WO2008132009A2 - Schallschutzvorrichtung für ein strahltriebwerk oder eine turbine - Google Patents

Schallschutzvorrichtung für ein strahltriebwerk oder eine turbine Download PDF

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    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
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    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
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    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/44—Nozzles having means, e.g. a shield, reducing sound radiation in a specified direction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
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    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/827—Sound absorbing structures or liners

Definitions

  • the present invention relates to a soundproofing device for a jet engine or a turbine, in particular for a turbofan engine of an aircraft, for attenuating a sound field in a directional range, in particular for shielding emitted sound in the direction of the ground. Moreover, the invention relates to a provided with such a soundproofing Thebtechniksummantelung and provided with such a soundproofing engine.
  • liners also referred to as liners.
  • Such liners are designed to absorb sound. It is possible to obtain certain properties of a soundproofing device by design and arrangement of the liner. Various approaches for improving the properties can be distinguished here.
  • zero-splice liners aim to reduce or avoid the hard transitions between the production-related necessary liner sections in the circumferential direction. This is described by way of example in EP 1 621 752 A2. On the one hand, such liners increase the effective absorptive area and, on the other hand, avoid the occurrence of so-called "mode scattering", a redistribution of the modal acoustic energy, which can adversely affect the achievable noise reduction.
  • Such liners are particularly advantageous when starting an aircraft, since the rotor harmonics predominate among the generated frequencies, to which this type liner is well tunable and works well, since the rotor harmonics have a large propagation angle.
  • the leaf foliage dominant in the approach however, frequencies are more capable of propagation and can not be so effectively dampened by the Zero Splice Liner.
  • EP 1 411 225 B1 shows an arrangement of liner segments in which two annular liner segments, which have a different impedance, are embedded in the engine duct in front of the fan. Sound stimulated by the fan, which moves in the axial direction, first encounters a first liner segment that excites certain modes that can be more effectively absorbed by the subsequent second segment. For the effect used, the respective impedances and the relative impedance jump at the interface of the two segments are decisive.
  • EP 1 701 016 A1 teaches to achieve a flowing or stepped transition between different impedances through different hole sizes of the perforated cover layer of the liner and / or the depth of the honeycomb core behind this cover layer. This aims to influence the angle at which the radiated sound is reflected by the liner. This will, ever after position in the engine intake, a different effect causes. Near the sound source (fan) the sound is deflected at a greater angle to the engine axis, as this results in a longer path of sound through the engine inlet and thus a higher absorption. In contrast, the propagation angle near the entry lip should be reduced as much as possible in order to radiate more in the axial direction, thereby increasing the run length of the sound to the bottom.
  • the object is to provide a soundproofing device, which makes it possible to achieve a reduction in the sound radiated towards the ground with the same aerodynamic properties of a conventional liner.
  • sound-influencing surfaces on a turbine housing are distributed unevenly such that sound is preferably directed away from the directional area to be shielded by an impedance jump between different surface structures and / or by reflection.
  • the soundproofing device according to the invention can be used in turbine housings of conventional design, so that it is aerodynamically more favorable as well as lighter than constructions with an advancing inlet lip. Furthermore, due to the influencing of the directional characteristic of the sound field, at least in a certain sector a higher noise reduction than in the prior art can be achieved.
  • the surface structures may be unevenly distributed circumferentially in a radial direction region on a surface facing the axis with respect to a central or rotational axis of the jet engine or the turbine.
  • Such arranged surface structures have the advantage that sound coming directly from the direction of the axis is reliably deflected.
  • the surface structures are distributed unevenly in the circumferential direction in a surface facing away from the axis A surface. This is particularly advantageous when sound from air-conducting housing elements which are located off the axis to be deflected.
  • the sound-influencing surface structures are provided on or in an inlet of the turbine. As a result, they are arranged between the sound source and the sound outlet, which allows a particularly efficient sound influencing.
  • the sound-influencing surface structures can advantageously be provided on or in a bypass duct of the jet engine, in particular in the region of an engine outlet and in particular in the form of an engine lining.
  • the surface structures have a sound-absorbing lining or are formed by such. This additionally reduces the radiated sound.
  • the surface structures advantageously have at least one reflection segment for targeted deflection of sound radiated into the directional area to be shielded.
  • the reflection segment has an impedance which is significantly different from the impedance of the sound-absorbing lining. differs. This makes it possible to achieve a deflection of the sound without geometric changes.
  • the lining is arranged on a surface which is directed towards the axis of rotation of the turbine and extends in the circumferential direction with respect to the axis of rotation of the turbine.
  • the reflection segment is preferably inserted in the lining in a peripheral area which is determined by the directional area in which sound radiation is to be reduced.
  • the reflection segment is arranged in the axial direction on a side of the lining facing away from the turbine.
  • the sound generated by the turbine must first pass through the sound-absorbing lining, which already dampens certain frequencies.
  • the residual sound remaining after that can be favorably influenced in his direction.
  • the impedance of the reflection segment is preferably lower than the impedance of the surrounding cladding.
  • the impedance jump deflects the sound away from the reflection segment.
  • the surface structure is preferably changeable.
  • the soundproofing device can be adapted to different installation situations or operating conditions and environmental conditions.
  • the or at least one of a plurality of reflection segments, in particular its arrangement, orientation or, more preferably, its impedance can be set. This allows you to react to different flight situations, such as takeoff and landing.
  • the soundproofing device is advantageously arranged on an inner surface of an inlet section of the turbine or of the engine.
  • the turbine housing may be, for example, an engine nacelle of an aircraft or other aircraft. In other embodiments, the turbine housing is embedded in the fuselage of an aircraft.
  • the inlet region advantageously has an inlet lip, in the region of which a sound-deflecting element, in particular the reflection segment, is arranged.
  • the reflection segment is advantageously arranged in a lower region of the inlet lip. This will deflect the sound upwards.
  • a further advantageous embodiment or a further field of application of the described soundproofing device with reflection segment is the engine outlet, for example a turbofan jet engine.
  • sound-absorbing linings are preferably on the inner wall and on the outer wall of a bypass duct (bypass duct) in order to achieve the greatest possible absorption of the exiting sound. Due to the ambient conditions, conventional liners are currently not usable in the core stream, which contains the hot combustion gases. Therefore, an arrangement in the bypass duct is preferred.
  • reflection segments are respectively arranged at the lower boundary of the bypass duct directly in front of the outlet of the engine. This means in the case of the upper sector of the bypass channel on the wall between bypass channel and core current, in the case of lower sector on the outer wall of the engine nacelle.
  • the expansion of the reflection segments in the circumferential direction can be favorably selected according to the application or the conditions of use.
  • a change of the surface structure or impedance can be provided.
  • the soundproofing device is particularly suitable for turbofan engines, in particular for arrangement on an engine casing, for example a (inner region of) a Thebtechniksgephaseuse (s).
  • FIG. 1 shows a radial longitudinal section of an inlet region of an engine nacelle with a soundproofing device according to a first embodiment of the present invention
  • Figure 2 is a section along Il - Il through the engine nacelle of Fig. 1.
  • Fig. 3 is a section as in Fig. 1 by an engine nacelle with a soundproofing device according to a second embodiment of the present invention and 4 shows a radial longitudinal section of an outlet of an engine with a soundproofing device according to a third embodiment of the present invention.
