CN115726886A - 风扇降噪装置及包含其的航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种风扇降噪装置及包含其的航空发动机，所述风扇降噪装置设在机匣内，通过所述风扇降噪装置的气流进入风扇，所述风扇降噪装置包括内表面流道和降噪声衬，所述内表面流道设在所述机匣的内表面；所述降噪声衬设在所述内表面流道上，所述降噪声衬包括共振腔、背板和双斜面导声装置，所述双斜面导声装置为锯齿型或波浪型。双斜面导声装置为锯齿型或波浪型可以加速将低频大尺度脉动流体结构破碎为更易耗散的高频小尺度脉动流体结构，背板和不同高度的共振腔整体作用，形成创新的降噪作用。锯齿型双斜面导声装置设计，改变通过小孔进入的噪声的声传播路径，且每个共振腔的高度都不一样，形成宽频降噪效果。

Description

风扇降噪装置及包含其的航空发动机

技术领域

本发明涉及一种风扇降噪装置及包含其的航空发动机。

背景技术

2007年国际民航组织(ICAO)公布的数据显示，当年航空的旅客发送量达到了20亿人次以上，民用航空开始进入喷气式飞机时代，航空运输事业迅猛发展。随着航空运输业的快速发展，也带来了一些社会问题，其中非常突出的一端流失机场周围的噪声污染。随着公众对噪声问题的关注，各国政府和航空组织都制定了一系列的标准，严格限定运营飞机的噪声等级，并规定只有噪声达标的机型，才能取得该国颁发的通行证，并允许在其领空飞跃及降落。飞机噪声已经成为评价飞机性能、决定市场竞争力的一个重要因素。

飞机噪声主要包括发动机噪声和机体噪声，其中发动机噪声主要包括喷流噪声、风扇噪声、涡轮噪声等。八十年代后，随着航空发动机涵道比的不断提高预高效的消声短舱的应用，发动机噪声得到了有效的控制。但即使是大涵道比涡轮风扇发动机，在飞机的起飞阶段，风扇噪声依然占据着重要地位。因此风扇噪声依然是现代大涵道比涡扇发动机的主要噪声源之一，如何降低发动机的风扇噪声是目前发动机降噪技术的研究重点问题。

当风扇叶尖速度超声时，会产生额外的激波噪声，激波噪声一端出现，就会成为风扇噪声的主要成分。随叶尖马赫数的增加，激波噪声能量呈非线性的增加。涡扇发动机普遍采用叶尖超音设计，风扇激波噪声成为影响发动机整机噪声的主要因素，对适航噪声和舱内噪声有显著影响。

目前控制激波噪声的主要手段有合理设置叶片数、敷设降噪声衬和使用弯掠叶片。其中使叶片通过频率(BPF)低于截止频率已经成为低噪声风扇设计的一个重要指标；而声衬一方面增加发动机的重量，另一方面对于低模态的激波噪声的吸声效果并不理想；国内外开展了大量低噪声弯掠叶片的实验和机理研究，但受气动性能和结构强度等的限制，遇到了瓶颈，降噪效果已十分有限，所以亟需探究新的风扇激波噪声降噪技术。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中声衬和弯掠叶片降噪效果不理想的问题，提供一种风扇降噪装置及包含其的航空发动机。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：

一种风扇降噪装置，所述风扇降噪装置设在机匣内，通过所述风扇降噪装置的气流进入风扇，所述风扇降噪装置包括：

内表面流道，所述内表面流道设在所述机匣的内表面；

降噪声衬，所述降噪声衬设在所述内表面流道上，所述降噪声衬包括共振腔、背板和双斜面导声装置，所述双斜面导声装置为锯齿型或波浪型。

本技术方案中，双斜面导声装置为锯齿型或波浪型可以加速将低频大尺度脉动流体结构破碎为更易耗散的高频小尺度脉动流体结构，加速风扇激波噪声的非线性衰减过程。双斜面导声装置为锯齿型或波浪型还可以控制激波，激波遇到锯齿型双斜面导声装置，其表面的激波会被削弱，部分激波会被锁在锯齿或波浪结构中，风扇激波噪声在机匣内表面流道中传播时被截止，无法向前传播出去。同时背板和不同高度的共振腔整体作用，形成创新的降噪作用。

较佳地，所述内表面流道设在所述风扇的叶片前缘与所述风扇的进气道喉道之间，所述内表面流道的长度在0.5m到1m之间。

本技术方案中，大曲率内表面流道有更长的内表面距离和面积，显著增加了降噪声衬的有效面积，风扇转子产生的噪声在前机匣区传播更长的时间，与声衬作用时间更长，有利于降噪吸声。同时内表面流道按照大曲率排布，内表面流道上的双斜面导声装置也会按照大曲率排布，在大曲率排布的锯齿型结构作用下，部分激波会被锁在锯齿中，风扇激波噪声在大曲率内埋式机匣内表面流道中传播时被截止，无法向前传播出去。

