多风扇旋转体式飞机发动机产生相消声学干涉的主动系统的制作方法

本发明涉及用于航空器推进单元的涡轮发动机领域。

背景技术：

在以下所有内容中，特别关注具有多个风扇旋转体的结构的“多风扇”型双流式涡轮喷气发动机。这种采用分布式推进原理的结构在附图1中示出。设计有多风扇结构并具有旋转轴线a的涡轮喷气发动机1是一种双旋转体涡轮喷气发动机，其设置有包括hp压缩机5和hp涡轮6的hp(高压)旋转体、包括bp压缩机7和bp涡轮8的bp(低压)旋转体和燃烧室3。

涡轮8不只是驱动单个风扇转子，而是驱动两个不同的风扇转子2a和2b，这两个风扇转子的轴线平行于轴线a并且具有两个分开的下游非同轴管道。转子2a和2b通过传动系统4连接到bp旋转体。转子2a和2b的前表面基本上包含在垂直于轴线a的同一平面(如图1中的平面p所示)中。

这种类型的结构的优点是通过绕开与单个风扇旋转体的直径增加相关的技术和操作限制(例如风扇叶片末端速度，或离地间隙)而允许增加涡轮喷气发动机的旁通比(bpr)并因此提高其热力学效率。

然而，对于这种发动机，存在有降低涡轮喷气发动机的空气动力学元件在其操作期间产生的噪声(可称为“发动机噪声”)的问题。特别地，由风扇和出口导向叶片(ogv)组成的组件对发动机噪声有很大贡献。发动机噪声在这些元件的上游和下游传播。需要寻求解决方案以减弱由这些元件产生的压力波动，而不会对系统的机械体积、质量或能量消耗产生相当大的影响。

一种众所周知的解决方案包括在涡轮喷气发动机的舱体内部安装抗噪声“蜂窝”面板，其中穿孔金属板将结构内部与空气流分开。然而，取决于所使用的面板的设计，这种处理的有效性仅对于相对有限的频率范围是最佳的。

处理表面越来越受舱体尺寸的限制，还提出利用风扇旋转体下游的声波之间的相消干涉现象。

在附图2中示意性地示出的这种干涉现象发生在从不同源发出的两个信号在一点处叠加时。在两个信号具有相同形状和振幅的情况下，其中一个信号与第二信号的相位相反，如图2所示的信号t0和t1，可以在合成信号t2中获得噪声的消除。然后由一个波产生的压缩通过与第二个波相关的膨胀来补偿。在两个波不完全相位相反的情况下，仍然可以得到具有低得多的振幅的合成声波，从而衰减系统产生的噪声。

为了降低发动机风扇的噪声，申请人名下的专利申请fr2998267提出了一种灵感来自已知的hq管或herschel-quincke管(空心弯曲管，其在声波流通的管道中构成了空气流的平行偏差)的概念的装置。hq管可以设置在其表面上配备有蜂窝面板的涡轮喷气发动机的空气管道中并且穿过蜂窝面板的厚度以在其两个端部处通入到管道的内部。因此，压力波动声信号在管道中被提取并且以设计成衰减由该声信号产生的噪声的移相在另一点处被重新注入。重新注入的信号与其叠加至的非移相信号实现相消干涉。

特别地，由于声信号没有在提取位置重新注入的事实，因此不能保证足够的相似性以通过相消干涉获得显著的衰减。

另一方面，所获得的移相取决于hq管的尺寸，这使得能够根据风扇旋转体的速度调整管的长度。因此，这种被动控制系统仅对发动机的单个操作点具有最佳效果。

申请人名下的专利申请fr2968048就其本身而言提出了一种主动发动机噪声控制装置。该控制被称为是“主动”的，因为在该装置中，噪声的消除源于对位于产生飞机噪声的部件附近的附加噪声源进行控制。在该文献中，主动噪声源由位于ogv上的小尺寸压电致动器直接在空气动力学表面形成。这些静电源产生优选地偶极子的声音信号，以便尽可能与风扇产生的噪声相似，该技术也基于相消干涉原理。

然而，在标准涡轮喷气发动机中的集成限制内，风扇噪声的功率水平是不可达到的。因此，难以获得显著的声音衰减。此外，装置相当大的质量防止将其安装在所有ogv上。最后，这种额外的噪声源难以与风扇旋转体产生的噪声精细同步而产生相消声学干涉。

因此，现有技术没有结合衰减噪声的有效性、风扇旋转体速度的适应性和空间的有限使用提供令人满意的解决方案来降低由具有多风扇结构的发动机内的空气流产生的噪声。

技术实现要素：

根据第一方面，本发明涉及一种航空器的推进单元，该推进单元包括第一风扇旋转体、第二风扇旋转体，在第一风扇旋转体下游延伸的第一空气通道管道和在第二风扇旋转体下游延伸的第二空气通道管道，该推进单元包括：

