WO2013092279A1 - Schallschutzvorrichtung und damit versehenes triebwerk und verfahren zur bereitstellung - Google Patents

Schallschutzvorrichtung und damit versehenes triebwerk und verfahren zur bereitstellung Download PDF

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WO2013092279A1
WO2013092279A1 PCT/EP2012/074993 EP2012074993W WO2013092279A1 WO 2013092279 A1 WO2013092279 A1 WO 2013092279A1 EP 2012074993 W EP2012074993 W EP 2012074993W WO 2013092279 A1 WO2013092279 A1 WO 2013092279A1
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WO
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liner segment
liner
sound
engine
segment
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PCT/EP2012/074993
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Reinhard Pongratz
Daniel REDMANN
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Eads Deutschland Gmbh
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
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    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines

Definitions

  • the invention relates to a soundproofing device for an aircraft engine and an engine provided therefor for an aircraft, and to a method for providing such a soundproofing device for such an engine.
  • the invention is particularly in the field of soundproofing devices for jet engines or turbines and in particular for a turbofan engine of an aircraft.
  • DE 10 2009 005 163 A1 a sound absorber for the flow channel of a gas turbine with an active sound absorption element is proposed for noise reduction.
  • Further soundproofing devices with sound-absorbing linings in the jacket at the inlet of the engine nacelles are known from US Pat. No. 3,890,060 and US Pat. No. 7,124,856 B2.
  • DE 10 2007 019 762 A1 discloses a particularly effective soundproofing device with a defined sound propagation characteristic while maintaining optimum aerodynamic shapes of the engine nacelle or of the engine intake. This soundproofing device has proven itself. However, in existing designs, the available sound absorbing surfaces are insufficient, which leads to increased noise pollution in the environment due to the noise emissions from the engine openings. Accordingly, an extended turbine inlet would be desirable for the reduction of these noise emissions with the aid of the sound insulation devices known from the prior art.
  • the object of the invention is to enable a possibility for improving the sound absorption within the engine intake, an increase in the effectiveness of sound-absorbing surfaces in the engine intake and / or reduced noise emissions from engine intake.
  • a soundproofing device with the features of claim 1, an engine provided therewith according to the independent claim and a method for providing the soundproofing device for a particular engine according to the further independent claim is proposed.
  • the invention provides a soundproofing device for an engine intake of an aircraft engine for sound absorption and / or sound propagation change with at least a first liner segment and at least one second liner segment for lining different surface regions of the aircraft engine in the region of the engine intake, wherein the at least one first liner segment for arrangement in Formed area of a peripheral surface of the engine intake and the at least one second liner element is formed for disguising a arranged in a near-axis region surface area:
  • the at least one second liner segment is designed to absorb those acoustic modes in which maxima of the sound pressure lie in the vicinity of a symmetry and / or rotation axis of the aircraft engine.
  • the at least one second liner segment is designed to cover a surface area of a spinner and is preferably formed either predominantly reflective or predominantly absorbent.
  • a preferred embodiment of the soundproofing device comprises a spinner for aerodynamically disguising a rotor hub of the aircraft engine, the spinner having the at least one second liner segment as a sound-absorbing and / or sound-deflecting soundproofing device.
  • the spinner is cone-shaped.
  • a partial area of approximately 5% to approximately 75% of the axially extending surface of the spinner is provided with the at least one second liner segment, preferably such that the tip of the spinner is free of soundproofing linings or soundproofing coverings or liner segments remains.
  • the at least one second liner segment is designed for primarily reflective or predominantly absorbing effect for acoustic frequencies f 2 , wherein
  • M denotes the Mach number of the surrounding medium.
  • a further preferred refinement of the soundproofing device is characterized in that the at least one first liner segment is designed for the effect for acoustic frequencies f-i, wherein
  • D is the diameter of the engine intake (28)
  • M denotes the Mach number of the surrounding medium.
  • the first liner segment is formed predominantly absorbent acting.
  • a third liner segment is provided for arrangement in the region of the peripheral surface of the engine intake.
  • the third liner segment is formed predominantly reflective.
  • first, the second and optionally the third liner segment are first, the second and optionally the third liner segment
  • a) are designed and matched to one another such that the sound propagation in at least one first predetermined solid angle segment is reduced compared to the sound propagation in at least one second solid angle segment, and / or
  • the at least one first liner segment is arranged on an inner, inwardly directed peripheral peripheral surface region,
  • the third liner segment is arranged distributed differently in the circumferential direction, in particular such that the third liner segment is formed reinforced in a lower peripheral region for increased reflection of the sound propagation upwards.
  • the acoustic impedance of the at least one second liner segment has a value in a range from approximately 0.1 * Zo to approximately 2.5 * Zo, Zo being the sound characteristic impedance of the medium within the engine intake.
  • the acoustic impedance of a liner segment to be provided in the region of an inner periphery of the engine intake is a value in the range of about 0.8 * Zo to about 2.5 * Zo. It is preferred that the acoustic impedance of a liner segment to be provided in the region of an inlet lip of the engine intake has a value in a range smaller than 0.3 * Zo.
  • the invention provides an engine for an aircraft with an engine intake, which is provided with a soundproofing device according to the first aspect or its advantageous embodiments.
  • the invention provides a method for providing such a soundproofing device for such an engine, wherein the at least one second liner segment for the near-axis region is matched with the at least one liner segment for the peripheral region by distributing the acoustic impedances at the liner segments in an optimization process,
  • an aircraft engine noise reduction device for sound absorption and / or sound propagation change in an aircraft engine's engine inlet includes at least first, second, and third liner segments for lining different surface regions of the aircraft engine in the engine inlet region, the first liner segment and the first liner segment formed third liner for arrangement in the region of a peripheral surface of the engine intake and the second Linerele- for lining a in a central region - in particular Achsnahen area - arranged surface region is formed, the third Liner segment formed predominantly reflective acting, the first liner segment predominantly absorbing formed acting and the second liner segment is formed either predominantly reflective or predominantly absorbent. It is preferable that the second liner segment is formed on a surface portion of a spinner.
  • first, the second and the third liner segment are matched to one another such that, on the one hand, sound is absorbed and, on the other hand, the emission characteristic of the sound propagation is purposefully influenced.
  • the first, the second and the third liner segment are designed and matched to one another such that the sound propagation in at least one first predetermined solid angle segment is reduced compared to the sound propagation in at least one second solid angle segment. It is preferred that the first, second and third liner segments are tuned and formed to extend the acoustic run length within the engine inlet.
  • the invention provides a spinner for the aerodynamic disguising of a rotor hub of an aircraft engine, characterized by a sound-absorbing and / or sound-deflecting soundproofing device.
  • a spinner is in particular a streamlined lining of the hub of a propeller or an impeller (fan) of a fan engine, with which hub the propeller / impeller (fan) is connected to the axis of an engine, in particular a gas turbine.
  • the spinner turns accordingly with the engine axis. It is preferred that at least a part of a surface of the spinner is provided with a sound lining and / or with a sound-absorbing and / or sound-deflecting soundproofing covering.
  • a rotationally symmetrical surface area of the spinner about the axis of rotation of the spinner is provided with the sound lining and / or the soundproofing covering.
  • the surface area provided with the sound lining and / or the soundproof covering is conical or frustoconical.
  • the invention provides a soundproofing device for an aircraft engine, which has a rotor with a rotor hub, and a spinner for aerodynamically disguising the rotor hub, wherein the spinner is provided with a sound-absorbing and / or sound-deflecting soundproofing device.
  • a particularly preferred embodiment of the soundproofing device is characterized by an engine lining for at least partially lining a surface region of an engine intake of the aircraft engine.
  • the engine lining prefferably be designed to line an inner circumferential region of the engine intake facing the spinner. Further preferably, it is provided that the sound protection device provided on the spinner is designed to extend the acoustic run length in the engine intake.
  • the invention provides an engine for an aircraft with an engine intake and a rotor hub, wherein the rotor hub is aerodynamically lined with a spinner, which spinner has a sound-absorbing and / or sound-deflecting soundproofing device.
  • the engine intake is provided with a soundproofing device according to one of the preferred embodiments of the invention.
  • Such a sound protection device provided on the spinner also offers the possibility of modifying the modal sound propagation properties in the engine intake by displaying suitable acoustic impedances.
  • the effective running length of acoustic modes can be extended, whereby the effectiveness of further sound linings, which - as known in the art - are present in the peripheral region of the engine intake, is increased.
  • the sound absorption is improved within the engine inlet. It can increase the effectiveness of sound-absorbing surfaces in the engine intake. As a result, reduced noise emissions from engine intake can be achieved.
  • the invention preferably provides a device for sound absorption and / or sound propagation change at the spinner of aircraft engines.
  • the positioning of additional sound lining on the spinner of aircraft engines is claimed.
  • the absorbent lined overall surface increases in the engine intake, resulting in increased sound absorption and thus reduced sound radiation.
  • the spinner liner when the spinner liner is designed as a sound absorber, it preferably absorbs those acoustic modes in which the maxima of the sound pressure lie in the vicinity of the axis of symmetry of the engine. These modes are absorbed by the previously customary liner linings on the circumference of the engine inlet weaker because there the sound pressure is reduced compared to near-axis positions.
  • a further aspect of the invention relates to the design of the sound absorption device on the spinner such that the thereby changed modal sound propagation properties in the engine intake lead to an extension of the acoustic run length.
  • the design of the sound absorption device on the spinner is primarily determined by the resulting a- acoustic impedance, which is composed of the liner geometry (volume and depth) and the acoustically effective cover layer (perforated plate and / or tissue and / or microperforated layer).
  • Spinner is generally referred to as an aerodynamic fairing of a rotor hub of the aircraft engine.
  • the spinner rotates with the rotor, so that also rotates a sound protection device located thereon. Due to the co-rotating arrangement, new design possibilities for sound absorption and sound deflection can be achieved.
  • Engine inlet is used, and / or
  • o change the emission characteristics of the engine intake, o change the propagation conditions in the engine intake so that dominant acoustic modes can be better absorbed.
  • Solid angle ranges (such as toward the ground).
  • the invention provides in particular a multi-segmental liner as a device for sound absorption and sound propagation change in the inlet of turbofan engines.
  • the multisegmental liner is characterized by the combination of at least three segments for sound absorption.
  • a first liner segment is predominantly absorbent
  • a third liner segment predominantly reflective
  • a second liner segment is formed on a surface region of a spinner.
  • this second liner segment may be designed to be predominantly reflective or predominantly absorbent or likewise to have a plurality of subsegments for creating different regions (reflecting region and absorbing region).
  • the soundproofing device has a combination of reflective third liner segments at the inlet circumference and absorbent first liner segments at the inlet circumference with an additional liner segment on the spinner surface.
  • At least three independently acting but acoustically optimally matched liners are positioned in the engine intake in such a way that both the sound absorption in the engine intake increases and the emission characteristic from the engine intake opening is deliberately changed.
  • the multi-segmental sound absorption device with resistance of certain cover layers is configured and dimensioned such that the thereby modulated modal sound propagation properties in the engine inlet leads to an extension of the acoustic run length.
  • the multi-segmental sound absorption device with resistance of certain cover layers is preferably configured and dimensioned such that the radiation characteristics thereby changed out of the engine inlet leads to a reduction in sound within desired solid angle segments.
  • the second liner element is preferably integrated into a spinner so that the surface of the spinner is acoustically absorbent or reflective.
  • the geometric shape of the spinner is preferably conical, so that the surface of the spinner can be flat (2-dimensional) unwound. This significantly simplifies the manufacturing process.
  • the introduction of the absorbing / reflecting soundproofing lining in the mantle of the spinner is preferably carried out in a range of 5% to 75% of the height of the conical spinner.
  • the remaining conical tip of the spinner is preferably for integration of anti-ice measures (e.g., spinner tip elastic design).