  • Exemplary embodiments of soundproofing devices 1 for jet engines or for turbines, such as gas turbines or turbofan engines, are illustrated in the attached figures using the example of a turbofan engine 2 of an aircraft.
  • the soundproofing device 1 has unevenly distributed surface structures 3 for targeted sound influencing.
  • the surface structures 3 are formed by an engine lining 4 on an inwardly facing inner surface 5 of a turbine casing element or of a turbine casing element 6.
  • the turbine shroud 6 is an engine nacelle 12 (also called a nacelle) in which the turbofan engine 2 is housed.
  • the turbofan engine 2 includes a fan 18 having blades 20 and a hub portion 22.
  • the hub portion 22 with the blades 20 is part of a rotor of the engine and rotates in operation about its axis A, which forms the axis of rotation of the turbofan engine 2.
  • the fan 18 promotes air from an inlet region 14 in the direction of a flow 24 to a turbine, not shown, or in the bypass channel.
  • Fig. 1 shows a first embodiment of the inlet region 14 having engine inlet 10 of a here as a turbofan engine 2 aircraft engine.
  • the turbofan engine 2 is enclosed by the engine nacelle 12 and has, on the inner surface 5 directed towards the axis A and extending in the circumferential direction, the soundproofing device 1 with the engine factory lining 4 on.
  • the inlet area 14 of the turbofan engine 2 having this soundproofing device 1 extends from a circumferential plane 16 of the sound forming circumferential front edge 17 of the engine nacelle 12 to the fan 18th
  • FIG. 1 shows a side view of a first embodiment of the soundproofing device 1
  • FIG. 2 shows a section along the line II-II of FIG. 1 in this first embodiment.
  • FIG. 3 shows a comparative illustration of the engine intake 10 with a second embodiment of the sound protection device 1.
  • the engine cowl 4 in both embodiments has a sound absorbing liner 26 and a reflective liner segment, hereinafter referred to as a reflective segment 30.
  • the nacelle or engine nacelle 2 is aerodynamically contoured in both embodiments and surrounds the engine to direct the free flow of air into the engine.
  • the fan 18 plays a more and more important role due to a steadily increasing bypass ratio during takeoff and landing over the years.
  • the sound field in these two flight conditions fundamentally different, since each modal tonal sound fields of different cause represent the dominant parts.
  • the so-called "Buzz Saw Noise” This occurs at the harmonics of the rotor speed and corresponds in its circumferential order to the number of rotor blades.
  • the engine is adjusted to a much lower speed on approach.
  • the rotor harmonics are "cut off", ie they are not capable of propagation, but the blade follower frequencies (abbreviated BPF for short) dominate, which consist of an interaction of the rotor blades of the fan 18 and the following (not shown) stator blades ("stators"). Their frequencies correspond to the product of the rotor speed and the number of rotor blades.
  • the sound absorbing liner 26 is mounted in the engine intake 10 to reduce the sound emitted by the engine.
  • the sound absorbing liner 26 (also called absorptive liner) is typically optimized for flight conditions to reduce the fan blade follow-up frequencies BPF 18 (as dominant tonal components).
  • BPF 18 the fan blade follow-up frequencies
  • the impedance of the materials of the sound-absorbing lining 26 is selected accordingly.
  • the technique, how one can tune impedances of linings to certain dominant tonal components for absorption thereof, is known in the prior art described above and will not be described here.
  • such a sound-absorbing lining 26 with a liner segment or lining segment-the reflection segment 30- is combined with impedance deviating significantly from the impedance of the sound-absorbing lining 26.
  • the impedance of the reflection segment 30 is set very low here.
  • the reflection segment 30 is formed here as part of the engine casing 4. It is in the first embodiment shown in FIGS. 1 and 2 in the front region of the engine intake 10 at a side remote from the fan 18, here front side of the sound-absorbing lining 26 mounted (see Fig. 1). In the second embodiment shown in FIG. 3, the reflection segment is arranged in the region of the inlet lip, so to speak as a lip-liner, ie as a lip lining.
  • This Refklexionssegment 30 aims to achieve by the resulting impedance jump at the interface, here at the interface 27 between the sound-absorbing liner 26 and the reflection segment 30, a directional influence of the incident sound field.
  • the noise radiated towards the ground is thereby to be reduced and the noise pollution of an area surrounding an airport is to be reduced.
  • the mode of action here corresponds to that of a "negatively scarfed inlets", ie an engine intake with an advanced lower lip, but dispenses with the additional structure of the extended lower lip and thus on weight penalties.
  • the acoustic effect is achieved by the targeted positioning of the reflective-acting liner segment - reflection segment 30.
  • Other embodiments not shown here allow a variation of the impedance of the sound-absorbing lining 26 (absorptive Liner- share) to adjust the flight state according to most favorable impedance and thus to achieve the highest possible absorption before the forward of the fan 18 propagating sound on the reflection segment 30 hits.
  • This adjustment of the impedance can be made either by adjusting the entire sound-absorbing lining 26 or even the entire engine lining 4 (sound-absorbing lining 26 with reflection segment 30). Additionally or alternatively, adjusting means are provided with which an adjustment of discrete, distributed in the engine lining 4, adaptive elements takes place, resulting in averaged over the area ratio impedance.
  • the sound-absorbing lining 26 is arranged on the inside of the engine nacelle 12 in the circumferential direction relative to the axis A.
  • the reflection segment 30 is inserted on the side of the sound-absorbing lining 26, which faces away from the fan 18 along the axis A in the axial direction.
  • the reflection Xionssegment 30 has compared to the sound-absorbing lining 26 to a much lower impedance.
  • FIG. 2 shows a view from the exit plane 16 in the direction of the axis A of the engine intake 10 and the fan 18.
  • the blades 20 and the hub portion 22 are clearly visible. Further, the circumferentially arranged sound absorbing liner 26 is visible. In the lower region 28, the reflection segment 30 is inserted into the sound-absorbing lining 26.
  • the entire engine lining 4 and thus also the sound-absorbing lining 26 are preferred up to the inlet lip 25.
  • the reflection segment 30 is now arranged on an inlet lip 25.
  • the function of the reflection segment 30 can be well explained with reference to FIG. 1.
  • the sound generated by the fan 18 propagates in the direction of the axis A in the direction of the flow 24. In doing so, it passes through the sound-absorbing lining 26, which absorbs frequencies in a certain frequency range.
  • the sound strikes the reflection segment 30, which has a much lower impedance than the sound absorbing lining 26. As this hard impedance jump passes, the sound is deflected upwards.
  • the second embodiment shown in FIG. 3 goes one step further and additionally arranges the sound-absorbing lining 26 in the area of the inlet lip 25. This increases the effective absorptive distance at which the sound is attenuated by the sound absorbing liner 26. Furthermore, the reflection segment 30 is arranged on the inlet lip 25, which makes it possible to deflect an even larger portion of the downward sound upward because there is no longer the possibility that the deflected upward sound from the upper region of the engine nacelle 12th is thrown back down.
  • the reflection segment 30 extends in the circumferential direction to an angle of about ⁇ 40 ° from the vertical V (see Fig. 2).
  • a third embodiment of the invention can also be used on an engine outlet 34.
  • the engine exhaust 34 of the turbofan engine 2 includes end portions of the engine nacelle 12, a circumferentially circumferential bypass duct 36 disposed within the engine nacelle 12, and a core stream 38 separated from the bypass duct 36 by a substantially cylindrical wall.
