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    重庆时时彩官方网站tt娱乐: 一种航空发动机进气短舱的声衬装置及航空发动机.pdf

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    一种 航空发动机 气短 装置
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    摘要
    申请专利号:

    CN201210488716.1

    申请日:

    2012.11.27

    公开号:

    CN103835810A

    公开日:

    2014.06.04

    当前法律状态:

    授权

    有效性:

    有权

    法律详情: 专利权人的姓名或者名称、地址的变更IPC(主分类):F02C 7/045变更事项:专利权人变更前:中航商用航空发动机有限责任公司变更后:中国航发商用航空发动机有限责任公司变更事项:地址变更前:201109 上海市闵行区虹梅南路5696号101室变更后:200241 上海市闵行区莲花南路3998号|||授权|||实质审查的生效IPC(主分类):F02C 7/045申请日:20121127|||公开
    IPC分类号: F02C7/045 主分类号: F02C7/045
    申请人: 中航商用航空发动机有限责任公司
    发明人: 邓向阳; 杨中; 郭福水; 闫嘉超; 王恒良
    地址: 201109 上海市闵行区虹梅南路5696号101室
    优先权:
    专利代理机构: 中国国际贸易促进委员会专利商标事务所 11038 代理人: 方亮
    PDF完整版下载: PDF下载
    法律状态
    申请(专利)号:

    CN201210488716.1

    授权公告号:

    |||||||||

    法律状态公告日:

    2017.08.18|||2017.02.08|||2014.07.02|||2014.06.04

    法律状态类型:

    专利权人的姓名或者名称、地址的变更|||授权|||实质审查的生效|||公开

    摘要

    本发明公开了一种航空发动机进气短舱的声衬装置及航空发动机,声衬装置设置在进气短舱的内壁,在声衬装置的内壁上设置多个凸包。本发明的航空发动机进气短舱的声衬装置及发动机,在声衬装置的内部上设置凸包,当进入发动机短舱的气流流经凸包时,气流会在凸包区域加速使得该区域轴向马赫数增加,轴向马赫数增加迫使激波在该区域的驻留时间延长,从而加速激波的衰减,达到降低激波噪音的目的,也可以提高风扇的性能,提升发动机的整体性能。

    权利要求书

    权利要求书
    1.  一种航空发动机进气短舱的声衬装置,在进气短舱的内腔壁上设置所述声衬装置,其中,通过所述声衬装置的气流进入风扇,其特征在于:
    在所述声衬装置的内壁上设置多个凸包。