  • the opening angle of the cone can primarily be determined by the specifications of the aerodynamics. Due to the integration of the soundproofing device in the rotating spinner drainage measures can be dispensed with, since liquids are thrown out of the soundproofing device by acting centrifugal forces. Generally, in currently known liners in engine intake regions of aircraft engines, drainage measures must be provided to discharge fluids entering the liners. Such drainage measures are superfluous in Spinnerliner.
  • the soundproofing device acts in the spinner from the cut-on frequency fco_Ri of the first radial mode in the engine intake. This cut-on frequency is determined by the diameter of the engine intake D, the speed of sound c and the Mach number M of the surrounding medium and can be calculated by the formula:
  • the remaining elements of the soundproofing device in the circumference of the engine intake and in the inlet lip preferably act from the cut-on frequency fco_Ti of the first peripheral mode in the engine intake.
  • This cut-on frequency is determined by the diameter of the engine intake D, the sound velocity c and the Mach number M of the surrounding medium and can be calculated by the formula:
  • the soundproofing device in the spinner is acoustically tuned with the soundproofing device in the peripheral area of the engine intake in such a way that
  • ⁇ results in a reduced sound emission from the opening of the engine intake into a solid angle segment towards the ground.
  • the distribution of the acoustic impedance at the soundproofing devices of the spinner, the circumference of the engine intake and the inlet lip preferably results from an optimization process.
  • the optimization process changes the impedance distribution until a global minimum results for a defined objective function.
  • the objective function describes e.g. either the total sound radiation from the engine intake or the sound radiation in a solid angle segment towards the ground.
  • the elements of the multisegmental liner should have the following values for the acoustic impedance:
  • Circumferential segment 0.8 * Zo to 2.5 * Zo
  • Figure 1 is a schematic cross-sectional view through an aircraft engine with rotor, rotor hub, spinner and a soundproofing device according to a first embodiment.
  • 2 is a schematic cross-sectional view through an aircraft engine with rotor, rotor hub, spinner and a soundproofing device according to a second embodiment;
  • FIG. 3 is a schematic cross-sectional view through an aircraft engine with rotor, rotor hub, spinner and a soundproofing device according to a third embodiment
  • FIG. 4 shows a schematic cross-sectional view through an aircraft engine with rotor, rotor hub, spinner and a noise protection device according to a fourth embodiment
  • FIG. 5 shows a schematic cross-sectional view through an aircraft engine with rotor, rotor hub, spinner and a soundproofing device according to a fifth embodiment
  • FIG. 6 shows a schematic representation of the sound radiation of the first radial mode of an aircraft engine without soundproofing device
  • FIGS. 1 to 5 an aircraft engine 0 with a soundproofing device 12 according to a first to fifth embodiment is shown in section.
  • the aircraft engine 10 is formed in the illustrated examples as a turbofan engine for an aircraft.
  • the aircraft engine 10 has a gas turbine 14 with rotor 16, on which a fan 18 is arranged with a series of radially outwardly directed from a rotor hub 20 blades 22.
  • the front region of the rotor hub 20 is aerodynamically lined by a spinner 24.
  • the spinner 24 is arranged on the rotor hub 20 co-rotating therewith.
  • the aircraft engine 10 furthermore has an engine nacelle 26, of which only the engine intake 28 with inner peripheral surface 30 is shown in FIGS. 1 to 5.
  • the engine intake 28 includes in turbofan engines, in particular the entire front region of the engine to the fan 18th
  • the soundproofing device 12 has at least one first liner segment 42, at least one second liner segment 44 and at least one third liner segment 40.
  • an engine liner 32 is disposed with a first liner segment 42 and a third liner segment 40 for sound absorption and / or sound direction change.
  • the liner segments 40, 42 of the engine lining 32 are designed, for example, as shown and explained in US Pat. No. 7,124,855 B2 or as described in DE 10 2007 019 762 A1. It is recommended for For details on the basic internal structure of the liners of the engine cowling 32 expressly referred to these two documents; Modifications to this will be described in more detail below.
  • the material of the engine lining 32 can be produced by carrying out the process described in EP 1 1 1 584 A1.
  • a noise protection device 34 is also arranged on the spinner 24, which has at least one second liner segment 44, in particular in the form of a sound-absorbing and / or sound-deflecting soundproofing covering 36.
  • the second liner segment 44 may be formed with the same materials as liners for the engine liner 32, which are basically known from the prior art documents mentioned above.
  • the soundproofing covering 36 has an acoustically effective covering layer which has a perforated plate with cavities arranged underneath, a perforated plate with tissue, a sound absorber fabric and / or a microperforated layer.
  • Such acoustically effective cover layers 38 are well known in the art and are not described in detail here.
  • the cover layer 38 is designed so that it is suitable for co-rotation with the rotor hub 20.
  • the third liner segment 42 continues to be completely without drainage measures.
  • the surface of the spinner 24 is cone-shaped, ie, in section, the spinner 24, starting from a tip 46, has a triangular profile with rectilinear triangular legs.
  • a conical shape instead of, for example, a Geschosprofil form with curved, bulging forms, in English "Bulg Let "-ProfiI) results in a much simplified production of the second liner segment 44, which can be cut out of a planar structure.
  • the geometry of the soundproofing device 34 (in particular the volume and overall depth) and the acoustic properties of the acoustically effective cover layer 38 are selected such that an acoustic impedance of the soundproofing device 34 results, which cooperates with the engine lining 32 to enter the engine inlet 28 To lead an extension of the acoustic run length.
  • the soundproofing device 34 is in particular designed such that sound waves between the engine casing 32 and the soundproofing device 34 are reflected several times on the spinner 24 in order to increase the runlength.
  • the cover layer 34 is formed cone-shaped or kegelstumpfmantelförmig.
  • the cone angle is for this purpose designed to extend the acoustic run length and / or for optimal absorption of the sound waves and / or preferably designed according to aerodynamic specifications.
  • the acoustic absorption properties of the second liner segment 44 forming the soundproofing device 34 are optimized for absorption of acoustic modes in which the maxima of the sound pressure lie in the vicinity of the axis of symmetry.
  • the corresponding parameters can be determined by tests and in particular by simulation calculations and model calculations.
  • the embodiments of the soundproofing device 12 shown in the figures thus form a multi-segmental liner 46, which is characterized by the combination of at least three segments - first liner segment 42, second liner segment 44 and third liner segment 40 - distinguished.
  • the third liner segment 40 is, in particular, predominantly reflective, and the first liner segment 42 is, in particular, designed to be predominantly absorbent.
  • the acoustic impedance of the individual liner segments 40, 42, 44 is matched to one another in such a way that, on the one hand, the sound absorption of individual modes is improved, and the emission characteristic of certain IVIodes in a specific solid angle segment is reduced.
  • the acoustic impedance of a reflective liner unit - third liner segment 40 - is as small as possible compared to the characteristic characteristic impedance of the air (pc).
  • the specific resistance R / pc, the real part of the impedance, ⁇ 0, 1 and the specific reactance X / pc, the imaginary part of the impedance is negative, ie ⁇ 0.
  • the specific acoustic resistance R / pc of the absorbent liner unit - first liner segment 42 - at the periphery of the engine intake 28 is in particular between 0.8 and 5, while the specific reactance X / pc is in particular negative and in the interval from -1 to 0.
  • the specific acoustic resistance R / pc of the liner unit at the spinner 24 of the fan 18 - ie that of the second liner segment 44 - may be very small, depending on the combination with the first and third liner segments 42, 40, R / pc ⁇ 0.1 (then the second liner segment 44 is predominantly reflective) or in the interval between 0.8 and 5 (then the second liner segment 44 is predominantly absorbent).
  • the specific reactance X / pc of the second liner segment 44 is preferably negative and is in particular in the interval from -1 to 0. All embodiments have in common that the second liner segment 44 is arranged on a surface of the spinner 24.
  • the tip 46 of the spinner 24 preferably remains free of the soundproofing device 34, here in a preferred embodiment no second liner segment 44 is present. Rather, the remaining conical tip 46 of the spinner 24 serves to integrate anti-ice measures.
  • the tip 46 is made elastic, so that by elastic movement of the surface of the tip 46, ice forming thereon can be released.
  • the second liner segment extends over a region of the spinner that extends 5% to 75% of the height seen in the axial direction.
  • the soundproofing device 34 on the spinner 24 is designed in particular for preferably absorbing or also reflecting effect of sound with sound frequencies in the range from the cut-on frequency fco_Ri of the first radial mode in the engine intake 28.
  • This cut-on frequency fco_Ri is determined by the diameter D of the engine intake 28, the speed of sound c and the Mach number M of the surrounding medium and can be calculated by the formula:
  • the first liner segment 42 and the third liner segment 40 in the periphery of the engine intake 28 and in the inlet lip 50 preferably act from the cut-on frequency fco_n of the first peripheral mode in the engine intake 28.
  • This cut-on frequency fco_Ti is determined from the diameter D of Triebwerksein- 28, the speed of sound c and the Mach number M of the surrounding medium and can be calculated by the formula:
  • the noise protection device 34 on the spinner is acoustically tuned with the liner segments 40, 42 on the peripheral region 30, 50 of the engine intake 28
  • the acoustic energy of radial modes in the near-axis region is absorbed by the soundproofing device 34 in the spinner 24,
  • ⁇ a redistribution of the modal sound fields by optimized impedance distribution happens so that predominantly circumferential modes arise with steeper propagation angles, which are then absorbed due to the greater effective run length in the engine inlet 28 improved by the absorbent liner 42 in the peripheral region 30, and / or ⁇ a reduced sound radiation resulting from the opening of the engine inlet 28 in a solid angle segment towards the ground.
  • the distribution of the acoustic impedance at the noise protection devices 34, 32 of spinner, circumference of the engine intake and inlet lip preferably results from an optimization process, in particular by simulation calculations and numerical calculations.
  • the optimization process changes the impedance distribution until a global minimum results for a defined objective function.
  • the objective function describes, for example, either the total sound radiation from the engine intake or the sound radiation in a solid angle segment in the direction of the ground.
  • the elements of the multisegmental liner should have the following values for the acoustic impedance:
  • Circumferential segment 0.8 * Zo to 2.5 * Zo
  • Zo indicates the acoustic characteristic impedance of the medium in the engine intake (e.g., air).
  • the differences of the exemplary embodiments of the multisegmental liner of the soundproofing device 12 are illustrated below with reference to FIGS. 1 to 5.
  • the differences lie essentially in the design and arrangement of the engine liner 32 on the circumference of the engine intake 28, and in particular in the design and arrangement of the at least one first liner segment 42 and the at least one third liner segment 42.
  • the reflective or predominantly reflective third liner segment 40 is arranged circumferentially on an inlet lip 50 of the engine intake 28. Adjacent to the third liner segment 40, the first liner segment 42 is circumferentially disposed on the inwardly directed inner peripheral surface 30 of the engine intake 28.
  • the third liner segment 40 is arranged on the inlet lip 50, but the third liner segment 40 extends on the inlet lip in the circumferential direction only over part of the circumference.
  • a lower angle range eg, over an angular range of ⁇ 20 ° [20 ° -90 °] left and right of the vertical
  • the arrangement and configuration of the first liner segment 42 is the same as in the first embodiment.
  • the at least one third liner segment 40 and the at least one first liner segment 42 share the region of the inner peripheral surface 30 that extends between the inlet lip 50 and the fan 18 extends to each other.
  • the intake lip 50 is initially followed by a third liner segment 40 circumferentially around the circumference, to which a first liner segment 42 circumferentially adjoins on the other side.
  • a plurality of first liner segments 42 are provided, between which at least a third liner segment 40 is inserted.
  • a third liner segment 40 is arranged circumferentially around the circumference.
  • the liner segments 40, 42 are distributed differently over the circumference.
  • three first liner segments 42 and two third liner segments 40 are provided. The arrangement is alternating.
  • two first liner segments 42 are provided with a third liner segment 40 therebetween.
  • the embodiments are examples of how the engine liner 32 may be formed with first and third liner segments 42, 40 to achieve desired radiation characteristics (eg, attenuation in a solid angle directed toward the ground).
  • desired radiation characteristics eg, attenuation in a solid angle directed toward the ground.
  • second Li nersegment 44 in a near-axis engine area, for example on the spinner 24, provided that further cooperates with the engine liner 32 to achieve desired radiation characteristics.
  • the second liner segment 44 is designed in particular for the absorption of such sound modes whose maxima lie close to the engine axis (symmetry axis) 52.
  • FIGS. 6 to 8 schematically show the radiation of the first radial mode on the aircraft engine 10 in the region of the engine inlet 28 once without soundproofing device 12 (FIG. 6), then only with the engine lining 32 7, ie only with the first liner segment 42 and the third liner segment 40, and finally with the soundproofing device 12, the second liner segment 44 in the near-axis region, such as in particular on the spinner 24 (FIG. 8).
  • the first radial mode is a mode with maxima near the engine axis. Such modes can be insufficiently insulated with the engine cowling 32 only on the engine shell.