  • the core stream 38 carries hot combustion gases 40 of the engine 2 while the bypass channel 36 carries ambient air 42.
  • a sound-absorbing lining 26 is provided as an engine lining 4, which acts as a soundproofing device 1.
  • reflection segments 30 inserted into the sound-absorbing lining 26 are provided on the end-side edges 44 of the wall 37 and the engine nacelle 12.
  • the reflection segment 30 By extending the reflection segment 30 in the direction of the circumference, it is possible to set the directional region 32 in which a sound radiation is to be reduced.
  • This directional range 32 is indicated in FIG. 2 by arrows.
  • the directional region 32 is here a radial region extending over a certain angle in the circumferential direction.
  • the reflective segment 30 and / or the liner 26 may be constructed so that their impedance is adjustable. This could for example be achieved in that the surface of the lining 26 consists of two mutually displaceable, abutting, perforated plates. If the perforated plates are displaced relative to one another, the hole size of the surface of the lining 26 or of the reflection segment 30 changes. With such a variable surface structure, the radiated sound field can be adapted to a wide variety of flight situations.
  • a suitable non-uniform distribution of sound-absorbing lining 26 and reflection segment 30 in the inlet region 14 of the engine nacelle 12 results in a directional influence of the radiated sound field, which causes a greater noise reduction on the ground than with conventional measures.

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Schallschutzvorrichtung für ein Strahltriebwerk oder eine Turbine, insbesondere für ein Turbofantriebwerk (2) eines Luftfahrzeugs, zur Abschwächung eines Schallfeldes in einem Richtungsbereich (32), insbesondere zur Abschirmung von in Richtung Boden abgestrahltem Schall. Hierzu wird eine Triebwerksauskleidung (4) mit derart ungleichmäßig verteilten Oberflächenstrukturen (26, 30) vorgeschlagen, dass Schall durch einen Impedanzsprung und/oder durch Reflexion gezielt aus dem Richtungsbereich (32) weg abgelenkt wird.

Description

Schallschutzvorrichtung für ein Strahltriebwerk oder eine Turbine
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Schallschutzvorrichtung für ein Strahltriebwerk oder eine Turbine, insbesondere für ein Turbofantriebwerk eines Luftfahr- zeugs, zur Abschwächung eines Schallfeldes in einem Richtungsbereich, insbesondere zur Abschirmung von in Richtung Boden abgestrahltem Schall. Außerdem betrifft die Erfindung eine mit einer solchen Schallschutzvorrichtung versehene Thebwerksummantelung sowie ein mit einer solchen Schallschutzvorrichtung versehenes Triebwerk.
Bekannte Schallschutzvorrichtungen von Turbinen weisen Auskleidungen auf, die auch als Liner bezeichnet werden. Solche Liner sind so ausgelegt, dass sie Schall absorbieren. Dabei ist es möglich, durch Ausführung und Anordnung der Liner bestimmte Eigenschaften einer Schallschutzvorrichtung zu erhalten. Hierbei las- sen sich verschiedene Ansätze zur Verbesserung der Eigenschaften unterscheiden.
Die sogenannten "Zero Splice Liner" zielen darauf ab, die harten Übergänge zwischen den fertigungsbedingt notwendigen Linerabschnitten in Umfangsrichtung zu reduzieren bzw. zu vermeiden. Beispielhaft ist dies in der EP 1 621 752 A2 beschrieben. Derartige Liner erhöhen zum einen die wirksame absorptive Fläche und vermeiden zum anderen das Auftreten von sogenanntem „mode scattering", einer Umverteilung der modalen akustischen Energie, welche sich nachteilig auf die erzielbare Schallreduktion auswirken kann.
Solche Liner sind insbesondere beim Starten eines Luftfahrzeugs von Vorteil, da dabei unter den erzeugten Frequenzen die Rotorharmonischen überwiegen, auf die diese Art Liner gut abstimmbar ist und gut wirkt, da die Rotorharmonischen einen großen Ausbreitungswinkel aufweisen. Die im Anflug dominanten Blattfol- gefrequenzen sind jedoch stärker ausbreitungsfähig, und können von dem Zero Splice Liner nicht so effektiv gedämpft werden.
Den umgekehrten Weg gehen Linersysteme, die in Umfangshchtung eine be- stimmte Anzahl fester Abschnitte, genannt „Splices", besitzen und damit darauf abzielen, mittels gezieltem „mode scattering" höhere Umfangsmoden anzuregen, die von absorptiven Linerelementen effektiver absorbiert werden können. Dies ist in der US 3 937 590 beschrieben. Dabei werden in einem Triebwerkskanal auf Höhe des Fans des Triebwerks eine Vielzahl von in Umfangshchtung voneinander beabstandeten, sich in Axialrichtung erstreckenden Streifen aus schallabsorbierendem Material in die Außenwand des Triebwerkskanals eingebracht. Dadurch werden die sich drehend ausbreitenden akustischen Moden zerstreut (engl.: scattering) und Felder höherer Ordnung angeregt, die weniger ausbreitungsfähig und leichter zu dämpfen sind.
Die EP 1 411 225 B1 zeigt eine Anordnung von Linersegmenten, bei der vor dem Fan zwei ringförmige Linersegmente in den Triebwerkskanal eingelassen sind, die eine unterschiedliche Impedanz haben. Von dem Fan angeregter Schall, der sich in axialer Richtung bewegt, trifft zunächst auf ein erstes Linersegment, das be- stimmte Moden anregt, die vom nachfolgenden zweiten Segment effektiver absorbiert werden können. Für den dabei genutzten Effekt sind die jeweiligen Impedanzen und der relative Impedanzsprung an der Grenzfläche der zwei Segmente maßgebend.
Die EP 1 701 016 A1 lehrt darüber hinaus, einen fließenden bzw. gestuften Übergang zwischen unterschiedlichen Impedanzen durch unterschiedliche Lochgrößen der perforierten Deckschicht des Liners und/oder die Tiefe des Wabenkerns hinter dieser Deckschicht zu erreichen. Dies zielt darauf ab, den Winkel, in dem der eingestrahlte Schall von dem Liner reflektiert wird, zu beeinflussen. Dadurch wird, je nach Position im Triebwerkseinlauf, ein unterschiedlicher Effekt bewirkt. Nahe der Schallquelle (Fan) wird der Schall in einem größeren Winkel zur Triebwerksachse abgelenkt, da dies eine längere Laufstrecke des Schalls durch den Triebwerkseinlauf und damit eine höhere Absorption ergibt. Im Gegensatz dazu soll der Ausbrei- tungswinkel nahe der Einlauflippe möglichst reduziert werden, um stärker in axialer Richtung abzustrahlen, wodurch die Lauflänge des Schalls bis zum Boden erhöht wird. Die Herstellung solcher Liner ist jedoch deutlich aufwändiger als die eines homogenen Liners. Ferner sind derartige Konfigurationen auf bestimmte einfallende Moden abgestimmt. Es ist nicht auszuschließen, dass bei davon ab- weichenden Schallfeldern die Leistungsfähigkeit des Liners abnimmt bzw. sogar negative Effekte erzielt werden.