较佳地，所述双斜面导声装置的表面设有小孔。

本技术方案中，双斜面导声装置表面设置的小孔可以增加空气阻尼，增强衰减噪声能力。

较佳地，所述小孔连通所述共振腔。

本技术方案中，小孔连通共振腔，使得声波可以通过小孔进入共振腔，从而进行衰减耗散。声波通过双斜面导声装置的小孔进入共振腔时，会形成不同的声波传播路径，在共振腔中形成不同声波长度的声波，这些声波相互干扰，增加声能耗散和消声效果。

较佳地，多个所述小孔均布在所述双斜面导声装置上。

本技术方案中，小孔均布在双斜面导声装置上，使得声波可以经由多个小孔进入双斜面导声装置中，增加了声波进入共振腔中的概率，同时多个小孔也可以与双斜面导声装置共同作用，使得经双斜面导声装置分割后的高频声波进入共振腔。

较佳地，所述双斜面导声装置长一个声波波长和/或所述双斜面导声装置高0.75个声波波长。

本技术方案中，双斜面导声装置长一个声波波长，双斜面导声装置高0.75个声波波长，使得噪声进入共振腔上下共振运动，起到衰减声波的作用。双斜面导声装置会改变声传播路径，由于表面是大曲率，每个共振腔高度不一样，也会改变声传播路径，因此双斜面导声装置和共振腔可以协同改变声传播路径。同时由于表面是大曲率，每个共振腔高度都不同，共振腔高度和噪声频率直接相关，不同高度的共振腔可以消除不同噪声频率的噪声，具有宽频特性。

较佳地，所述背板为刚性材料。

本技术方案中，背板为刚性材料，可以增加背板的结构强度，增加降噪声衬的使用寿命。

较佳地，所述双斜面导声装置的表面为光滑表面。

本技术方案中，双斜面导声装置的表面为光滑表面大大地提高了噪声的反射效率，并因振幅重叠而发生声波的能量相互抵消的作用，从而很好地消除声波。

较佳地，所述双斜面导声装置的高度均相同。

本技术方案中，高度均相同的双斜面导声装置可以使得均匀降低声波，不会出现部分区域声波集中，部分区域无法发生作用的现象，提供了风扇降噪装置的利用效率。

一种航空发动机，所述航空发动机包括所述的风扇降噪装置。

较佳地，航空发动机包括风扇降噪装置，可以加速将低频大尺度脉动流体结构破碎为更易耗散的高频小尺度脉动流体结构，加速风扇激波噪声的非线性衰减过程。风扇激波噪声机匣内表面流道中传播时被截止，无法向前传播出去。

本发明的积极进步效果在于：

双斜面导声装置为锯齿型或波浪型可以加速将低频大尺度脉动流体结构破碎为更易耗散的高频小尺度脉动流体结构，加速风扇激波噪声的非线性衰减过程。双斜面导声装置为锯齿型或波浪型还可以控制激波，激波遇到锯齿型双斜面导声装置，其表面的激波会被削弱，部分激波会被锁在锯齿或波浪结构中，风扇激波噪声在机匣内表面流道中传播时被截止，无法向前传播出去。同时背板和不同高度的共振腔整体作用，形成创新的降噪作用。

附图说明

图1为本发明风扇降噪装置的结构示意图。

图2为图1所示的风扇降噪装置的位置示意图。

图3为图1所示的风扇降噪装置的双斜面导声装置的侧视图。

图4为图1所示的风扇降噪装置的双斜面导声装置的俯视图。

图5为图1所示的风扇降噪装置的激波噪声频谱示意图。

图6为图1所示的风扇降噪装置的声衬远场声压曲线示意图。

附图标记说明

风扇转子叶片1

外涵道导流静子叶片2

内表面流道3

共振腔4

双斜面导声装置5

背板6

小孔7

具体实施方式

下面通过实施例的方式进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。

如图1和图2所示，本发明公开了一种风扇降噪装置，风扇降噪装置设在机匣内，机匣内设有风扇转子叶片1和外涵道导流静子叶片2。通过风扇降噪装置的气流进入风扇。风扇降噪装置包括内表面流道3和降噪声衬。内表面流道3设在机匣的内表面。降噪声衬设在内表面流道3上，降噪声衬包括共振腔4、背板6和双斜面导声装置5，如图3和图4双斜面导声装置5为锯齿型或波浪型。

典型风扇激波噪声频谱示意如图5所示，采用双斜面导声装置5为锯齿型或波浪型可以加速将低频大尺度脉动流体结构破碎为更易耗散的高频小尺度脉动流体结构。现代大涵道比涡扇发动机风扇叶片叶尖通常为超音速状态，叶尖附近会形成激波。双斜面导声装置5可以加速风扇激波噪声的非线性衰减过程。双斜面导声装置5为锯齿型或波浪型还可以控制激波，激波遇到锯齿型双斜面导声装置5，其表面的激波会被削弱。部分激波会被锁在锯齿或波浪结构中，风扇激波噪声在机匣的内表面流道3中传播时被截止，无法向前传播出去。同时背板6和不同高度的共振腔4整体作用，形成创新的降噪作用。