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Schallschutzvorrichtung (12) für einen Triebwerkseinlauf (28) eines Luftfahrzeugtriebwerk (10) zur Schallabsorption und/oder Schallausbreitungsänderung mit wenigstens einem ersten Linersegment (42) und wenigstens einem zweiten Linersegment (44) zum Auskleiden unterschiedlicher Oberflächenbereiche (30, 50, 24) des Luftfahrzeugtriebwerks (10) im Bereich des Triebwerkseinlaufs (28), wobei das wenigstens eine erste Linersegment (42) zur Anordnung im Bereich einer Umfangsfläche (50, 30) des Triebwerkeinlaufs (28) ausgebildet und das wenigstens eine zweite Linerelement (44) zum Verkleiden eines in einem achsnahen Bereich angeordneten Oberflächenbereichs (24) ausgebildet ist.

Description

Schallschutzvorrichtung und damit versehenes Triebwerk und Verfahren zur
Bereitstellung
Die Erfindung betrifft eine Schallschutzvorrichtung für ein Luftfahrzeugtriebwerk sowie ein damit versehenes Triebwerk für ein Luftfahrzeug sowie ein Verfahren zur Bereitstellung einer solchen Schallschutzvorrichtung für ein solches Triebwerk.
Die Erfindung liegt insbesondere auf dem Gebiet der Schallschutzvorrichtungen für Strahltriebwerke oder Turbinen und insbesondere für ein Turbofantriebwerk eines Luftfahrzeugs.
Es ist bekannt, an Triebwerken von Luftfahrzeugen Schallschutzvorrichtungen anzubringen, um die Schallabstrahlung solcher Triebwerke zu verringern oder abzuändern. Bekannte Schallschutzvorrichtungen von Turbinen weisen Auskleidungen auf, die auch als Liner gezeichnet werden. Solche Liner sind so ausgelegt, dass sie Schall absorbieren und/oder die Schallausbreitungsrichtung verändern. Dabei ist es möglich, durch Ausführung und Anordnung der Liner bestimmte Eigenschaften einer Schallschutzvorrichtung zu erhalten. Derartige Auskleidungen und damit gebildete Schallschutzvorrichtungen für Luftfahrzeugtriebwerke sind in der EP 1 621 752 A2, der US 3 937 590, der EP 1 411 225 B1 , der EP 1 701 016 A1 , der EP 1 071 608 B1 und der US 39 46 830 A gut bekannt.
Aus der EP 1 111 584 A1 ist ein Herstellungsverfahren zur Herstellung von für Triebwerksgondeln geeigneten Auskleidungsmaterialien bekannt.
Bei der DE 10 2009 005 163 A1 wird zur Schallverringerung ein Schallabsorber für den Strömungskanal einer Gasturbine mit einem aktiven Schallabsorptionselement vorgeschlagen. Weitere Schallschutzvorrichtungen mit schallabsorbierenden Auskleidungen im Mantel am Einlauf der Triebwerksgondeln sind aus der US 3 890 060 sowie der US 7 124 856 B2 bekannt. Aus der DE 10 2007 019 762 A1 ist eine besonders wirksame Schallschutzvorrichtung mit definiert eingestellter Schallausbreitungscharakteristik bei Beibehaltung optimaler aerodynamischer Formen der Triebwerksgondel bzw. des Triebwerkseinlaufs bekannt. Diese Schallschutzvorrichtung hat sich bewährt. Sind jedoch bei bekannten Konstruktionen die zur Verfügung stehenden Schallabsorptionsflächen unzureichend, führt dies zu erhöhten Lärmbelastungen in der Umgebung aufgrund der Schallemissionen aus den Triebwerksöffnungen. Für die Reduktion dieser Schallemissionen mit Hilfe der aus dem Stand der Technik bekannten Schallschutzvorrichtungen wäre demnach ein verlängerter Turbinenein- lauf wünschenswert.
Andererseits verfügen moderne Triebwerke aus Gründen der Gewichtsoptimierung und der Wirkungsgradoptimierung zunehmend über eine verkürzte Lufteinlauflänge bis zu der Bläserebene. Dieser Umstand reduziert die verfügbare Ober- fläche zur Integration von schallabsorbierenden Auskleidungen, wodurch die mögliche Schallreduktion eingeschränkt ist.
Weiter lassen sich einige Schallausbreitungsmoden mit den bekannten Schallschutzvorrichtungen nur unzureichend absorbieren.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Möglichkeit zur Verbesserung der Schallabsorption innerhalb des Triebwerkseinlaufs, eine Erhöhung der Wirksamkeit schallabsorbierender Oberflächen im Triebwerkseinlauf und/oder verringerte Schallemissionen aus Triebwerkseinläufen zu ermöglichen. Zum Lösen der Aufgabe wird eine Schallschutzvorrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 1 , ein damit versehenes Triebwerk gemäß dem Nebenanspruch sowie ein Verfahren zur Bereitstellung der Schallschutzvorrichtung für ein bestimmtes Triebwerk nach dem weiteren Nebenanspruch vorgeschlagen.
Vorteilhafte Ausgestaltungen sind Gegenstand der Unteransprüche.
Gemäß eines ersten Aspekts schafft die Erfindung eine Schallschutzvorrichtung für einen Triebwerkseinlauf eines Luftfahrzeugtriebwerks zur Schallabsorption und/oder Schallausbreitungsänderung mit wenigstens einem ersten Linersegment und wenigstens einem zweiten Linersegment zum Auskleiden unterschiedlicher Oberflächenbereiche des Luftfahrzeugtriebwerks im Bereich des Triebwerkseinlaufs, wobei das wenigstens eine erste Linersegment zur Anordnung im Bereich einer Umfangsfläche des Triebwerkeinlaufs ausgebildet und das wenigstens eine zweite Linerelement zum Verkleiden eines in einem achsnahen Bereich angeordneten Oberflächenbereichs ausgebildet ist:
Vorzugsweise ist vorgesehen, dass das wenigstens eine zweite Linersegment zur Absorption derjenigen akustischen Moden ausgebildet ist, bei denen Maxima des Schalldrucks in Nähe einer Symmetrie- und/oder Drehachse des Luftfahrzeugtriebwerks liegen.
Besonders bevorzugt ist, dass das wenigstens eine zweite Linersegment zum Verkleiden eines Oberflächenbereichs eines Spinners ausgebildet ist und vorzugsweise entweder vorwiegend reflektierend oder vorwiegend absorbierend ausgebildet ist. Eine bevorzugte Ausgestaltung der Schallschutzvorrichtung umfasst einen Spinner zum aerodynamischen Verkleiden einer Rotornabe des Luftfahrzeugtrieb- werks, wobei der Spinner das wenigstens eine zweite Linersegment als schallabsorbierende und/oder schallablenkende Schallschutzeinrichtung aufweist.
Besonders bevorzugt ist der Spinner kegelförmig ausgebildet.
Vorzugsweise ist vorgesehen, dass ein Teilbereich von ca. 5% bis ca. 75% der sich in axialer Richtung erstreckenden Oberfläche des Spinners mit dem wenigs- tens einen zweiten Linersegment versehen ist, vorzugsweise derart, dass die Spitze des Spinners frei von Schallschutzauskleidungen oder Schallschutzbelägen oder Linersegmenten bleibt.
Besonders bevorzugt ist, dass das wenigstens eine zweite Linersegment zur vor- wiegend reflektierenden oder vorwiegend absorbierenden Wirkung für akustische Frequenzen f2 ausgebildet ist, wobei
Figure imgf000006_0001
wobei
fco Rl die Cut-On-Frequenz des ersten Radialmodes im Triebwerkseinlauf (28), D der Durchmesser des Triebwerkseinlaufs (28),
c die Schallgeschwindigkeit des umgebenden Mediums und
M die Machzahl des umgebenden Mediums bezeichnet.
Eine weiter bevorzugte Ausgestaltung der Schallschutzvorrichtung ist dadurch ge- kennzeichnet, dass das wenigstens eine erste Linersegment zur Wirkung für akustische Fre uenzen f-i ausgebildet ist, wobei ist,
Figure imgf000006_0002
wobei
fco n die Cut-On-Frequenz des ersten Umfangsmodes im Triebwerkseinlauf
(28),
D der Durchmesser des Triebwerkseinlaufs (28),
c die Schallgeschwindigkeit des umgebenden Mediums und
M die Machzahl des umgebenden Mediums bezeichnet.
Vorzugsweise ist das erste Linersegment vorwiegend absorbierend wirkend ausgebildet.
Es ist bevorzugt, dass ein drittes Linersegment zur Anordnung im Bereich der Um- fangsfläche des Triebwerkseinlaufs vorgesehen ist.
Vorzugsweise ist das dritte Linersegment vorwiegend reflektierend ausgebildet.
Es ist weiter bevorzugt, dass das erste, das zweite und gegebenenfalls das dritte Linersegment
a) derart ausgebildet und aufeinander abgestimmt sind, dass die Schallausbreitung in wenigstens einem ersten vorbestimmten Raumwinkelsegment gegenüber der Schallausbreitung in wenigstens einem zweiten Raumwinkelsegment vermindert ist, und/oder
b) auf eine Verlängerung der akustischen Lauflänge innerhalb des Trieb- werkseinlaufs hin wirkend abgestimmt und ausgebildet sind. Vorzugsweise ist vorgesehen, dass das wenigstens eine erste Linersegment an einem inneren, nach innen gerichteten umlaufenden Umfangsoberflächenbereich angeordnet ist,
und dass wenigstens ein drittes Linersegment
a) im Bereich einer Einlauflippe des Triebwerkeinlaufs, b) zwischen der Einlauflippe und wenigstens einem ersten Linersegment und/oder
c) axial zwischen zwei ersten Linersegmenten
angeordnet ist.
