微观分布函数fi表征子Boltzmann方法的演化方程为：
流体的宏观量通过对粒子分布函数求矩得到：
ρ＝∑ifi (2)
ρu＝∑icifi (3)
其中ρ和u分别为流体的密度和速度。声场通过流场压力扰动δP直接获得：
其中，cs为声速，P(x,t)为流体的瞬时压力和静压力。
计算如图5所示，结果表明，设置扰涡板的声衬的吸声系数相对于频率的变化如曲线A，不设置扰涡板的声衬的吸声系数相对于频率的变化如曲线B，曲线A的吸声系数有明显提高，峰值吸声系数峰值频带拓宽。
通过图6B的涡量云图可以观察到，不设置扰涡板的声衬的通孔11内外处激励各生成一对涡。它是由与共振腔内空气固有频率相同的声波激励产生。且声波能量转化为涡脱落能量，最终耗散为热能。这是图5中吸声系数曲线峰值的原因。如图6A，在声衬中设置扰涡板后，通孔11下游的涡脱落形式与图6B明显不同。除了通孔口上游处一对对称涡之外，在通孔口下游生成不同空间和时间尺度的涡。这使得本公开的声衬能够对不同频率的声波产生涡脱落耗散，并且扰涡板表面存在摩擦耗散。得益于以上特性，使得本公开的声衬结构在更宽的频带内具有良好的吸声效果。
其次，本公开还提供了一种航空发动机，包括上述实施例的航空发动机降噪声衬10。
此种航空发动机降噪声衬10通过在通孔11下游的的内腔22中设置扰涡件4，可基于改变流动-固体-声波耦合的过程原理，由于高声强声波作用，可控制高声强声波导致的涡流在通孔11口脱落，脱落到内腔22后将动能转化为内能耗散，提升声衬在高声强入射条件下的吸声效果和性能，有效减弱航空发动机的工作噪声。
在一些实施例中，如图7所示，航空发动机风扇部件的外涵机匣沿轴向包括进气道机匣70、风扇机匣80和中介机匣90，机匣内部设有风扇组件，风扇组件包括轮毂30和设在轮毂轴向的转子叶片20，风扇组件下游在轮毂30上设置内涵叶片组60，内涵叶片组60沿进气方向依次包括：内涵进口导叶61、内涵第一级叶片排62、内涵第二级叶片排63和内涵第三级叶片排64，内涵叶片组通过分流环50与外涵静子叶片40连接，外涵静子叶片40与中介机匣90连接。
基于图7所示结构，航空发动机降噪声衬10设在航空发动机风扇部件外涵机匣的进气道机匣70、风扇机匣80和/或中介机匣90的内侧壁上。例如，航空发动机降噪声衬10可采用粘接的方式固定，或者采用紧固件连接的方式固定。此种结构能够根据需要设在航空发动机上噪声较大的区域，或者也可设在航空发动机的整个进气方向上，以尽可能地降低发动机工作噪声。
优选地，航空发动机降噪声衬10可拆卸地设在航空发动机风扇部件外涵机匣的进气道机匣70、风扇机匣80和外涵道90的内侧壁上，且设在进气道机匣70、风扇机匣80和中介机匣90的内侧壁上的航空发动机降噪声衬10相互独立。此种结构可在某一区域的声衬失效时，可单独更换相应的声衬，拆卸方便，便于维护。
以上对本公开所提供的一种航空发动机降噪声衬和航空发动机进行了详细介绍。本文中应用了具体的实施例对本公开的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本公开的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本公开原理的前提下，还可以对本公开进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本公开权利要求的保护范围内。

Claims (7)

1.一种航空发动机降噪声衬(10)，被配置为贴设在航空发动机上的待安装部位，其特征在于，所述航空发动机降噪声衬(10)包括：
背板(3)，被配置为贴设在所述待安装部位；
面板(1)，所述面板(1)上设有多个通孔(11)；和
蜂窝芯(2)，设在所述背板(3)和所述面板(1)之间，所述蜂窝芯(2)包括多个蜂窝单元(2’)，所述多个蜂窝单元(2’)与所述多个通孔(11)一一对应地设置，且所述多个蜂窝单元(2’)连接形成整体结构，每个所述蜂窝单元(2’)均具有内腔(22)，所述内腔(22)与相应位置的通孔(11)连通，且所述内腔(22)靠近所述通孔(11)的位置设有扰涡件(4)；所述扰涡件(4)呈板状结构，且沿所述内腔(22)的高度方向延伸，所述扰涡件(4)与所述通孔(11)正对设置，所述扰涡件(4)沿所述内腔(22)的高度方向延伸至不超过所述内腔(22)的中间位置；
其中，所述扰涡件(4)被配置为使高声强声波进入所述通孔(11)后产生脱落涡结构，以通过涡脱落将携带的动能转化为内能耗散声能量；或在声波通过所述通孔(11)进入或离开所述内腔(22)时在所述扰涡件(4)表面产生粘滞耗散以耗散声能，其中，高声强是指声波强度超过预设阈值；而且，所述扰涡件(4)的结构参数被配置为使得所述扰涡件(4)的结构固有频率和入射声波的固有频率一致。
2.根据权利要求1所述的航空发动机降噪声衬(10)，其特征在于，所述通孔(11)和所述扰涡件(4)均与所述内腔(22)的中心位置正对设置。
3.根据权利要求1所述的航空发动机降噪声衬(10)，其特征在于，所述扰涡件(4)的表面包覆吸声材料。
4.根据权利要求1所述的航空发动机降噪声衬(10)，其特征在于，所述内腔(22)沿高度方向贯通，且所述内腔(22)的第一端通过所述背板(3)封闭，所述内腔(22)的第二端通过所述面板(1)将所述通孔(11)以外的区域封闭。
5.一种航空发动机，其特征在于，包括：权利要求1～4任一所述的航空发动机降噪声衬(10)。
6.根据权利要求5所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机降噪声衬(10)设在所述航空发动机风扇部件外涵机匣的进气道机匣(70)、风扇机匣(80)和/或中介机匣(90)的内侧壁上。
7.根据权利要求6所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机降噪声衬(10)可拆卸地设置，且设在所述进气道机匣(70)、风扇机匣(80)和中介机匣(90)的内侧壁上的所述航空发动机降噪声衬(10)相互独立。
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