Die zur Anbringung von zusätzlichen Linern verfügbaren Flächen sind begrenzt oder bringen andere Probleme mit sich. So wäre es möglich, im Bereich der Ein- lauflippe einen Liner anzuordnen (Lipliner). An demselben Ort ist jedoch auch das technisch komplexe Vereisungsschutzsystem untergebracht, welches in einen zu entwickelnden Liner integriert werden müsste.
Um die Schallabstrahlung zum Boden hin zu verringern, wird im Stand der Technik daher die untere Lippe des Triebwerkseinlaufs nach vorne verlängert. Ein solches "negatively scarfed inlet" ist in der US 5 058 617 gezeigt. Aus einer solchen Konfiguration ergeben sich jedoch Nachteile bezüglich der aerodynamischen Eigenschaften. So muss die Dicke der Einlauflippe zur Verhinderung von Strömungsabrissen erhöht werden. Dies führt wiederum zu einem erhöhten Luftwiderstand des Aufbaus.
Um diese Nachteile abzuschwächen, sind aus der EP 1 071 608 B1 und der US 3 946 830 aerodynamisch günstigere Konturierungen der Einlaufgeometrie bekannt, welche jedoch einen deutlich höheren konstruktiven und fertigungstechnischen Aufwand mit sich bringen.
Vor diesem Hintergrund ergibt sich die Aufgabe, eine Schallschutzvorrichtung zu schaffen, welche es ermöglicht, bei gleichen aerodynamischen Eigenschaften eines konventionellen Liners eine Verringerung des in Richtung Boden abgestrahlten Schalls zu erreichen.
Zur Lösung dieser Aufgabe wird eine Schallschutzvorrichtung gemäß Anspruch 1 vorgeschlagen. Vorteilhafte Ausgestaltungen der erfindungsgemäßen Schallschutzvorrichtung sind Gegenstand der Unteransprüche. Damit versehene Triebwerkssysteme als vorteilhafte Verwendungen der Schallschutzvorrichtung sind Gegenstand der Nebenansprüche.
Erfindungsgemäß sind schallbeeinflussende Oberflächen an einem Turbinengehäuse derart ungleichmäßig verteilt, dass Schall vorzugsweise durch einen Impedanzsprung zwischen unterschiedlichen Oberflächenstrukturen und/oder durch Reflexion gezielt von dem abzuschirmenden Richtungsbereich weggelenkt wird.
Die erfindungsgemäße Schallschutzvorrichtung ist in Turbinengehäusen herkömmlicher Bauart einsetzbar, so dass sie gegenüber Konstruktionen mit vorgezogener Einlauflippe sowohl aerodynamisch günstiger, als auch leichter ist. Weiter ist zumindest in einem bestimmten Sektor, aufgrund der Beeinflussung der Richtcharakteristik des Schallfeldes eine höhere Schallreduktion als im Stand der Technik erreichbar.
Die Oberflächenstrukturen können in einem bezüglich einer Mittel- oder Drehachse des Strahltriebwerkes oder der Turbine radialen Richtungsbereich an einer der Achse zugewandten Oberfläche in Umfangsrichtung ungleichmäßig verteilt sein. Derart angeordnete Oberflächenstrukturen haben den Vorteil, dass direkt aus Richtung der Achse kommender Schall zuverlässig abgelenkt wird.
Ferner kann vorteilhaft vorgesehen sein, dass die Oberflächenstrukturen in einer von der Achse A abgewandten Oberfläche in Umfangsrichtung ungleichmäßig verteilt sind. Dies ist insbesondere vorteilhaft, wenn Schall von luftführenden Gehäuseelementen, die sich abseits der Achse befinden, abgelenkt werden soll.
Es ist vorteilhaft vorgesehen, dass die schallbeeinflussenden Oberflächenstruktu- ren an oder in einem Einlauf der Turbine vorgesehen sind. Dadurch sind sie zwischen der Schallquelle und dem Schallaustritt angeordnet, was eine besonders effiziente Schallbeeinflussung ermöglicht.
Ebenso können die schallbeeinflussenden Oberflächenstrukturen vorteilhaft an oder in einem Nebenstromkanal des Strahltriebwerkes, insbesondere im Bereich eines Triebwerkauslasses und insbesondere in Form einer Triebwerksauskleidung, vorgesehen sein.
In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung weisen die Oberflächenstrukturen eine schallabsorbierende Auskleidung auf oder sind durch eine solche gebildet. Diese verringert zusätzlich den abgestrahlten Schall.
Die Oberflächenstrukturen weisen vorteilhaft wenigstens ein Reflexionssegment zum gezielten Ablenken von in den abzuschirmenden Richtungsbereich abge- strahltem Schall auf.
Besonders vorteilhaft ist es, wenn das Reflexionssegment eine Impedanz aufweist, die deutlich von der Impedanz der schallabsorbierenden Auskleidung ab- weicht. Dadurch ist es möglich, eine Ablenkung des Schalls ohne geometrische Veränderungen zu erreichen.
Vorteilhaft ist die Auskleidung an einer Oberfläche angeordnet, die zu der Dreh- achse der Turbine hin gerichtet ist und sich bezüglich der Drehachse der Turbine in Umfangsrichtung erstreckt. Das Reflexionssegment ist vorzugsweise in einem Umfangsbereich, der durch den Richtungsbereich, in dem Schallabstrahlung verringert werden soll, bestimmt ist, in die Auskleidung eingesetzt. Durch diese Anordnung wird eine zuverlässige Ablenkung des Schalls in dem gewünschten Rich- tungsbereich erreicht.
In besonders vorteilhafter weise ist das Reflexionssegment in axialer Richtung an einer der Turbine abgewandten Seite der Auskleidung angeordnet.
Dadurch muss der von der Turbine erzeugte Schall zunächst die schallabsorbierende Auskleidung passieren, die bestimmte Frequenzen bereits dämpft. Der danach verbleibende Restschall kann günstiger in seiner Richtung beeinflusst werden.
Die Impedanz des Reflexionssegments ist vorzugsweise niedriger als die Impedanz der es umgebenden Auskleidung. Durch den Impedanzsprung wird der Schall von dem Reflexionssegment weggelenkt. Weiter ist die Oberflächenstruktur vorzugsweise veränderbar. Damit kann die Schallschutzvorrichtung an verschiedene Einbausituationen oder Betriebszustände und Umgebungsbedingungen an- gepasst werden. Zum Beispiel ist hierzu das oder wenigstens eines von mehreren Reflexionssegmenten, insbesondere dessen Anordnung, Ausrichtung oder weiter bevorzugt dessen Impedanz einstellbar. So kann auf unterschiedliche Flugsituationen, wie beispielsweise Start und Landung, reagiert werden. Die Schallschutzvorrichtung ist vorteilhafterweise an einer Innenfläche eines Einlaufabschnitts der Turbine bzw. des Triebwerks angeordnet.
Das Turbinengehäuse kann zum Beispiel eine Triebwerksgondel eines Flugzeu- ges oder sonstigen Luftfahrzeuges sein. Bei anderen Ausführungen ist das Turbinengehäuse in den Rumpf eines Luftfahrzeuges eingebettet.
Der Einlaufbereich weist vorteilhaft eine Einlauflippe auf, in deren Bereich ein Schall ablenkendes Element, insbesondere das Reflexionssegment, angeordnet ist. Dadurch passiert der Schall die größtmögliche absorptiv wirkende Strecke und wird erst beim Austritt oder kurz davor abgelenkt.