Es ist bevorzugt, dass das dritte Linersegment in Umfangsrichtung unterschiedlich verteilt angeordnet ist, insbesondere derart, dass das dritte Linersegment verstärkt in einem unteren Umfangsbereich zur vermehrten Reflexion der Schallausbreitung nach oben ausgebildet ist.
Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung ist vorgesehen, dass die akustische Impedanz des wenigstens einen zweiten Linersegments einen Wert in einem Bereich von ca. 0,1 *Zo bis ca. 2,5*Zo hat, wobei Zo die Schallkennimpedanz des Mediums innerhalb des Triebwerkseinlaufs ist.
Es ist bevorzugt, dass die akustische Impedanz eines im Bereich eines inneren Umfangs des Triebwerkseinlaufs vorzusehenden Linersegments einen Wert in dem Bereich von ca. 0,8*Zo bis ca. 2,5*Zo beträgt. Es ist bevorzugt, dass die akustische Impedanz eines im Bereich einer Einlauflippe des Triebwerkseinlaufs vorzusehenden Linersegments einen Wert in einem Bereich kleiner als 0,3*Zo hat.
Gemäß eines weiteren Aspekts schafft die Erfindung ein Triebwerk für ein Luft- fahrzeug mit einem Triebwerkseinlauf, der mit einer Schallschutzvorrichtung gemäß des ersten Aspekts oder dessen vorteilhafter Ausgestaltungen versehen ist.
Gemäß eines weiteren Aspekts schafft die Erfindung ein Verfahren zur Bereitstellung einer derartigen Schallschutzvorrichtung für ein solches Triebwerk, wobei das wenigstens eine zweite Linersegment für den achsnahen Bereich mit dem wenigstens einen Linersegment für den Umfangsbereich durch Verteilung der akustischen Impedanzen an den Linersegmenten in einem Optimierungsverfahren abgestimmt wird,
a) um akustische Energie von Radialmoden im achsnahen Bereich durch das wenigstens eine zweite Linersegment zu absorbieren,
b) um die modalen Schallfelder derart umzuverteilen, dass vorwiegend Um- fangsmoden mit gegenüber Ausbreitungswinkeln ohne zweites Linersegment steileren Ausbreitungswinkeln entstehen, oder
c) um die Schallabstrahlung in ein Raumsegment Richtung Boden zu verringern,
wobei in dem Optimierungsverfahren die Impedanzverteilung solange verändert wird, bis sich ein globales Minimum für die in a), b) oder c) definierte Zielfunktion ergibt.
Gemäß eines anderen Aspekts umfasst eine Schallschutzvorrichtung für ein Luftfahrzeugtriebwerk zur Schallabsorption und/oder Schallausbreitungsänderung in einem Triebwerkseinlauf des Luftfahrzeugtriebwerks wenigstens ein erstes, ein zweites und ein drittes Linersegment zum Auskleiden unterschiedlicher Oberflä- chenbereiche des Luftfahrzeugtriebwerks im Bereich des Triebwerkseinlaufs, wobei das erste Linersegment und das dritte Linersegment zur Anordnung im Bereich einer Umfangsfläche des Triebwerkeinlaufs ausgebildet und das zweite Linerele- ment zum Verkleiden eines in einem zentralen Bereich - insbesondere achsnahen Bereich - angeordneten Oberflächenbereich ausgebildet ist, wobei das dritte Li- nersegment vorwiegend reflektierend wirkend ausgebildet, das erste Linersegment vorwiegend absorbierend wirkend ausgebildet und das zweite Linersegment entweder vorwiegend reflektierend oder vorwiegend absorbierend ausgebildet ist. Es ist bevorzugt, dass das zweite Linersegment an einem Oberflächenbereich eines Spinners ausgebildet ist.
Es ist weiter bevorzugt, dass das erste, das zweite und das dritte Linersegment derart aufeinander abgestimmt sind, dass einerseits Schall absorbiert wird und andererseits die Abstrahlcharakteristik der Schallausbreitung gezielt beeinflusst wird.
Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung ist vorgesehen, dass das erste, das zweite und der dritte Linersegment derart ausgebildet und aufeinander abgestimmt sind, dass die Schallausbreitung in wenigstens einem ersten vorbestimmten Raumwinkelsegment gegenüber der Schallausbreitung in wenigstens einem zweiten Raumwinkelsegment vermindert ist. Es ist bevorzugt, dass das erste, das zweite und das dritte Linersegment auf eine Verlängerung der akustischen Lauflänge innerhalb des Triebwerkseinlaufs hin wirkend abgestimmt und ausgebildet sind.
Gemäß eines weiteren Aspekts schafft die Erfindung einen Spinner zum aerody- namischen Verkleiden einer Rotornabe eines Luftfahrzeugtriebwerks, gekennzeichnet durch eine schallabsorbierende und/oder schallablenkende Schallschutzeinrichtung.
Als Spinner wird insbesondere eine stromlinienförmige Verkleidung der Nabe ei- nes Propellers oder eines Gebläserades (Fan) eines Fantriebwerks, mit welcher Nabe der Propeller/das Gebläserad (Fan) mit der Achse einer Kraftmaschine, wie insbesondere Gasturbine, verbunden ist, bezeichnet. Wie der aus dem Englischen entnommene Name schon sagt, dreht sich der Spinner entsprechend mit der Triebwerksachse. Es ist bevorzugt, dass wenigstens ein Teil einer Oberfläche des Spinners mit einer Schallauskleidung und/oder mit einem schallabsorbierenden und/oder schallablenkenden Schallschutzbelag versehen ist.
Besonders bevorzugt ist, dass ein um eine Drehachse des Spinners rotationssymmetrischer Oberflächenbereich des Spinners mit der Schallauskleidung und/oder dem Schallschutzbelag versehen ist. Vorzugsweise ist der mit der Schallauskleidung und/oder dem Schallschutzbelag versehene Oberflächenbereich kegelförmig oder kegelstumpfförmig. Durch Auswahl des Kegelwinkels und/oder Anpassung der Schallablenkungseigenschaften an dem Kegelwinkel lassen sich erwünschte Effekte, wie z.B. eine verlängerte a- kustische Lauflänge innerhalb des Triebwerkseinlaufs gut erreichen.
Gemäß eines weiteren Aspekts schafft die Erfindung eine Schallschutzvorrichtung für ein Luftfahrzeugtriebwerk, das einen Rotor mit einer Rotornabe aufweist, und einen Spinner zum aerodynamischen Verkleiden der Rotornabe hat, wobei der Spinner mit einer schallabsorbierenden und/oder schallablenkenden Schallschutz- einrichtung versehen ist.
Eine besonders bevorzugte Ausgestaltung der Schallschutzvorrichtung ist gekennzeichnet durch eine Triebwerksauskleidung zum zumindest teilweisen Auskleiden eines Oberflächenbereichs eines Triebwerkseinlaufs des Luftfahrzeug- triebwerks.
Besonders ist bevorzugt, dass die Triebwerksauskleidung zum Auskleiden eines dem Spinner zugewandten inneren Umfangsbereichs des Triebwerkseinlaufs ausgebildet ist. Weiter bevorzugt ist vorgesehen, dass die am Spinner vorgesehene Schallschutzeinrichtung dazu ausgebildet ist, die akustische Lauflänge in dem Triebwerkseinlauf zu verlängern.
Gemäß eines weiteren Aspekts schafft die Erfindung ein Triebwerk für ein Luftfahrzeug mit einem Triebwerkseinlauf und einer Rotornabe, wobei die Rotornabe mit einem Spinner aerodynamisch verkleidet ist, welcher Spinner eine schallabsorbierende und/oder schallablenkende Schallschutzeinrichtung aufweist.
Vorzugsweise ist der Triebwerkseinlauf mit einer Schallschutzvorrichtung gemäß einer der bevorzugten Ausgestaltungen der Erfindung versehen.
Bei bekannten Schallschutzvorrichtungen führen die Schallemissionen aus Trieb- werksöffnungen mangels unzureichender Schallabsorptionsflächen zu erhöhten Lärmbelastungen in der Umgebung. Insbesondere bei modernen Triebwerken mit verkürzten Lufteinlauflängen ist die verfügbare Fläche zur Integration von absorbierenden Auskleidungen am Umfang der Einlauföffnung begrenzt. Durch den Einbau einer Vorrichtung zur Schallabsorption am Spinner wird dagegen die verfügbare schallabsorbierende Fläche erhöht.
Eine derartige, am Spinner vorgesehene Schallschutzeinrichtung bietet außerdem die Möglichkeit zur Veränderung der modalen Schallausbreitungseigenschaften im Triebwerkseinlauf durch eine Darstellung geeigneter akustische Impedanzen. Durch diesen Effekt kann die effektive Lauflänge akustischer Moden verlängert werden, wodurch die Wirksamkeit weiterer Schallauskleidungen, die - wie im Stand der Technik bekannt - im Umfangsbereich des Triebwerkseinlaufs vorhanden sind, gesteigert wird. Durch die Erfindung oder deren vorteilhafte Ausgestaltungen wird die Schallabsorption innerhalb des Triebwerkseinlaufs verbessert. Es lässt sich die Wirksamkeit schallabsorbierender Oberflächen im Triebwerkseinlauf erhöhen. Dadurch lassen sich verringerte Schallemissionen aus Triebwerkseinläufen erreichen.