    2.  如权利要求1所述的声衬装置,其特征在于:
    所述多个凸包沿所述声衬装置的周向均匀或不均匀分布。

    3.  如权利要求2所述的声衬装置,其特征在于
    所述多个凸包都为流线型,并且所述多个凸包的表面都为光滑表面。

    4.  如权利要求3所述的声衬装置,其特征在于:
    所述多个凸包的横轴线(20)与所述风扇(1)的叶片叶尖的弦长方向垂直。

    5.  如权利要求3所述的声衬装置,其特征在于:
    所述多个光滑凸包的高度都相同。

    6.  如权利要求5所述的声衬装置,其特征在于:
    所述多个凸包的最大高度为所述风扇的叶片高度的1%-2%。

    7.  如权利要求6所述的声衬装置,其特征在于:
    所述多个凸包延所述声衬装置轴向的长度都等于所述声衬装置的轴向长度。

    8.  如权利要求7所述的声衬装置,其特征在于:
    所述多个凸包和所述风扇(1)的叶片叶尖前缘的轴向距离大于所述风扇(1)的叶片叶尖处的轴向弦长。

    9.  如权利要求1所述的声衬装置,其特征在于
    在所述多个凸包的每个凸包上都开有多个小孔;
    在所述多个小孔内都填装消声材料。

    10.  一种航空发动机,其特征在于:
    包括如权利要求1至9任意一项所述的航空发动机进气短舱的声衬装置。

    说明书

    说明书一种航空发动机进气短舱的声衬装置及航空发动机
    技术领域
    本发明涉及航空发动机风扇气动噪声技术领域,尤其涉及一种航空发动机进气短舱的声衬装置及航空发动机。
    背景技术
    在涡扇发动机,特别是直接驱动构型的涡扇发动机中,风扇叶尖区域因为相对来流超音而在前缘形成外伸和内伸激波。随着风扇叶片旋转,外伸激波形成的压力波不断向上游传播,形成激波噪声。为满足民用航空对低油耗率的要求,民用航空发动机涵道比的不断加大造成风扇外径加大,这使得风扇激波噪音成为大涵道比涡扇发动机的主要噪音源。
    图1为现有技术中的涡扇发动机的结构示意图,图1中的涡扇发动机为一种直接驱动构型大涵道比涡扇发动机。如图1所示:入口气流方向为a,外界大气首先通过装有声衬装置17的进气短舱16,然后流过大尺寸风扇1,之后分为b和c两部分气流。b部分气流经风扇1出口排出;c部分气流为主流道气流,依次经过增压级2、高压压气机3进行增压,在燃烧室4中燃烧后成为高温、高压燃气,之后在高压涡轮5及低压涡轮6中膨胀做功,从7处排出。发动机旋转轴为15,高压压气机和高压涡轮连接轴8,风扇、增压级和低压涡轮连接轴9。
    图1中大尺寸风扇1的叶尖切线速度远高于其叶根切线速度,因此叶根区域通常工作在亚音区,而叶尖区域工作在超音区。根据空气动力学原理,工作在超音区的风扇叶尖会形成弓形激波,弓形激波由外伸波和内伸波构成,其中外伸波随着风扇叶片旋转形成周向压力波动,如图2所示。该压力波动会向上游传播,形成激波噪音。对大涵道比涡扇发动机而言,激波噪音已成为主要噪声源,对其控制以满足适航噪声要求 是民用航空发动机设计的重要课题。
    目前,降低激波噪音的主要途径有两类:第一类通过风扇全三维气动优化设计,通过控制风扇展向功分布降低叶尖区域气动载荷,从而降低外伸激波的波前马赫数,即从源头上通过削弱激波强度来降低激波噪音,例如将风扇转子设计为叶尖前掠形态;第二类通过在发动机进气短舱加装声衬,利用声衬吸收激波传播过程中形成的压力波动来降低激波噪音。第一类方法受限于风扇转子结构完整性要求,其降低激波噪音的能力有限,因此现有风扇激波降噪技术中普遍采用先进的声衬设计,设计重点集中在声衬的材料和其内部消声结构上,如多自由度声衬,主被动声衬。先进的声衬设计往往存在研制周期长,结构复杂的特点。在上述的设计中都未充分考虑在激波传播中,进气短舱流路的轴向和周向几何尺寸局部变化对削弱激波噪音的潜在能力。
    目前,民用航空涡扇发动机的风扇激波噪音将成为主要噪声源,因此,在利用现有声衬技术降低激波噪音的基础上,进一步寻找结构简单、可靠的降噪方法,满足民用航空领域日趋严格的噪声适航要求,已成为民用航空发动机设计人员面临的重要技术难题。
    发明内容
    有鉴于此,本发明要解决的一个技术问题是提供一种航空发动机进气短舱的声衬装置,在声衬装置的内壁上设置凸包。