Weiterhin ist das Reflexionssegment vorteilhaft in einem unteren Bereich der Einlauflippe angeordnet. Dadurch wird der Schall nach oben abgelenkt.
Eine weitere vorteilhafte Ausführung bzw. ein weiteres Anwendungsgebiet der beschriebenen Schallschutzvorrichtung mit Reflexionssegment stellt der Triebwerks- auslass, beispielsweise eines Zweistrom-Strahltriebwerks (Turbofan-Triebwerks) dar. Dabei sind schallabsorbierende Auskleidungen bevorzugt an der Innen- als auch an der Außenwand eines Nebenstromkanals (bypass duct) angebracht, um eine größtmögliche Absorption des austretenden Schalls zu erreichen. Im Kernstrom (core duct), welcher die heißen Verbrennungsgase beinhaltet, sind herkömmliche Liner aufgrund der Umgebungsbedingungen derzeit noch nicht einsetzbar. Daher ist eine Anordnung im Nebenstromkanal bevorzugt.
Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung sind Reflexionssegmente jeweils an der unteren Begrenzung des Nebenstromkanals direkt vor dem Auslass des Triebwerks angeordnet. Dies bedeutet im Falle des oberen Sektors des By- pass-Kanals an der Wand zwischen Bypass-Kanal und Kernstrom, im Falle des unteren Sektors an der äußeren Wand der Triebwerksgondel. Wie bei anderen Ausführungsformen (im Einlauf) beschrieben, kann die Ausdehnung der Reflexi- onssegmente in Umfangsrichtung entsprechend der Anwendung bzw. der Einsatzbedingungen günstig gewählt werden. Ferner kann eine Veränderung der Oberflächenstruktur oder Impedanz vorgesehen werden.
Besonders vorteilhaft ist ein Reflexionsabschnitt in einem Umfangsbereich von - 90° bis +90° von der Vertikalen, mehr insbesondere im Bereich ±45°und am meisten bevorzugt ca. ± 30°, angeordnet.
Die Schallschutzvorrichtung ist besonders für Turbofantriebwerke geeignet, insbesondere zur Anordnung an einer Triebwerksummantelung, beispielsweise einem (Innenbereich eines) Thebwerksgehäuse(s).
Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen näher erläutert, die in den Zeichnungen schematisch dargestellt sind. Es zeigen:
Fig. 1 einen radialen Längsschnitt eines Einlaufbereichs einer Triebwerksgondel mit einer Schallschutzvorrichtung gemäß einer ersten Ausfüh- rungsform der vorliegenden Erfindung;
Fig. 2 einen Schnitt entlang Il - Il durch die Triebwerksgondel aus Fig. 1 ;
Fig. 3 einen Schnitt wie in Fig. 1 durch eine Triebwerksgondel mit einer Schallschutzvorrichtung gemäß einer zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung und Fig. 4 einen radialen Längsschnitt eines Auslasses eines Triebwerks mit einer Schallschutzvorrichtung gemäß einer dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
In den beigefügten Figuren sind Ausführungsbeispiele von Schallschutzvorrichtungen 1 für Strahltriebwerke oder für Turbinen, wie Gasturbinen oder Turbofantriebwerke, am Beispiel eines Turbofantriebwerks 2 eines Luftfahrzeuges dargestellt. Die Schallschutzvorrichtung 1 weist zur gezielten Schallbeeinflussung ungleichmäßig verteilte Oberflächenstrukturen 3 auf. Die Oberflächenstrukturen 3 sind in den dargestellten Beispielen durch eine Triebwerksauskleidung 4 an einer nach innen weisenden inneren Oberfläche 5 eines Turbinengehäuseelements o- der eines Turbinenummantelungselements 6 ausgebildet.
In den dargestellten Beispielen ist das Turbinenummantelungselement 6 eine Triebwerksgondel 12 (auch Nacelle genannt), in der das Turbofantriebwerk 2 untergebracht ist.
Wie in Fig. 1 dargestellt weist das Turbofantriebwerk 2 einen Fan 18 auf, der Schaufeln 20 und einen Nabenabschnitt 22 aufweist. Der Nabenabschnitt 22 mit den Schaufeln 20 ist Teil eines Rotors des Triebwerks und rotiert im Betrieb um seine Achse A, die die Drehachse des Turbofantriebwerks 2 bildet. Dabei fördert der Fan 18 Luft von einem Einlaufbereich 14 in Richtung einer Anströmung 24 zu einer nicht dargestellten Turbine bzw. in den Bypasskanal.
Fig. 1 zeigt eine erste Ausführungsform eines den Einlaufbereich 14 aufweisenden Triebwerkseinlauf 10 eines hier als Turbofantriebwerk 2 ausgebildeten Flugzeugtriebwerks. Das Turbofantriebwerk 2 ist von der Triebwerksgondel 12 eingeschlossen und weist an der zur Achse A hin gerichteten und sich in Umfangsrichtung erstreckenden inneren Oberfläche 5 die Schallschutzvorrichtung 1 mit der Trieb- werksauskleidung 4 auf. Der diese Schallschutzvorrichtung 1 aufweisende Einlaufbereich 14 des Turbofantriebwerks 2 reicht von einer eine Austrittsebene 16 des Schalls bildenden umlaufenden Frontkante 17 der Triebwerksgondel 12 bis zu dem Fan 18.
Fig. 1 zeigt dabei eine Seitenansicht einer ersten Ausführungsform der Schallschutzvorrichtung 1 , Fig. 2 zeigt einen Schnitt entlang der Linie Il - Il von Fig. 1 bei dieser ersten Ausführungsform. Fig. 3 zeigt eine Fig. 1 vergleichende Darstellung des Triebwerkseinlaufes 10 mit einer zweiten Ausführungsform der Schall- Schutzvorrichtung 1.
Die Triebwerksauskleidung 4 bei beiden Ausführungsformen weist eine schallabsorbierende Auskleidung 26 und ein reflektierend wirkendes Liner-Segment auf, das im Folgenden als Reflexionssegment 30 bezeichnet wird. Die Nacelle oder Triebwerksgondel 2 ist bei beiden Ausführungsformen aerodynamisch konturiert und umgibt das Triebwerk, um den freien Luftstrom in das Triebwerk zu führen.
Bei einem Turbofantriebwerk 2 gibt es wie dies allgemein bekannt ist, im weiteren, hier nicht dargestellten auf den Fan 18 in Strömungsrichtung folgenden Bereich zwei Pfade der einströmenden Luft durch das Triebwerk. Ein bestimmter Anteil gelangt nach Durchströmen des Fans 18 in den inneren Teil des Triebwerks und wird dort verdichtet und mit Treibstoff vermischt, um die Verbrennung anzutreiben. Diese Luftmenge (Kernstrom) strömt nach der Verbrennung durch die Turbine des Triebwerks und treibt damit einen (ebenfalls nicht dargestellten) Verdichter und den Fan 18 an. Der Kernstrom besitzt bei Austritt eine hohe Temperatur und einen hohen Impuls. Der restliche, weitaus größere Anteil der in das Triebwerk strömenden Umgebungsluft gelangt über den radial äußeren Teil des Fan 18 in einen sogenannten "bypass duct" und strömt an der Hinterseite der Nacelle wieder aus (Bypass Strom). Das Verhältnis der pro Zeit-Einheit durch den "bypass duct" strö- menden Luftmenge zu der durch den Triebwerkskern strömenden Luftmenge wird als "bypass ratio" oder "Bypass-Verhältnis" bezeichnet.