Vorzugsweise schafft die Erfindung eine Vorrichtung zur Schallabsorption und/oder Schallausbreitungsänderung am Spinner von Flugzeugtriebwerken. Es wird insbesondere die Positionierung von zusätzlicher Schallauskleidung am Spinner von Flugtriebwerken beansprucht. Dadurch erhöht sich die absorbierend ausgekleidete Gesamtfläche im Triebwerkseinlauf, was zu einer erhöhten Schallabsorption und damit zu einer verringerten Schallabstrahlung führt. Aufgrund der Position am Spinner werden bei einer Ausbildung des Spinner-Liners als Schallabsorber bevorzugt solche akustischen Moden absorbiert, bei welchen die Maxima des Schalldrucks in der Nähe der Symmetrieachse des Triebwerks liegen. Diese Modi werden durch die bisher üblichen Linerauskleidungen am Umfang des Triebwerkseinlaufs schwächer absorbiert, da dort der Schalldruck im Vergleich zu achsnahen Positionen verringert ist.
Ein weiterer Aspekt der Erfindung betrifft die Ausgestaltung der Schallabsorptions- vorrichtung am Spinner derart, dass die dadurch veränderten modalen Schallausbreitungseigenschaften im Triebwerkseinlauf zu einer Verlängerung der akusti- sehen Lauflänge führt.
Dadurch wird die Schallabsorption gegenüber einer üblichen Linerauskleidung am Umfang des Triebwerkeinlaufs verbessert. Die Ausgestaltung der Schallabsorptionsvorrichtung am Spinner bestimmt sich vorwiegend durch die resultierende a- kustische Impedanz, welche sich aus der Liner-Geometrie (Volumen und Bautiefe) sowie der akustisch wirksamen Deckschicht (Lochblech und/oder Gewebe und/oder mikroperforierte Schicht) zusammensetzt.
Als Spinner wird allgemein eine aerodynamische Verkleidung einer Rotornabe des Luftfahrzeugtriebwerks bezeichnet. Bevorzugt dreht sich der Spinner mit dem Rotor mit, so dass sich auch eine darauf befindliche Schallschutzeinrichtung mitdreht. Durch die mitdrehende Anordnung lassen sich neue Gestaltungsmöglichkeiten zur Schallabsorption und Schallauslenkung erreichen.
Vorteile bevorzugter Ausgestaltungen der Erfindung sind,
• dass die Spinnerfläche zur Linerbewegung genutzt wird,
• dass eine Möglichkeit zur Änderung der Abstrahlcharakteristik aus dem
Triebwerkseinlauf genutzt wird, und/oder
• dass die Kombination verschiedener Linerarten (absorbierend, reflektierend) genutzt wird.
Eine bevorzugte Ausgestaltung der Erfindung sieht insbesondere folgende technischen Merkmale vor:
• Belegung der Spinneroberfläche mit akustisch aktiven Elementen (insbesondere Liner);
• Möglichkeit der Optimierung von dreifach räumlich verteilter akustischer Impedanz zur:
o Änderung der Abstrahlcharakteristik aus dem Triebwerkseinlauf, o Veränderung der Ausbreitungsbedingungen im Triebwerkseinlauf derart, dass dominante akustische Moden besser absorbiert werden können.
Insbesondere lassen sich als technische Vorteile erzielen: • eine erhöhte Schallabsorption innerhalb von Einlaufen von Turbofantriebwerken;
• eine verminderte Schallemission aus den Einlaufen von Turbofantriebwerken,
· eine verminderte Schallabstrahlung in Richtung besonders empfindlicher
Raumwinkelbereiche (wie z.B. zum Boden hin).
Gemäß eines weiteren Aspekts schafft die Erfindung insbesondere einen multi- segmentalen Liner als Vorrichtung zur Schallabsorption und Schallausbreitungs- änderung im Einlauf von Turbofantriebwerken.
Der multisegmentale Liner zeichnet sich durch die Kombination von mindestens drei Segmenten zur Schallabsorption aus. Vorzugsweise ist ein erstes Linerseg- ment überwiegend absorbierend, ein drittes Linersegment überwiegend reflektie- rend und ein zweites Linersegment an einem Oberflächenbereich eines Spinners ausgebildet. Dieses zweite Linersegment kann je nach Anforderung überwiegend reflektierend oder überwiegend absorbierend ausgebildet sein oder ebenfalls mehrere Untersegmente zum Schaffen unterschiedlicher Bereiche (reflektierender Bereich und absorbierender Bereich) aufweisen.
In einer bevorzugten Ausgestaltung weist die Schallschutzvorrichtung eine Kombination von reflektierend wirkenden dritten Linersegmenten am Einlaufumfang und absorbierend wirkenden ersten Linersegmenten am Einlaufumfang mit einem zusätzlichen Linersegment an der Spinneroberfläche auf.
Bevorzugt sind wenigstens drei unabhängig wirkende, jedoch akustisch optimal aufeinander abgestimmte Liner im Triebwerkseinlauf derart positioniert, dass sich sowohl die Schallabsorption im Triebwerkseinlauf erhöht als auch die Abstrahlcharakteristik aus der Triebwerkseinlauföffnung gezielt verändert. Bevorzugt ist die multi-segmentale Schallabsorptionsvorrichtung mit Resistanz bestimmter Deckschichten (Lochblech, Gewebe, mikroperforierte Oberflächenelemente) derart ausgestaltet und dimensioniert, dass die dadurch veränderten modalen Schallausbreitungseigenschaften im Triebwerkseinlauf zu einer Verlängerung der akustischen Lauflänge führt.
Bevorzugt ist die multi-segmentale Schallabsorptionsvorrichtung mit Resistanz bestimmter Deckschichten (Lochblech, Gewebe, mikroperforierte Oberflächen- elemente) derart ausgestaltet und dimensioniert, dass die dadurch veränderten Abstrahlcharakteristika aus dem Triebwerkseinlauf zur Schallminderung innerhalb gewünschter Raumwinkelsegmente führt.
Das zweite Linerelement wird vorzugweise in einen Spinner so integriert, dass die Oberfläche des Spinners akustisch absorbierend oder reflektierend wirkt. Die geometrische Form des Spinners ist vorzugsweise kegelförmig, so dass die Oberfläche des Spinners eben (2-dimensional) abgewickelt werden kann. Dadurch wird der Fertigungsprozess deutlich vereinfacht. Die Einbringung der absorbierenden/reflektierenden Schallschutzauskleidung in den Mantel des Spinners erfolgt vorzugsweise in einem Bereich von 5% bis 75% der Höhe des kegelförmigen Spinners. Die verbleibende kegelförmige Spitze des Spinners dient vorzugsweise der Integration von Anti-Iceing-Maßnahmen (z.B. elastische Ausführung der Spinner-Spitze).
Der Öffnungswinkel des Kegels kann sich primär nach den Vorgaben der Aerodynamik bestimmen. Aufgrund der Integration der Schallschutzvorrichtung in den rotierenden Spinner kann auf Drainagemaßnahmen verzichtet werden, da Flüssigkeiten durch wirkende Zentrifugalkräfte aus der Schallschutzvorrichtung heraus geschleudert werden. Allgemein müssen bei derzeit bekannten Linem in Triebwerkseinlassbereichen von Triebwerken für Luftfahrzeuge Drainagemaßnahmen vorgesehen werden, um in die Liner eindringende Flüssigkeiten abzuleiten. Solche Drainagemaßnahmen sind beim Spinnerliner überflüssig. Vorzugsweise wirkt die Schallschutzeinrichtung im Spinner ab der Cut-On- Frequenz fco_Ri des ersten Radialmodes im Triebwerkseinlauf. Diese Cut-On- Frequenz bestimmt sich aus dem Durchmesser des Triebwerkseinlaufs D, der Schallgeschwindigkeit c und der Machzahl M des umgebenden Mediums und kann errechnet werden durch die Formel:
Figure imgf000017_0001
Die übrigen Elemente der Schallschutzvorrichtung im Umfang des Triebwerkseinlaufs und in der Einlauflippe wirken vorzugsweise ab der Cut-On-Frequenz fco_Ti des ersten Umfangsmodes im Triebwerkseinlauf. Diese Cut-On-Frequenz bestimmt sich aus dem Durchmesser des Triebwerkseinlaufs D, der Schallgeschwin- digkeit c und der Machzahl M des umgebenden Mediums und kann errechnet werden durch die Formel:
Figure imgf000017_0002
Die Schallschutzvorrichtung im Spinner wird akustisch mit der Schallschutzvorrich- tung im Umfangsbereich des Triebwerkseinlaufs so abgestimmt, dass
■ die akustische Energie von Radialmoden im achsnahen Bereich durch die Schallschutzvorrichtung im Spinner absorbiert wird, ■ eine Umverteilung der modalen Schallfelder durch optimierte Impedanzverteilung derart passiert, dass vorwiegend Umfangsmoden mit steileren Ausbreitungswinkeln entstehen die dann aufgrund der größeren effektiven Lauflänge im Triebwerkseinlauf durch die absorbierend wirkende Schall- Schutzvorrichtung im Umfangsbereich verbessert absorbiert werden, und/oder
■ eine verringerte Schallabstrahlung aus der Öffnung des Triebwerkseinlaufs in ein Raumwinkelsegment Richtung Boden resultiert. Die Verteilung der akustischen Impedanz an den Schallschutzvorrichtungen von Spinner, Umfang des Triebwerkseinlaufs und Einlauflippe ergibt sich bevorzugt aus einem Optimierungsprozess.
Der Optimierungsprozess verändert die Impedanzverteilung solange, bis sich ein globales Minimum für eine definierte Zielfunktion ergibt. Die Zielfunktion beschreibt z.B. entweder die Gesamtschallabstrahlung aus dem Triebwerkseinlauf oder aber die Schallabstrahlung in ein Raumwinkelsegment in Richtung Boden.
Vorzugsweise sollen die Elemente des multisegmentellen Liners folgende Werte für die akustische Impedanz aufweisen:
« Spinner: 0.1*Zo bis 2.5*Zo
■ Einlauflippe: kleiner als 0.3*Zo
■ Umfangssegment: 0.8*Zo bis 2.5*Zo,
wobei Zo die Schallkennimpedanz des Mediums im Triebwerkseinlauf (Luft) kenn- zeichnet.