如图1和图2所示，双斜面导声装置5表面设有小孔7。声衬表面的锯齿型双斜面导声装置5为锯齿型穿孔板，双斜面导声装置5表面设置的小孔7可以增加空气阻尼，增强衰减噪声的能力。同时双斜面导声装置5表面的小孔7连通共振腔4，使得声波可以通过小孔7进入共振腔4，从而进行衰减耗散。声波通过双斜面导声装置5的小孔7进入共振腔4时，会形成不同的声波传播路径，在共振腔4中形成不同声波长度的声波，这些声波相互干扰，增加声能耗散和消声效果。

如图1和图2所示，多个小孔7均布在双斜面导声装置5上，使得声波可以经由多个小孔7进入双斜面导声装置5，增加了声波进入共振腔4中的概率，同时多个小孔7也可以与双斜面导声装置5共同作用，使得经双斜面导声装置5分割后的高频声波进入共振腔4。

如图1和图2所示，内表面流道3设在风扇的叶片前缘和风扇的进气道喉道之间，内表面流道3的长度在0.5m到1m之间。大曲率内表面流道3有更长的内表面距离和面积，显著增加了降噪声衬的有效面积，风扇转子产生的噪声在前机匣区传播更长的时间，与声衬作用时间更长，有利于降噪吸声。同时内表面流道3按照大曲率排布，内表面流道3上的双斜面导声装置5也会按照大曲率排布，在大曲率排布的锯齿鼓包作用下，部分激波会被锁在锯齿中，风扇激波噪声在大曲率内埋式机匣内表面流道3中传播时被截止，无法向前传播出去。

如图1和图2所示，双斜面导声装置5长一个声波波长或所述双斜面导声装置5高0.75个声波波长。使得噪声进入共振腔4上下共振运动，起到衰减声波的作用。双斜面导声装置5长一个声波波长且双斜面导声装置5高0.75个声波波长，这两种方式同时设置，增强了噪声进入共振腔4中上下共振运动的效果。双斜面导声装置5会改变声传播路径，由于表面是大曲率，每个共振腔4的高度不一样，也会改变声传播路径，因此双斜面导声装置5和共振腔4可以协同改变声传播路径。同时由于表面是大曲率，每个共振腔4的高度都不同，共振腔4的高度和噪声频率直接相关，不同高度的共振腔4可以消除不同噪声频率的噪声，具有宽频特性。如图6所示，通过比较不同设计方案的消声效果，比较0.75倍波长、1倍波长单层以及0.75倍波长双层声衬远场声压曲线，结果发现0.75倍波长双层声衬降噪效果最佳。

如图1和图2所示，背板6为刚性材料，可以增加背板6的结构强度，增加降噪声衬的使用寿命。

如图1和图2所示，双斜面导声装置5为光滑表面。双斜面导声装置5的光滑表面大大地提高了噪声的反射效率，并因振幅重叠而发生声波的能量相互抵消的作用，从而很好地消除声波。

如图1和图2所示，双斜面导声装置5的高度均相同。高度均相同的双斜面导声装置5可以使得均匀降低声波，不会出现部分区域声波集中，部分区域无法发生作用的现象，提供了风扇降噪装置的利用效率。

本发明还公开了一种航空发动机，这种航空发动机包括风扇降噪装置。航空发动机包括风扇降噪装置，可以加速将低频大尺度脉动流体结构破碎为更易耗散的高频小尺度脉动流体结构，加速风扇激波噪声的非线性衰减过程，从而更好地对航空发动机进行降噪。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种风扇降噪装置，所述风扇降噪装置设在机匣内，通过所述风扇降噪装置的气流进入风扇，其特征在于，所述风扇降噪装置包括：

内表面流道，所述内表面流道设在所述机匣的内表面；

降噪声衬，所述降噪声衬设在所述内表面流道上，所述降噪声衬包括共振腔、背板和双斜面导声装置，所述双斜面导声装置为锯齿型或波浪型。

2.如权利要求1所述的风扇降噪装置，其特征在于，所述内表面流道设在所述风扇的叶片前缘与所述风扇的进气道喉道之间，所述内表面流道的长度在0.5m到1m之间。

3.如权利要求1所述的风扇降噪装置，其特征在于，所述双斜面导声装置的表面设有小孔。

4.如权利要求3所述的风扇降噪装置，其特征在于，所述小孔连通所述共振腔。

5.如权利要求3所述的风扇降噪装置，其特征在于，多个所述小孔均布在所述双斜面导声装置上。

6.如权利要求1所述的风扇降噪装置，其特征在于，所述双斜面导声装置长一个声波波长和/或所述双斜面导声装置高0.75个声波波长。

7.如权利要求1所述的风扇降噪装置，其特征在于，所述背板为刚性材料。

8.如权利要求1所述的风扇降噪装置，其特征在于，所述双斜面导声装置的表面为光滑表面。

9.如权利要求1所述的风扇降噪装置，其特征在于，所述双斜面导声装置的高度均相同。

10.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括如权利要求1-9中任一项所述的风扇降噪装置。

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