Bezüglich des vom Triebwerk abgestrahlten Schalls spielt der Fan 18 aufgrund eines im Laufe der Jahre stetig zunehmenden Bypass-Verhältnisses bei Start und Landung eine mehr und mehr bedeutsame Rolle. Dabei unterscheidet sich das Schallfeld in diesen beiden Flugzuständen grundlegend, da jeweils modale tonale Schallfelder unterschiedlicher Ursache die dominanten Anteile darstellen. Beim Start, bei welchem das Triebwerk mit hoher Drehzahl läuft, kommt es zu Über- Schallgeschwindigkeiten und Verwirbelungen an den Spitzen der Schaufeln 20 (Blattspitzen) des Fans 18, welche in Überlagerung ein charakteristisches Geräusch, den sogenannten "Buzz Saw Noise" erzeugen. Dieser tritt dabei bei den Harmonischen der Rotor-Drehzahl auf und entspricht in seiner Umfangsordnung der Anzahl der Rotorblätter.
Im Anflug hingegen ist das Triebwerk auf eine deutlich geringere Drehzahl eingeregelt. Die Rotorharmonischen sind dabei "cut off', d. h. nicht ausbreitungsfähig. Vielmehr dominieren die Blattfolgefrequenzen ("blade passage frequencies", kurz BPF abgekürzt), welche aus einer Interaktion der Rotorblätter des Fans 18 und der nachfolgenden (nicht dargestellten) Leitschaufeln ("Statoren") entstehen. Ihre Frequenzen entsprechen dem Produkt aus Rotordrehzahl und Anzahl der Rotor- Blätter.
Die schallabsorbierende Auskleidung 26 wird im Triebwerkseinlauf 10 angebracht, um den vom Triebwerk abgestrahlten Schall zu reduzieren. Die schallabsorbierende Auskleidung 26 (auch absorptiver Liner genannt) ist in der Regel auf einen Flugzustand optimiert, um die Blattfolgefrequenzen BPF des Fans 18 (als dominante tonale Anteile) zu reduzieren. Hierzu ist die Impedanz der Materialien der schallabsorbierenden Auskleidung 26 entsprechend gewählt. Die Technik, wie man Impedanzen von Auskleidungen auf bestimmte dominante tonale Anteile zur Absorption derselben abstimmen kann, ist im eingangs erläuterten Stand der Technik bekannt und wird hier nicht näher beschrieben.
Bei den hier dargestellten Ausführungsformen wird eine solche schallabsorbierende Auskleidung 26 mit einem Liner-Segment oder Auskleidungssegment - dem Reflexionssegment 30 - mit deutlich von der Impedanz der schallabsorbierenden Auskleidung 26 abweichender Impedanz kombiniert. Die Impedanz des Reflexionssegments 30 ist hier sehr gering eingestellt. Das Reflexionssegment 30 ist hier als Teil der Triebwerksauskleidung 4 ausgebildet. Es ist bei dem in Fig. 1 und 2 dargestellten ersten Ausführungsbeispiel im vorderen Bereich des Triebwerkseinlaufes 10 an einer von dem Fan 18 abgewandten, hier vorderen Seite der schallabsorbierenden Auskleidung 26 angebracht (siehe Fig. 1 ). Bei der in Fig. 3 dargestellten zweiten Ausführungsform ist das Reflexionssegment im Bereich der Ein- lauflippe, sozusagen als "lip-liner", also als Lippenauskleidung angebracht. Dabei zielt dieses Refklexionssegment 30 darauf ab, durch den entstehenden Impedanzsprung an der Grenzfläche, hier an der Grenzfläche 27 zwischen der schallabsorbierenden Auskleidung 26 und dem Reflexionssegment 30, eine Richtungsbeeinflussung des einfallenden Schallfelds zu erreichen. Bei den hier dargestellten Beispielen in Form von Flugzeugtriebwerken soll insbesondere dadurch der in Richtung Boden abgestrahlte Schall reduziert und die Lärmbelastung einer einen Flughafen umgebenden Region reduziert werden.
Die Wirkungsweise entspricht hierbei der eines "negatively scarfed inlets", also einem Triebwerkseinlauf mit vorgezogener unterer Lippe, verzichtet jedoch auf die zusätzliche Struktur der verlängerten unteren Lippe und damit auf Gewichtsnachteile. Im Gegensatz dazu wird die akustische Wirkung durch die gezielte Positionierung des reflektierend wirkenden Linersegments - Reflexionssegment 30 - erzielt. Weitere hier nicht näher dargestellte Ausführungsformen ermöglichen eine Variation der Impedanz der schallabsorbierenden Auskleidung 26 (absorptiver Liner- Anteil), um die dem Flugzustand entsprechend günstigste Impedanz einzustellen und damit die höchst mögliche Absorption zu erreichen, bevor der sich vom Fan 18 nach vorne ausbreitende Schall auf das Reflexionssegment 30 trifft. Diese Einstellung der Impedanz kann entweder über eine Verstellung der gesamten schallabsorbierenden Auskleidung 26 oder auch der gesamten Triebwerksauskleidung 4 (schallabsorbierende Auskleidung 26 mit Reflexionssegment 30) erfolgen. Zusätz- lieh oder alternativ hierzu sind Verstelleinrichtungen vorgesehen, mit denen eine Verstellung diskreter, in der Triebwerksauskleidung 4 verteilter, adaptiver Elemente erfolgt, wodurch sich eine über das Flächenverhältnis gemittelte Impedanz ergibt.
Die voran beschriebenen Ausgestaltungen und Wirkungen der hier beschriebenen Schallschutzvorrichtung 1 werden im Folgenden anhand des in den Figuren 1 und 2 dargestellten Ausführungsbeispieles näher erläutert.
Bei dem dargestellten Turbofantriebswerk 2 wird durch die Interaktion der Anströ- mung 24 mit dem Triebwerkseinlauf 10 und dem Fan 18 Schall erzeugt, der sich im Triebwerkseinlauf 10 entgegen der Richtung der Anströmung 24 in Axialrichtung im Wesentlichen entlang der Achse A ausbreitet. Auf diesem Weg passiert der Schall die Triebswerksauskleidung 4 und insbesondere die schallabsorbierende Auskleidung 26. Die schallabsorbierende Auskleidung 26 ist dabei bezogen auf die Achse A in Umfangsrichtung an der Innenseite der Triebwerksgondel 12 angeordnet. In einem unteren Bereich 28 des Einlaufbereichs 14 ist auf der Seite der schallabsorbierenden Auskleidung 26, die in Axialrichtung entlang der Achse A von dem Fan 18 abgewandt ist, das Reflexionssegment 30 eingesetzt. Das Refle- xionssegment 30 weist gegenüber der schallabsorbierenden Auskleidung 26 eine wesentlich geringere Impedanz auf.
Fig. 2 zeigt eine Ansicht von der Austrittsebene 16 aus in Richtung der Achse A auf den Triebwerkseinlauf 10 und den Fan 18. Deutlich sind dabei die Schaufeln 20 und der Nabenabschnitt 22 zu sehen. Weiter ist die in Umfangsrichtung angeordnete schallabsorbierende Auskleidung 26 sichtbar. Im unteren Bereich 28 ist in die schallabsorbierende Auskleidung 26 das Reflexionssegment 30 eingesetzt.