Im Folgenden wird die Erfindung anhand der beigefügten Zeichnungen näher erläutert. Dabei zeigen: Fig. 1 eine schematische Querschnittsdarstellung durch ein Luftfahrzeugtriebwerk mit Rotor, Rotornabe, Spinner und einer Schallschutzvorrichtung gemäß einer ersten Ausführungsform; Fig. 2 eine schematische Querschnittsdarstellung durch ein Luftfahrzeugtriebwerk mit Rotor, Rotornabe, Spinner und einer Schallschutzvorrichtung gemäß einer zweiten Ausführungsform;
Fig. 3 eine schematische Querschnittsdarstellung durch ein Luftfahrzeug- triebwerk mit Rotor, Rotornabe, Spinner und einer Schallschutzvorrichtung gemäß einer dritten Ausführungsform;
Fig. 4 eine schematische Querschnittsdarstellung durch ein Luftfahrzeugtriebwerk mit Rotor, Rotornabe, Spinner und einer Schallschutzvorrichtung gemäß einer vierten Ausführungsform;
Fig. 5 eine schematische Querschnittsdarstellung durch ein Luftfahrzeugtriebwerk mit Rotor, Rotornabe, Spinner und einer Schallschutzvorrichtung gemäß einer fünften Ausführungsform;
Fig. 6 eine schematische Darstellung der Schallabstrahlung des ersten Radi- almodes eines Luftfahrzeugtriebwerks ohne Schallschutzvorrichtung;
Fig. 7 eine schematische Darstellung der Schallabstrahlung des ersten Radi- almodes eines Luftfahrzeugtriebwerks mit einer Schallschutzvorrichtung nur an einem Umfangsbereich des Triebwerkseinlaufs (insbesondere an der Einlauflippe und der inneren Umfangsoberfläche; und Fig. 8 eine schematische Darstellung der Schallabstrahlung des ersten Radi- almodes eines Luftfahrzeugtriebwerks mit einer Schallschutzvorrichtung gemäß einer Ausführungsform der Erfindung. In den Fig. 1 bis 5 ist jeweils ein Luftfahrzeugtriebwerk 0 mit einer Schallschutzvorrichtung 12 gemäß einer ersten bis fünften Ausführungsform im Schnitt dargestellt. Das Luftfahrzeugtriebwerk 10 ist in den dargestellten Beispielen als Turbofantriebwerk für ein Flugzeug ausgebildet.
Das Luftfahrzeugtriebwerk 10 weist eine Gasturbine 14 mit Rotor 16 auf, auf dem ein Fan 18 mit einer Reihe von von einer Rotornabe 20 radial nach außen gerichteten Schaufeln 22 angeordnet ist. Der vordere Bereich der Rotornabe 20 ist durch einen Spinner 24 aerodynamisch verkleidet. Der Spinner 24 ist auf der Rotornabe 20 mitdrehend damit angeordnet.
Das Luftfahrzeugtriebwerk 10 weist weiterhin eine Triebwerksgondel 26 auf, von der in den Fig. 1 bis 5 nur der Triebwerkeinlauf 28 mit innerer Umfangsfläche 30 dargestellt ist. Der Triebwerkseinlauf 28 umfasst bei Turbofantriebwerken insbesondere den gesamten vorderen Bereich des Triebwerks bis zum Fan 18.
Die Schallschutzvorrichtung 12 weist wenigstens ein erstes Linersegment 42, wenigstens ein zweites Linersegment 44 und wenigstens ein drittes Linersegment 40 auf. An der inneren Umfangsfläche 30 ist eine Triebwerksauskleidung 32 mit einem ersten Linersegment 42 und einem dritten Linersegment 40 zur Schallabsorption und/oder Schallrichtungsänderung angeordnet. Die Linersegmente 40, 42 der Triebwerksauskleidung 32 sind beispielsweise wie in der US 7 124 85 B2 oder wie in der DE 10 2007 019 762 A1 gezeigt und erläutert ausgebildet. Es wird für nähe- re Einzelheiten zu dem grundsätzlichen inneren Aufbau der Liner der Triebwerksauskleidung 32 ausdrücklich auf diese beiden Druckschriften verwiesen; Modifikationen hierzu werden hiernach noch näher beschrieben. Das Material der Triebwerksauskleidung 32 kann durch Durchführung des in der EP 1 1 1 1 584 A1 beschriebenen Verfahrens hergestellt sein.
Weiter ist auch am Spinner 24 eine Schallschutzeinrichtung 34 angeordnet, die wenigstens ein zweites Linersegment 44, insbesondere in Form eines schallab- sorbierenden und/oder schallablenkenden Schallschutzbelags 36, aufweist.
Das zweite Linersegment 44 kann mit den gleichen Materialien wie aus den eingangs erwähnten Dokumenten zum Stand der Technik grundsätzlich bekannte Liner für die Triebwerksauskleidung 32 ausgebildet sein. Insbesondere weist der Schallschutzbelag 36 eine akustisch wirksame Deckschicht auf, die ein Lochblech mit darunter angeordneten Hohlräumen, ein Lochblech mit Gewebe, ein Schallabsorber-Gewebe und/oder eine mikroperforierte Schicht aufweist. Derartig akustisch wirksame Deckschichten 38 sind im Stand der Technik gut bekannt und werden hier nicht näher beschrieben.
Die Deckschicht 38 ist allerdings so ausgebildet, dass sie für eine Mitdrehung mit der Rotornabe 20 geeignet ist. Im Unterschied zu dem ersten und dem dritten Linersegment 42, 40 sowie zu allen bekannten Linern aus dem Stand der Technik kommt das dritte Linersegment 42 weiter ganz ohne Drainagemaßnahmen aus.
Die Oberfläche des Spinners 24 ist kegelförmig ausgebildet, d.h. im Schnitt hat der Spinner 24 von einer Spitze 46 ausgehend ein dreieckförmiges Profil mit geradlinigen Dreiecksschenkeln. Durch eine Kegelform (anstelle beispielsweise einer Geschossprofilform mit gebogenen, ausgebauchten Formen, im Englischen„bul- let"-ProfiI) ergibt sich eine wesentlich vereinfachte Fertigung des zweiten Liner- segments 44, das aus einer ebenen Struktur ausgeschnitten werden kann.
Ansonsten sind die Geometrie der Schallschutzeinrichtung 34 (insbesondere Vo- lumen und Bautiefe) sowie die akustischen Eigenschaften der akustisch wirksamen Deckschicht 38 derart gewählt, dass sich eine akustische Impedanz der Schallschutzeinrichtung 34 ergibt, die zusammen mit der Triebwerksauskleidung 32 zusammenwirkt, um im Triebwerkseinlauf 28 zu einer Verlängerung der akustischen Lauflänge zu führen. Hierzu ist die Schallschutzeinrichtung 34 insbesondere derart ausgestaltet, dass Schallwellen zwischen der Triebwerksauskleidung 32 und der Schallschutzeinrichtung 34 am Spinner 24 mehrfach reflektiert werden, um so die Lauflänge zu erhöhen.
Wie in den Figuren dargestellt, ist die Deckschicht 34 kegelmantelförmig oder ke- gelstumpfmantelförmig ausgebildet. Der Kegelwinkel ist hierzu entsprechend zur Verlängerung der akustischen Lauflänge und/oder zur optimalen Absorption der Schallwellen ausgebildet und/oder vorzugsweise entsprechend aerodynamischer Vorgaben ausgebildet. In bevorzugter Ausgestaltung werden die akustischen Absorptionseigenschaften des die Schallschutzeinrichtung 34 bildenden zweiten Linersegments 44 auf eine Absorption von akustischen Moden optimiert, bei welchen die Maxima des Schalldrucks in der Nähe der Symmetrieachse liegen. Die entsprechenden Parameter lassen sich durch Versuche und insbesondere durch Simulationsrechnungen und Modellrechnungen ermitteln.
Die in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispiele der Schallschutzvorrichtung 12 bilden somit einen multisegmentalen Liner 46, der sich durch die Kombination von wenigstens drei Segmenten - erstes Linersegment 42, zweites Linersegment 44 und drittes Linersegment 40 - auszeichnet.
Das dritte Linersegment 40 ist insbesondere überwiegend reflektierend und das erste Linersegment 42 ist insbesondere überwiegend absorbierend ausgebildet.
Die akustische Impedanz der einzelnen Linersegmente 40, 42, 44 ist hierbei so aufeinander abgestimmt, dass zum einen die Schallabsorption einzelner Moden verbessert, sowie die Abstrahlcharakteristik bestimmter IVIoden in ein bestimmtes Raumwinkelsegment verringert wird.
Dies wird z.B. erreicht, in dem die akustische Impedanz einer reflektierenden Linereinheit - drittes Linersegment 40 - möglichst klein ist im Vergleich zur charakteristischen Kennimpedanz der Luft (pc). Insbesondere ist die spezifische Re- sistanz R/pc, der Realteil der Impedanz, <0, 1 und die spezifische Reaktanz X/pc, der Imaginärteil der Impedanz, ist negativ, also < 0.
Die spezifische akustische Resitanz R/pc der absorbierenden Linereinheit - erstes Linersegment 42 - am Umfang des Triebwerkseinlaufs 28 beträgt insbesondere zwischen 0,8 und 5, während die spezifische Reaktanz X/pc insbesondere negativ ist und im Intervall von -1 bis 0 liegt.