    一种航空发动机进气短舱的声衬装置,在进气短舱的内腔壁上设置所述声衬装置,在所述声衬装置的内壁上设置多个凸包;其中,通过所述声衬装置的气流进入风扇。
    根据本发明的声衬装置的一个实施例,进一步的,所述多个凸包沿所述声衬装置的周向均匀分布或不均匀分布。
    根据本发明的声衬装置的一个实施例,进一步的,所述多个凸包都为流线型,并且所述多个凸包的表面都为光滑表面。
    根据本发明的声衬装置的一个实施例,进一步的,所述多个凸包的横轴线与所述风扇的叶片叶尖的弦长方向垂直。
    根据本发明的声衬装置的一个实施例,进一步的,所述多个光滑凸包的高度都相同。
    根据本发明的声衬装置的一个实施例,进一步的,所述多个凸包的最大高度为所述风扇的叶片高度的1%-2%。
    根据本发明的声衬装置的一个实施例,进一步的,所述多个凸包沿所述声衬装置轴向的长度等于所述声衬装置的轴向长度。
    根据本发明的声衬装置的一个实施例,进一步的,所述多个凸包和所述风扇的叶片叶尖前缘的轴向距离大于所述风扇的叶片叶尖处的轴向弦长
    根据本发明的声衬装置的一个实施例,进一步的,所述多个凸包上都开有多个小孔,在所述多个小孔内填装消声材料。
    一种航空发动机,包括如上所述的航空发动机进气短舱的声衬装置。
    本发明航空发动机进气短舱的声衬装置,在声衬装置的内壁上设置凸包,当进入发动机短舱的气流流经凸包时,气流会在凸包区域加速使得该区域轴向马赫数增加,轴向马赫数增加迫使激波在该区域的驻留时间延长,从而加速激波的衰减,达到降低激波噪音的目的。
    附图说明
    为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案,下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单的介绍,显而易见地,下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动性的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图。
    图1为现有技术中的一种涡扇发动机的结构示意图;
    图2为涡扇发动机风扇的外伸激波形成压力波动示意图;
    图3为根据本发明的航空发动机进气短舱的声衬装置的一个实施例的示意图;
    图4为根据本发明的航空发动机进气短舱的声衬装置的另一个实 施例的立体示意图。
    具体实施方式
    下面参照附图对本发明进行更全面的描述,其中说明本发明的示例性实施例。下面将结合本发明实施例中的附图,对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例,而不是全部的实施例?;诒痉⒚髦械氖凳├?,本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明?;さ姆段?。下面结合图和实施例对本发明的技术方案进行多方面的描述。
    根据Morfey和Fisher的激波衰减理论,激波强度衰减与来流的轴向马赫数相关,来流轴向马赫数越高,激波在短舱的驻留时间越长,衰减越快。因此该理论指明可改变进气短舱的流向几何尺寸,通过增加轴向马赫数实现削弱激波噪音。此外,激波噪音主要以周向旋转模态向上游传播,也可改变进气短舱的周向几何形状,通过增加叶尖激波形成的压力波动和短舱声衬的接触面来削弱激波强度。本发明根据风扇叶尖区域激波衰减和传播特点,采用了一种新型进气短舱流路结构。
    图3为根据本发明的航空发动机进气短舱的声衬装置的一个实施例的示意图。如图3所示,航空发动机进气短舱的声衬装置设置在进气短舱的内壁上,在声衬装置17的内壁上设置多个凸包18。通过声衬装置17的气流a进入风扇1。
    通过改变传统短舱流路的轴向和周向几何结构,声衬装置17的内壁上形成多个凸包18来加剧激波在声衬装置17内的衰减,达到降低激波噪音的目的。
    根据本发明的一个实施例,多个凸包18沿声衬装置17的周向均匀分布,也可以为不均匀分布。例如,多个凸包18沿声衬装置17的周向可以为若干段,在每一端中的凸包是均匀分布的,而对于声衬装置17的整个圆周分布来说是不均匀的;或者,多个凸包18在声衬装置17的整个圆周中分布均无规律,呈不均匀分布;或者,多个凸包 18沿声衬装置17整个圆周的周向都呈均匀分布等等。