Bei der in Fig. 3 gezeigten zweiten Ausführungsform eines Schallschutzsystems ist die gesamte Triebwerksauskleidung 4 und damit auch die schallabsorbierende Auskleidung 26 bis zu der Einlauflippe 25 vorgezogen. Das Reflexionssegment 30 ist nun auf einer Einlauflippe 25 angeordnet.
Die Funktion des Reflexionssegments 30 lässt sich gut anhand von Fig. 1 erläutern. Wie bereits erläutert breitet sich der von dem Fan 18 erzeugte Schall entgegen der Richtung der Anströmung 24 in Richtung der Achse A aus. Dabei passiert er die schallabsorbierende Auskleidung 26, die Frequenzen in einem bestimmten Frequenzbereich absorbiert. Bei weiterem Fortschreiten in Richtung der Austritts- ebene 16 trifft der Schall auf das Reflexionssegment 30, das eine wesentlich geringere Impedanz besitzt als die schallabsorbierende Auskleidung 26. Bei dem Passieren dieses harten Impedanzsprungs wird der Schall nach oben abgelenkt.
Durch die Anordnung des Reflexionssegments 30 in der Nähe der Austrittsebene 16 wird der Schall beim Durchtreten der Austrittsebene 16 nach oben abgestrahlt, ohne vorher noch einmal, beispielsweise von der Triebwerksgondel 12, abgelenkt oder reflektiert zu werden. Damit wird zusätzlich Bodenschall vermieden. Die in Fig. 3 gezeigte zweite Ausführungsform geht noch einen Schritt weiter und ordnet die schallabsorbierende Auskleidung 26 zusätzlich im Bereich der Einlauflippe 25 an. Dadurch wird die wirksame absorptive Strecke, auf der der Schall durch die schallabsorbierende Auskleidung 26 gedämpft wird, vergrößert. Weiter- hin ist das Reflexionssegment 30 an der Einlauflippe 25 angeordnet, was es ermöglicht, einen noch größeren Anteil des nach unten gerichteten Schalls nach oben abzulenken, da nicht mehr die Möglichkeit besteht, dass der nach oben abgelenkte Schall von dem oberen Bereich der Triebwerksgondel 12 nach unten zurückgeworfen wird.
Die Ausführungsbeispiele zeigen Schallschutzvorrichtungen 1 mit einem einzelnen Reflexionssegment 30. Es ist jedoch ebenso denkbar, mehrere Reflexionssegmente 30 an verschiedenen Positionen in Umfangsrichtung in die Auskleidung 26 einzusetzen, um die Schallschutzvorrichtung an die jeweilige Einbausituation und Anordnung des Triebwerks anzupassen.
Weiterhin erstreckt sich in dem Ausführungsbeispiel das Reflexionssegment 30 in Umfangsrichtung bis zu einem Winkel von etwa ±40° von der Vertikalen V (siehe Fig. 2).
Eine dritte Ausführungsform der Erfindung ist, wie in Figur 4 gezeigt, auch an einem Triebwerksauslass 34 verwendbar. Der Triebwerksauslass 34 des Turbofantriebwerks 2 umfasst Endabschnitte der Triebwerksgondel 12, einen in Umfangsrichtung umlaufenden Nebenstromkanal 36, der innerhalb der Triebwerksgondel 12 angeordnet ist und einen von dem Nebenstromkanal 36 durch eine im wesentlichen zylinderförmigen Wand getrennten Kernstrom 38.
Der Kernstrom 38 führt heiße Verbrennungsgase 40 des Triebwerks 2, während der Nebenstromkanal 36 Umgebungsluft 42 führt. An den dem Nebenstromkanal 36 zugewandten Flächen der Wand 37 und der Triebwerksgondel 12 ist als Triebwerksauskleidung 4 eine schallabsorbierende Auskleidung 26 vorgesehen, die als Schallschutzvorrichtung 1 wirkt. Zur Ablen- kung des Schalls von dem Richtungsbereich 32 weg sind an den endseitigen Kanten 44 der Wand 37 und der Triebwerksgondel 12 in die schallabsorbierende Auskleidung 26 eingesetzte Reflektionssegmente 30 vorgesehen.
Durch die Erstreckung des Reflexionssegments 30 in Umfangshchtung lässt sich der Richtungsbereich 32, in welchem eine Schallabstrahlung reduziert werden soll einstellen. Dieser Richtungsbereich 32 ist in Fig. 2 durch Pfeile angedeutet. Wie dargestellt ist der Richtungsbereich 32 hier ein sich über einen bestimmten Winkel in Umfangsrichtung erstreckender radialer Bereich. Je nach Einbausituation ist es möglich, das Reflexionssegment 30 sehr schmal auszubilden, sich also beispiels- weise nur in einem Bereich von ±10° um die Vertikale V herum erstrecken zu lassen. Ebenso kann es in bestimmten Einbausituationen zweckmäßig sein, dass sich das Reflexionssegment 30 von -90° bis +90° von der Vertikalen V erstreckt. Ebenso ist es denkbar, das Reflexionssegment 30 gegenüber der Vertikalen V asymmetrisch auszuführen.
Das Reflexionssegment 30 und/oder die Auskleidung 26 können so aufgebaut sein, dass ihre Impedanz einstellbar ist. Dies könnte beispielsweise dadurch erreicht werden, dass die Oberfläche der Auskleidung 26 aus zwei gegeneinander verschiebbaren, aneinander anliegenden, Lochblechen besteht. Werden die Loch- bleche gegeneinander verschoben, verändert sich die Lochgröße der Oberfläche der Auskleidung 26 oder des Reflexionssegments 30. Mit einer derartigen veränderbaren Oberflächenstruktur kann das abgestrahlte Schallfeld an verschiedenste Flugsituationen angepasst werden. Im Gegensatz zu herkömmlichen Schallschutzsystemen für Triebwerke wird bei der hier vorgeschlagenen Lösung durch eine geeignete nichtgleichmäßige Verteilung von schallabsorbierender Auskleidung 26 und Reflexionssegment 30 im Einlaufbereich 14 der Triebwerksgondel 12 eine Richtungsbeeinflussung des abge- strahlten Schallfeldes erreicht, welche am Boden eine größere Schallreduktion verursacht, als mit herkömmlichen Maßnahmen. Im Speziellen wird ein Liner- Segment - hier zum Beispiel das Reflexionssegment 30 - im unteren Bereich des Triebwerkseinlaufs 10 nahe der Austrittsebene 16 bzw. im Bereich der Einlauflippe 25 verwendet, welches eine von der es umgebenden schallabsorbierenden Aus- kleidung 26, die durch einen absorptiven Liner gebildet wird, deutlich abweichende Impedanz besitzt und dadurch eine reflektierende Wirkung erzielt. Die erzielte Wirkung ähnelt dabei der des „negatively scarfed inlet", vermeidet jedoch den Einsatz zusätzlicher Struktur (und damit Gewicht) und eventuelle aerodynamische Nachteile, indem der untere Einlaufbereich 14 durch den Impedanzsprung zwi- sehen der Auskleidung 26 und dem Reflexionssegment 30 nur virtuell akustisch verlängert wird.