Die spezifische akustische Resistanz R/pc der Linereinheit am Spinner 24 des Fans 18 - d.h. die des zweiten Linersegments 44 - kann je nach Kombination mit dem ersten und dem dritten Linersegment 42, 40 sehr klein sein, R/pc < 0,1 (dann wirkt das zweite Linersegment 44 vorwiegend reflektierend) oder aber im Intervall zwischen 0,8 und 5 liegen ( dann wirkt das zweite Linersegment 44 überwiegend absorbierend). Die spezifische Reaktanz X/pc des zweiten Linersegments 44 ist bevorzugt negativ und liegt insbesondere im Intervall von -1 bis 0. Allen Ausführungsbeispielen ist gemeinsam, dass das zweite Linersegment 44 an einer Oberfläche des Spinners 24 angeordnet ist. Anders als dies in den Ausführungsformen dargestellt ist, bleibt die Spitze 46 des Spinners 24 vorzugsweise frei von der Schallschutzeinrichtung 34, hier ist in bevorzugter Ausgestaltung kein zweites Linersegment 44 vorhanden. Vielmehr dient die verbleibende kegelförmige Spitze 46 des Spinners 24 der Integration von Anti- Iceing-Maßnahmen. Beispielsweise ist die Spitze 46 elastisch ausgeführt, so dass durch elastische Bewegung der Oberfläche der Spitze 46 sich daran bildendes Eis gelöst werden kann. Z.B. erstreckt sich das zweite Linersegment über einen Bereich des Spinners, der sich 5% bis 75% der in axialer Richtung gesehenen Höhe erstreckt. Die Schallschutzeinrichtung 34 am Spinner 24 ist insbesondere für vorzugsweise absorbierende oder auch reflektierende Wirkung von Schall mit Schallfrequenzen im Bereich ab der Cut-On-Frequenz fco_Ri des ersten Radialmodus im Triebwerkseinlauf 28 ausgelegt. Diese Cut-On-Frequenz fco_Ri bestimmt sich aus dem Durchmesser D des Triebwerkseinlaufs 28, der Schallgeschwindigkeit c und der Machzahl M des umgebenden Mediums und kann errechnet werden durch die Formel:
Figure imgf000024_0001
Das erste Linersegment 42 und das dritte Linersegment 40 im Umfang des Triebwerkseinlaufs 28 und in der Einlauflippe 50 wirken vorzugsweise ab der Cut-On- Frequenz fco_n des ersten Umfangsmodes im Triebwerkseinlauf 28. Diese Cut- On-Frequenz fco_Ti bestimmt sich aus dem Durchmesser D des Triebwerksein- laufs 28, der Schallgeschwindigkeit c und der Machzahl M des umgebenden Mediums und kann errechnet werden durch die Formel:
Figure imgf000025_0001
Die Schallschutzeinrichtung 34 am Spinner wird akustisch mit den Linersegmen- ten 40, 42 am Umfangsbereich 30, 50 des Triebwerkseinlaufs 28 so abgestimmt dass
• die akustische Energie von Radialmoden im achsnahen Bereich durch die Schallschutzeinrichtung 34 im Spinner 24 absorbiert wird,
■ eine Umverteilung der modalen Schallfelder durch optimierte Impedanzverteilung derart passiert, dass vorwiegend Umfangsmoden mit steileren Ausbreitungswinkeln entstehen, die dann aufgrund der größeren effektiven Lauflänge im Triebwerkseinlauf 28 durch den absorbierend wirkende Liner 42 im Umfangsbereich 30 verbessert absorbiert werden, und/oder ■ eine verringerte Schallabstrahlung aus der Öffnung des Triebwerkseinlaufs 28 in ein Raumwinkelsegment Richtung Boden resultiert.
Die Verteilung der akustischen Impedanz an den Schallschutzeinrichtungen 34, 32 von Spinner, Umfang des Triebwerkseinlaufs und Einlauflippe ergibt sich bevor- zugt aus einem Optimierungsprozess, insbesondere durch Simulationsberechnungen und numerische Berechnungen.
Der Optimierungsprozess verändert die Impedanzverteilung solange, bis sich ein globales Minimum für eine definierte Zielfunktion ergibt. Die Zielfunktion beschreibt z.B. entweder die Gesamtschallabstrahlung aus dem Triebwerkseinlauf oder aber die Schallabstrahlung in ein Raumwinkelsegment in Richtung Boden. Vorzugsweise sollen die Elemente des multisegmentellen Liners folgende Werte für die akustische Impedanz aufweisen:
■ Spinner; 0.1 *Zo bis 2.5*Zo
■ Einlauflippe: kleiner als 0.3*Zo
■ Umfangssegment: 0.8*Zo bis 2.5*Zo,
wobei Zo die Schallkennimpedanz des Mediums im Triebwerkseinlauf (z.B. Luft) kennzeichnet.
Im Folgenden werden die Unterschiede der Ausführungsbeispiele des multiseg- mentalen Liners der Schallschutzvorrichtung 12 anhand der Figuren 1 bis 5 dargestellt. Die Unterschiede liegen im Wesentlichen in der Ausbildung und Anordnung der Triebswerksauskleidung 32 am Umfang des Triebwerkseinlaufs 28, und insbesondere in der Ausbildung und Anordnung des wenigstens einen ersten Li- nersegments 42 und des wenigstens einen dritten Linersegments 42.
Bei dem in der Fig. 1 dargestellten ersten Ausführungsbeispiel der Schallschutzvorrichtung 12 ist das reflektierend oder überwiegend reflektierend wirkende dritte Linersegment 40 umlaufend an einer Einlauflippe 50 des Triebwerkseinlaufs 28 angeordnet. Angrenzend zu dem dritten Linersegment 40 ist an der nach innen hin gerichteten inneren Umfangsfläche 30 des Triebwerkseinlauf 28 das erste Linersegment 42 umlaufend angeordnet.
Auch bei der in der Fig. 2 dargestellten zweiten Ausführungsform der Schallschutzvorrichtung ist das dritte Linersegment 40 an der Einlauflippe 50 angeord- net, jedoch erstreckt sich das dritte Linersegment 40 an der Einlauflippe in Um- fangsrichtung nur über einen Teil des Umfangs. Insbesondere ist hier ein unterer Winkelbereich (z.B. über einen Winkelbereich von ± 20° [20°-90°] links und rechts von der Vertikalen) der Einlauflippe 50 mit dem dritten Linersegment 40 verkleidet. Die Anordnung und Ausbildung des ersten Linersegments 42 ist wie bei der ersten Ausführungsform.
Bei der dritten bis fünften Ausführungsform, wie sie in den Fig. 3 bis 5 dargestellt sind, teilen sich das wenigstens eine dritte Linersegment 40 und das wenigstens eine erste Linersegment 42 den Bereich der inneren Umfangsfläche 30, die sich zwischen der Einlauflippe 50 und dem Fan 18 erstreckt, untereinander auf.
Bei der dritten Ausführungsform schließt sich an die Einlauflippe 50 zunächst ein drittes Linersegment 40 über den Umfang umlaufend an, an welches auf der anderen Seite ein erstes Linersegment 42 über den Umfang umlaufend anschließt.
Bei der vierten und fünften Ausführungsform sind mehrere erste Linersegmente 42 vorgesehen, zwischen denen wenigstens ein drittes Linersegment 40 eingefügt ist.
Bei der in Fig. 4 dargestellten vierten Ausführungsform ist ein drittes Linersegment 40 über den Umfang umlaufend angeordnet.
Bei der in Fig. 5 dargestellten fünften Ausführungsform sind die Linersegmente 40, 42 über den Umfang gesehen unterschiedlich verteilt. In einem oberen Winkelbereich sind drei erste Linersegmente 42 und zwei dritte Linersegmente 40 vorgesehen. Die Anordnung ist alternierend. In einem unteren Winkelbereich sind dagegen zwei erste Linersegmente 42 mit einem dritten Linersegment 40 dazwischen vorgesehen.
Die Ausführungsbeispiele sind Beispiele, wie die Triebwerksauskleidung 32 mit ersten und dritten Linersegmenten 42, 40 ausgebildet werden kann, um gewünschte Abstrahlcharakteristika (zum Beispiel Abschwächung in einem zum Boden hin gerichteten Raumwinkel) zu erreichen. Zusätzlich ist noch das zweite Li- nersegment 44 in einem achsnahen Triebwerksbereich, z.B. am Spinner 24, vorgesehen, das mit der Triebwerksauskleidung 32 weiter zusammenwirkt, um gewünschte Abstrahlcharakteristika zu erreichen. Das zweite Linersegment 44 ist insbesondere zur Absorption derartiger Schallmoden ausgelegt, deren Maxima nahe der Triebwerksachse (Symmetrieachse) 52 liegen.
Die Wirkung des zweiten Linersegments 44 ist insbesondere in den Fig. 6 bis 8 verdeutlicht, die schematisch die Abstrahlung des ersten Radialmodes an dem Luftfahrzeugtriebwerk 10 im Bereich des Teibwerkseinlaufs 28 einmal ganz ohne Schallschutzvorrichtung 12 (Fig. 6), dann lediglich mit der Triebswerksauskleidung 32, also mit Schallschutzbelägen im Umfangsbereich 30 und an der Einlauflippe 50 (Fig. 7), d.h. lediglich mit dem ersten Linersegment 42 und dem dritten Liner- segment 40, und schließlich mit der Schallschutzvorrichtung 12, die das zweite Linersegment 44 im achsnahen Bereich, wie insbesondere am Spinner 24 aufweist (Fig. 8), zeigen. Aus der Fig. 6 ist ersichtlich, dass der erste Radialmode ein Mode mit Maxima nahe der Triebwerksachse ist. Solche Modes können mit der Triebwerksauskleidung 32 nur am Triebwerksmantel nur unzureichend gedämmt werden. Durch die Anbringung der Schallschutzeinrichtung zusätzlich im achsnahen Bereich, insbesondere am Spinner 24, und Auslegung der Wirkung der Schallschutzeinrichtung 34 auf solche Modes können solche Modes effektiv am Ort der Maxima absorbiert werden, siehe Fig. 8. Bezugszeichenliste:
10 Luftfahrzeugtriebwerk
12 Schallschutzvorrichtung
14 Gasturbine
16 Rotor
18 Fan
20 Rotornabe
22 Schaufel
24 Spinner
26 Triebwerksgondel
28 Triebwerkeinlauf
30 innere Umfangsfläche
32 Triebwerksauskleidung
34 Schallschutzeinrichtung
36 Schallschutzbelag
38 akustisch wirksame Deckschicht
40 drittes Linersegment (vorwiegend reflektierend)
42 erstes Linersegment (vorwiegend absorbierend)
44 zweites Linersegement (zentral angeordnet, je nach Anforderung vorwiegend absorbierend oder vorwiegend reflektierend)
46 Spitze
50 Einlauflippe
52 Triebwerksachse