    当进入发动机短舱的气流流经凸包18时,气流会在凸包区域加速使得该区域轴向马赫数增加。根据Morfey和Fisher的激波衰减理论,轴向马赫数增加迫使激波在该区域的驻留时间延长,从而加速激波的衰减,达到降低激波噪音的目的。
    根据本发明的一个实施例,多个凸包18都为流线型,避免出现流动分离和强尾迹区,并且多个凸包18的表面都为光滑表面。多个光滑凸包18的高度都相同。多个凸包18的最大高度为风扇的叶片高度的1%-2%,以降低其对进口气流的阻力。
    凸包18为流线型设计,流线型是物体的一种外部形状,通常表现为平滑而规则的表面,没有大的起伏和尖锐的棱角。流体在流线型物体表面主要表现为层流,没有或很少有湍流,这保证了物体受到较小的阻力,类似一个导流叶片。
    凸包区域的流动会因为凸包18的导向作用,按一定预旋形式流入风扇1的叶尖前缘。凸包18会产生正预旋气流,即流过凸包18的气流会产生和风扇叶尖旋转方向相同的速度分量,此种设计可以减少风扇叶尖的相对马赫数,从而降低叶尖区域气动负荷,其带来的综合效果是不仅降低了激波噪音,同时也提升了风扇叶尖气动性能。此种设计需考虑凸包和风扇叶尖前缘激波动静干涉产生的噪音,以及凸包引入的压力损失。
    根据本发明的一个实施例,为避免凸包曲率过大形成分离,凸包的宽度和凸包高度比例应小于或等于5。凸包数量应尽量选择为质数,并确保凸包形成的激励源频率和风扇叶片在运行转速范围内的各阶模态自振频率存在10%的共振裕度。
    根据本发明的一个实施例,凸包18上都开有多个小孔,在多个小孔内填装消声材料。例如,在凸包18上的吸声小孔中可填充具有蜂窝结构的铝制材料,类似传统的蜂窝结构声衬设计。
    根据本发明的一个实施例,具备凸包18的声衬装置17流路表面积大于传统短舱流路表面积,表面积增大增加了激波和声衬的接触面,在 凸包上开小孔并在其内部填充吸声材料,可以进一步削弱激波噪音的能量。
    凸包18横轴线20与外伸激波21可存在一定角度或者平行,由设计具体需求确定。
    根据本发明的一个实施例,横轴线角度与风扇叶片设计相关。在风扇叶片设计完成后,凸包横轴线20可近似取为与风扇叶片叶尖弦长方向垂直,即横轴线与风扇叶尖弦长方向约为90度,并可上下浮动10度。
    凸包18和风扇1的叶尖前缘应保证足够的轴向距离d,以减少凸包18可能形成的局部气流畸变对风扇叶尖气动性能的影响,同时减少激波和凸包可能形成的干涉噪声。
    根据本发明的一个实施例,凸包18和风扇1叶尖前缘的轴向距离应该大于一倍风扇叶尖轴向弦长,避免凸包18和风扇叶尖因强动静干涉产生额外噪音。
    图4为根据本发明的航空发动机进气短舱的声衬装置的另一个实施例的立体示意图。如图4所示:凸包18最大宽度以及数量可根据声波在周向传播的主要模态确定。
    凸包18最大轴向长度可小于或等于短舱声衬的轴向长度。在凸包上开小孔22并在其内部填充吸声材料。
    根据本发明的一个实施例,一种航空发动机,包括上述的航空发动机进气短舱的声衬装置。
    本发明的航空发动机进气短舱的声衬装置,具有周向均匀或不均匀分布的凸包,相对传统的短舱流路设计,充分利用了风扇激波的传播特点进行降噪设计。
    对于民用大涵道比涡扇发动机,利用风扇激波传播特点,通过沿周向布置均匀或非均匀分布、具有流线型的凸包来削弱激波噪音。相对传统短舱流路,此种方法结构简单、可靠。结合先进的声衬技术,此种短舱流路结构可有效降低激波噪音,满足民航噪声适航要求。
    本发明的航空发动机进气短舱的声衬装置同时适用于在研和在役 的民用涡扇发动机风扇激波降噪。在削弱风扇激波噪音的同时,也可带来风扇性能一定程度的提高,进而提升发动机的整体性能。
    本发明的描述是为了示例和描述起见而给出的,而并不是无遗漏的或者将本发明限于所公开的形式。很多修改和变化对于本领域的普通技术人员而言是显然的。选择和描述实施例是为了更好说明本发明的原理和实际应用,并且使本领域的普通技术人员能够理解本发明从而设计适于特定用途的带有各种修改的各种实施例。

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