Bezugszeichenliste
1 Schallschutzvorrichtung 26 schallabsorbierende Ausklei¬
2 Turbofantriebwerk dung
3 Oberflächenstruktur 27 Grenzfläche
4 Triebwerksauskleidung 25 28 unterer Bereich 10 5 innere Oberfläche 30 Reflexionssegment
6 Ummantelungselement 32 Richtungsbereich
10 Triebwerkseinlauf 34 Triebwerksauslass
12 Triebwerksgondel 36 Nebenstromkanal
14 Einlaufbereich 30 37 Wand
15 16 Austrittsebene 38 Kernstrom
17 Frontkante 39 Oberfläche
18 Fan 40 Verbrennungsgase
20 Schaufeln 42 Umgebungsluft
22 Nabenabschnitt 35 44 Kante
20 24 Anströmung
25 Einlauflippe A Drehachse
V Vertikale

Claims

Patentansprüche
1. Schallschutzvorrichtung (1 ) für ein Strahltriebwerk oder eine Turbine, insbesondere für ein Turbofantriebwerk (2) eines Luftfahrzeugs, zur Abschwächung eines Schallfeldes in einem Richtungsbereich (32), insbesondere zur Abschwächung von in Richtung des Bodens gerichtetem Schall, gekennzeichnet durch eine ungleichmäßige Verteilung von schallbeeinflussenden Oberflächenstrukturen (26, 30) an einem Gehäuseoder Ummantelungselement (6) derart, dass Schall durch wenigstens einen Impedanzsprung an einer Grenzfläche (27) der Oberflächenstrukturen (26, 30) und/oder durch Reflexion gezielt von dem Richtungsbereich (32) weg gelenkt wird.
2. Schallschutzvorrichtung (1 ) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass zur Abschwächung von Schall in einem bezüglich einer Mittel- oder Drehachse (A) des Strahltriebwerkes oder der Turbine radialen Richtungsbereich (32) Oberflächenstrukturen (26, 30) an einer der Achse (A) zugewandten Oberfläche (5) in Umfangsrichtung ungleichmäßig verteilt sind.
3. Schallschutzvorrichtung (1 ) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass zur Abschwächung von Schall in einem bezüglich einer Mittel- oder Drehachse (A) des Strahltriebwerkes oder der Turbine radialen Richtungsbereich (32) Oberflächenstrukturen (26, 30) an einer von der Achse (A) abgewandten Oberfläche (39) in Umfangsrichtung ungleichmäßig verteilt sind.
4. Schallschutzvorrichtung (1 ) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die oder ein Teil der schallbeeinflussenden Oberflächenstrukturen (26, 30) an oder in einem Einlaufbereich (14) des Strahltriebwerkes oder der Turbine, insbesondere in Form einer Triebwerksauskleidung (4), vorgesehen sind.
5. Schallschutzvorrichtung (1 ) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die oder ein Teil der schallbeeinflussenden Oberflächenstrukturen (26, 30) im Bereich eines Triebwerkauslasses (34) des Strahltriebwerkes oder der Turbine, insbesondere in Form einer
Triebwerksauskleidung (4), vorgesehen sind.
6. Schallschutzvorrichtung (1 ) nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die oder ein Teil der schallbeeinflussenden Oberflächenstrukturen (26, 30) an oder in einem Nebenstromkanal (36) ausgebildet ist.
7. Schallschutzvorrichtung (1 ) nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Oberflächenstrukturen (26, 30) eine schallabsorbierende Auskleidung (26) aufweisen.
8. Schallschutzvorrichtung (1 ) nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Oberflächenstrukturen (26, 30) wenigstens ein Reflexionssegment (30) zum gezielten Ablenken eines in den Richtungsbereich (32) abgestrahlten Schalls aufweisen.
9. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 7 und Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass das Reflexionssegment (30) eine Impedanz aufweist, die wesentlich von der Impedanz der schallabsorbierenden Auskleidung (26) abweicht.
10. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 7 und 8 oder nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Impedanz des Reflexionssegments (30) niedriger als die Impedanz der Auskleidung (26) ist.
11. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 7 und 8 oder nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, dass die schallabsorbierende Auskleidung (26) an einer bezüglich der Mittel- oder Drehachse (A) des Strahltriebwerks oder der Turbine sich in Umfangsrichtung erstreckenden Oberfläche (5) angeordnet ist und dass das Reflexionssegment (30) in einem Umfangsbereich, der durch den Richtungsbereich (32) bestimmt ist, in die schallabsorbierende Auskleidung (26) eingesetzt ist.
12. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 7 und 8 oder nach einem der Ansprüche 9 bis 11 , dadurch gekennzeichnet, dass das Reflexionssegment (30) in axialer Richtung an einer dem Strahltriebwerk oder der Turbine abgewandten Seite der schallabsorbierenden Auskleidung (26) angeordnet ist.
13. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 7 und 7 oder nach einem der Ansprüche 9 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass das Reflexionssegment (30) in eine Aussparung der schallabsorbierenden Auskleidung (26) eingesetzt ist.
14. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 4 und nach einem der Ansprüche 8 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass der Einlaufbereich (14) eine Einlauflippe (25) aufweist, in deren Bereich das Reflexionssegment (30) angeordnet ist.
15. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Einlauflippe (25) durch eine Einschnürung, die im Wesentlichen senkrecht zur Richtung einer Anströmung (24) in Umfangsrichtung verläuft, gebildet wird.
16. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, dass das Reflexionssegment (30) in einem unteren Bereich (28) der Einlauflippe (25) angeordnet ist.
17. Schallschutzvorrichtung, nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass das Reflexionssegment (30) in einem Umfangsbereich von -90° bis +90° von der Vertikalen angeordnet ist.
18. Schallschutzvorrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass wenigstens eine der Oberflächenstrukturen (26, 30) veränderbar ausgebildet ist.
19. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 7 oder nach einem der Ansprüche 8 bis 18 , soweit auf Anspruch 7 rückbezogen, dadurch gekennzeichnet, dass die schallabsorbierende Auskleidung (26) einstellbar ist.
20. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, dass die Impedanz der schallabsorbierenden Auskleidung einstellbar ist.
21. Schallschutzvorrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schallschutzvorrichtung zur Anordnung an einer Innenfläche eines Einlaufbereichs (14) des Turbofantriebwerks (2) ausgebildet ist.
22. Schallschutzvorrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Gehäuse- oder Ummantelungselement (6) eine Triebwerksgondel (12) ist, die die ungleichmäßig verteilten Oberflächenstrukturen (26, 30) aufweist.
23. Thebwerksummantelung (6), gekennzeichnet durch eine Schallschutzvorrichtung (2) nach einem der voranstehenden Ansprüche.
24. Triebwerk (2) mit einer Schallschutzvorrichtung (1 ) nach einem der Ansprüche 1 bis 19 und/oder mit einer Triebwerksummantelung (6) nach Anspruch 20.
25. Triebwerk nach Anspruch 23, dadurch gekennzeichnet, dass es als Turbofantriebwerk (2), insbesondere für Luft- oder Raumfahrzeuge, ausgebildet ist.
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CN111741899A (zh) * 2018-02-19 2020-10-02 赛峰飞机发动机公司 具有声音可透过壁的涡轮机短舱
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