Claims

Patentansprüche
1 . Schallschutzvorrichtung (12) für einen Triebwerkseinlauf (28) eines Luftfahrzeugtriebwerk (10) zur Schallabsorption und/oder Schallausbreitungsänderung mit wenigstens einem ersten Linersegment (42) und wenigstens einem zweiten Liner- segment (44) zum Auskleiden unterschiedlicher Oberflächenbereiche (30, 50, 24) des Luftfahrzeugtriebwerks (10) im Bereich des Triebwerkseinlaufs (28), wobei das wenigstens eine erste Linersegment (42) zur Anordnung im Bereich einer Um- fangsfläche (50, 30) des Triebwerkeinlaufs (28) ausgebildet und das wenigstens eine zweite Linerelement (44) zum Verkleiden eines in einem achsnahen Bereich angeordneten Oberflächenbereichs (24) ausgebildet ist:
2. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 1 ,
dadurch gekennzeichnet,
dass das wenigstens eine zweite Linersegment (44) zur Absorption derjenigen akustischen Moden ausgebildet ist, bei denen Maxima des Schalldrucks in Nähe einer Symmetrie- und/oder Drehachse (52) des Luftfahrzeugtriebwerks (10) liegen.
3. Schallschutzvorrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet,
dass das wenigstens eine zweite Linersegment (44) zum Verkleiden eines Oberflächenbereichs eines Spinners (24) ausgebildet ist und vorzugsweise entweder vorwiegend reflektierend oder vorwiegend absorbierend ausgebildet ist.
4. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 3,
gekennzeichnet durch einen Spinner (24) zum aerodynamischen Verkleiden einer Rotornabe (20) des Luftfahrzeugtriebwerks (10), wobei der Spinner (24) das wenigstens eine zweite Linersegment (44) als schallabsorbierende und/oder schallablenkende Schallschutzeinrichtung (34) aufweist.
5. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet,
dass der Spinner (14) kegelförmig ausgebildet ist.
6. Schallschutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 3 bis 5,
dadurch gekennzeichnet,
dass ein Teilbereich von ca. 5% bis ca. 75% der sich in axialer Richtung erstreckenden Oberfläche des Spinners (24) mit dem wenigstens einen zweiten Liner- segment (44) versehen ist, vorzugsweise derart, dass die Spitze (46) des Spinners frei von Schallschutzauskleidungen oder Schailschutzbelägen oder Linersegmen- ten bleibt.
7. Schallschutzvorrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet,
dass das wenigstens eine zweite Linersegment (44) zur vorwiegend reflektierenden oder vorwiegend absorbierenden Wirkung für akustische Frequenzen f2 ausebildet ist, wobei
Figure imgf000031_0001
wobei
fco RX die Cut-On-Frequenz des ersten Radialmodes im Triebwerkseinlauf (28),
D der Durchmesser des Triebwerkseinlaufs (28),
c die Schallgeschwindigkeit des umgebenden Mediums und
M die Machzahl des umgebenden Mediums bezeichnet.
8. Schallschutzvorrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das wenigstens eine erste Linersegment (42) zur Wirkung für akustische Freuenzen f-ι ausgebildet ist, wobei
Figure imgf000032_0001
wobei
fco τ\ die Cut-On-Frequenz des ersten Umfangsmodes im Triebwerkseinlauf
(28),
D der Durchmesser des Triebwerkseinlaufs (28),
c die Schallgeschwindigkeit des umgebenden Mediums und
M die Machzahl des umgebenden Mediums bezeichnet.
9. Schallschutzvorrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet,
dass ein drittes Linersegment (40) zur Anordnung im Bereich der Umfangsfläche (50, 30) des Triebwerkseinlauf (28) vorgesehen ist,
wobei das erste Linersegment (42) vorwiegend absorbierend wirkend ausgebildet und das dritte Linersegment (40) vorwiegend reflektierend wirkend ausgebildet ist.
10. Schallschutzvorrichtung nach Anspruch 9,
dadurch gekennzeichnet,
dass das erste (40), das zweite (44) und das dritte (42) Linersegment
a) derart ausgebildet und aufeinander abgestimmt sind, dass die Schallausbreitung in wenigstens einem ersten vorbestimmten Raumwinkelsegment gegenüber der Schallausbreitung in wenigstens einem zweiten Raumwinkelsegment vermindert ist, und/oder
b) auf eine Verlängerung der akustischen Lauflänge innerhalb des Triebwerkseinlaufs (28) hin wirkend abgestimmt und ausgebildet sind.
1 1 . Schallschutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet,
dass das wenigstens eine erste Linersegment (42) an einem inneren, nach innen gerichteten umlaufenden Umfangsoberflächenbereich (30) angeordnet ist, und dass wenigstens ein drittes Linersegment (40)
a) im Bereich einer Einlauflippe (50) des Triebwerkeinlaufs (28),
b) zwischen der Einlauflippe (50) und wenigstens einem ersten Linersegment (42) und/oder
c) axial zwischen zwei ersten Linersegmenten (42)
angeordnet ist.
12. Schallschutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 9 bis 1 1 ,
dadurch gekennzeichnet,
dass das dritte Linersegment (40) in Umfangsrichtung unterschiedlich verteilt angeordnet ist, insbesondere derart, dass das dritte Linersegment (40) verstärkt in einem unteren Umfangsbereich zur vermehrten Reflexion der Schallausbreitung nach oben ausgebildet ist.
13. Schallschutzvorrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet,
dass die akustische Impedanz des wenigstens einen zweiten Linersegments (44) einen Wert in einem Bereich von ca. 0,1 *Zo bis ca. 2,5*Zo hat, wobei Zo die Schallkennimpedanz des Mediums innerhalb des Triebwerkseinlaufs (28) ist, wobei vorzugsweise die akustische Impedanz des wenigstens einen ersten Linersegments (42) einen Wert in dem Bereich von ca. 0,8*Zo bis ca. 2,5*Zo beträgt und gegebenenfalls die akustische Impedanz des wenigstens einen dritten Linersegments (40) einen Wert in einem Bereich kleiner als 0,3*Zo hat.
14. Triebwerk (10) für ein Luftfahrzeug mit einem Triebwerkseinlauf (28), dadurch gekennzeichnet, dass der Triebwerkseinlauf (28) mit einer Schallschutzvorrichtung (12) nach einem der voranstehenden Ansprüche versehen ist.
15. Verfahren zur Bereitstellung einer Schallschutzvorrichtung (12) nach einem der Ansprüche 1 bis 13 für ein Triebwerk (10) nach Anspruch 14,
dadurch gekennzeichnet,
dass das wenigstens eine zweite Linersegment (44) für den achsnahen Bereich mit dem wenigstens einen Linersegment (42, 40) für den Umfangsbereich (30) durch Verteilung der akustischen Impedanzen an den Linersegmenten (44, 42, 40) in einem Optimierungsverfahren abgestimmt wird,
a) um akustische Energie von Radialmoden im achsnahen Bereich durch das wenigstens eine zweite Linersegment (44) zu absorbieren,
b) um die modalen Schallfelder derart umzuverteilen, dass vorwiegend Um- fangsmoden mit gegenüber Ausbreitungswinkeln ohne zweites Linersegment steileren Ausbreitungswinkeln entstehen, oder
c) um die Schallabstrahlung in ein Raumsegment Richtung Boden zu verringern,
wobei in dem Optimierungsverfahren die Impedanzverteilung solange verändert wird, bis sich ein globales Minimum für die in a), b) oder c) definierte Zielfunktion ergibt.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20230081167A1 (en) * 2021-09-10 2023-03-16 Hamilton Sundstrand Corporation Interstage electric alternator for micro-turbine alternator applications

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102016123096B4 (de) 2016-11-30 2023-06-22 Airbus Defence and Space GmbH Steuerflächenbauteil für eine Auftriebshilfevorrichtung eines Luftfahrzeugs sowie Herstellungsverfahren hierfür

Citations (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US712485A (en) 1901-10-10 1902-11-04 John H Bickford Valve.
GB1236854A (en) * 1968-09-16 1971-06-23 Gen Electric Improvements in sound suppression of compressors used in gas turbine engines
US3890060A (en) 1974-02-15 1975-06-17 Gen Electric Acoustic duct with asymmetric acoustical treatment
US3937590A (en) 1974-09-03 1976-02-10 General Electric Company Acoustic duct with peripherally segmented acoustic treatment
US3946830A (en) 1974-09-06 1976-03-30 General Electric Company Inlet noise deflector
US4817756A (en) * 1985-08-26 1989-04-04 Aeronautic Development Corp. Ltd. Quiet nacelle system and hush kit
US5782082A (en) * 1996-06-13 1998-07-21 The Boeing Company Aircraft engine acoustic liner
EP1111584A1 (de) 1999-12-24 2001-06-27 Eads Airbus SA Verfahren zur Erzeugung eines schallschluckenden Belages für Schallschutzwände
EP1411225B1 (de) 2002-10-14 2005-03-02 Rolls-Royce Plc Akustischer Einsatz für ein Gasturbinentriebwerk
EP1071608B1 (de) 1998-04-14 2005-10-26 The Boeing Company Biplanar abgeschrägter triebwerksgondeleinlass
EP1621752A2 (de) 2004-07-27 2006-02-01 United Technologies Corporation Schalldämpfung an einer Verbindungsstelle einer Bläsergehäuseankleidung
EP1701016A1 (de) 2005-02-03 2006-09-13 United Technologies Corporation Akustische Auskleidung mit ungleichförmiger Impedanz
DE102007019762A1 (de) 2007-04-25 2008-10-30 Eads Deutschland Gmbh Schallschutzvorrichtung für ein Strahltriebwerk oder eine Turbine
DE102009005163A1 (de) 2009-01-15 2010-07-29 Eads Deutschland Gmbh Schallabsorber für den Strömungskanal einer Gasturbine
EP2251535A2 (de) * 2009-05-05 2010-11-17 Rolls-Royce plc Dämpfungsanordnung

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2853852A (en) * 1956-12-10 1958-09-30 Jr Albert G Bodine Boundary layer control for aerodynamic ducts
US4192336A (en) * 1975-12-29 1980-03-11 The Boeing Company Noise suppression refracting inlet for jet engines
US4240250A (en) * 1977-12-27 1980-12-23 The Boeing Company Noise reducing air inlet for gas turbine engines

Patent Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US712485A (en) 1901-10-10 1902-11-04 John H Bickford Valve.
GB1236854A (en) * 1968-09-16 1971-06-23 Gen Electric Improvements in sound suppression of compressors used in gas turbine engines
US3890060A (en) 1974-02-15 1975-06-17 Gen Electric Acoustic duct with asymmetric acoustical treatment
US3937590A (en) 1974-09-03 1976-02-10 General Electric Company Acoustic duct with peripherally segmented acoustic treatment
US3946830A (en) 1974-09-06 1976-03-30 General Electric Company Inlet noise deflector
US4817756A (en) * 1985-08-26 1989-04-04 Aeronautic Development Corp. Ltd. Quiet nacelle system and hush kit
US5782082A (en) * 1996-06-13 1998-07-21 The Boeing Company Aircraft engine acoustic liner
EP1071608B1 (de) 1998-04-14 2005-10-26 The Boeing Company Biplanar abgeschrägter triebwerksgondeleinlass
EP1111584A1 (de) 1999-12-24 2001-06-27 Eads Airbus SA Verfahren zur Erzeugung eines schallschluckenden Belages für Schallschutzwände
EP1411225B1 (de) 2002-10-14 2005-03-02 Rolls-Royce Plc Akustischer Einsatz für ein Gasturbinentriebwerk
US7124856B2 (en) 2002-10-14 2006-10-24 Rolls-Royce Plc Acoustic liner for gas turbine engine
EP1621752A2 (de) 2004-07-27 2006-02-01 United Technologies Corporation Schalldämpfung an einer Verbindungsstelle einer Bläsergehäuseankleidung
EP1701016A1 (de) 2005-02-03 2006-09-13 United Technologies Corporation Akustische Auskleidung mit ungleichförmiger Impedanz
DE102007019762A1 (de) 2007-04-25 2008-10-30 Eads Deutschland Gmbh Schallschutzvorrichtung für ein Strahltriebwerk oder eine Turbine
DE102009005163A1 (de) 2009-01-15 2010-07-29 Eads Deutschland Gmbh Schallabsorber für den Strömungskanal einer Gasturbine
EP2251535A2 (de) * 2009-05-05 2010-11-17 Rolls-Royce plc Dämpfungsanordnung

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20230081167A1 (en) * 2021-09-10 2023-03-16 Hamilton Sundstrand Corporation Interstage electric alternator for micro-turbine alternator applications
US11920510B2 (en) * 2021-09-10 2024-03-05 Hamilton Sundstrand Corporation Interstage electric alternator for micro-turbine alternator applications

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Publication number Publication date
DE102011056826B4 (de) 2014-06-26
DE102011056826A1 (de) 2013-06-27

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