设置在第一风扇旋转体下游的第一管道上的控制环，控制环的环形的内壁延伸到所述管道的内部空间中，控制环的控制单元被构造成改变所述内壁的形状并在所述环处改变所述管道中的空气通道横截面，

用于获取由在风扇旋转体下游传播的声波产生的声信号的装置，

用于处理所述声信号的装置，该装置被构造成测量所述声信号之间的移相并根据该移相对控制环进行控制。

在本发明中，具有多个风扇旋转体结构的航空器推进单元配备有用于由空气流产生的发动机噪声的主动控制系统，该控制系统包括控制环，控制环的一个内壁具有可变的横截面。该控制系统产生非常小的附加体积。它利用多个风扇旋转体的同步操作实现这些风扇下游的声波之间的相消声学干涉。例如，对于包括两个风扇旋转体的发动机，其中一个风扇转子用作用于衰减由另一个风扇转子的空气流产生的声波的反噪声。

管道在每个风扇旋转体的下游延伸，其中由空气流产生的声波可以在所述风扇旋转体操作时传播。声波在这种管道中的传播可以解释为在管道的圆周上旋转的声学波瓣。由此产生的发动机噪声可以分解成宽带噪声和线路噪声，并且可以向上游或下游传播。通过作用于相应声学模式的移相，本发明可以作用于在风扇旋转体下游辐射的线路噪声。

管道中的空气的通道横截面在控制环处的局部变化允许空气的流动速度局部地变化。通过在第一管道中的流动和第二管道中的流动之间产生速度差，可以控制在两个所述管道中流通的声波之间的移相，并且产生相消声学干涉。

有利地但非限制性地，前面公开的推进单元可具有以下附加特征：

-控制环的控制单元适于使得环处的空气通道横截面的改变产生风扇旋转体下游的声波之间的相消干涉；

-用于获取声波的装置由多个传声器形成，所述多个传声器包括沿管道的纵向延伸方向至少在两个不同的轴向位置处设置在风扇旋转体下游的至少两个传声器；

-所述多个传声器包括设置在风扇旋转体下游的每个管道的内壁上的传声器和/或沿着管道之间的接合部下游的汇合喷嘴的内壁设置的传声器；

-第一管道和第二管道在第一风扇旋转体和第二风扇旋转体的下游通向接合部处的汇合喷嘴，所述多个传声器在管道的接合部之后沿着喷嘴的内壁设置；

-风扇旋转体下游的所有管道都配有控制环以调节移相；

-用于处理声信号的装置被构造为根据风扇旋转体的旋转频率计算每个声信号的声谱，并且对所获得的声谱进行比较以测量声信号之间的移相；

-控制环由具有可变半径的柔性壁的壳体形成，壳体的内腔连接到具有可变流量的压力源，相应的空气通道横截面由所述流量控制；

-控制环由具有可变半径的柔性壁的壳体和温度源形成，温度源能够使环的内腔内的温度变化，从而使相应的空气通道横截面因热膨胀而变化；

-控制环包括在相应管道的周边的机械部件，该环被构造为允许通过步进马达调节环的半径，以使相应的空气通道横截面变化；

-风扇旋转体下游的空气通道管道在接合部处通向汇合喷嘴，所述喷嘴能够具有圆形或椭圆形的出口横截面并且具有旋转对称轴线。

最后，非常有利地且非限制性地，每个风扇旋转体包括一组风扇转子叶片，其中每个叶片与其相继叶片相距预定叶片角度，所有风扇旋转体的预定叶片角度都相同，

并且两个风扇旋转体的至少两组风扇转子叶片被调节成在整个发动机操作范围内以最佳叶片移相角度彼此移相，

所述最佳叶片移相角度的测量值被确定成产生风扇旋转体下游的声波之间的相消干涉。

根据该变型的航空器推进单元被构造为实现噪声的被动控制。

借助于控制环对风扇下游的一个或多个管道内的空气通道横截面的变化的控制被构造成相对于最佳的移相(与在风扇叶片组之间构造的初始偏移相对应)校正声波之间的移相的变化。

根据该最后变型的推进单元可选地具有用于处理声信号的装置，该装置被构造为对控制环的腔的容积变化进行控制，以相对于最佳叶片移相角度校正声波之间的移相的变化。

附图说明

本发明的其他特征、目的和优点将从以下描述中变得显而易见，该描述纯粹是说明性的而非限制性的，并且必须参考以下附图来阅读，在附图中：

图1示意性地示出了具有多个风扇旋转体的结构的“多风扇”型双流式涡轮喷气发动机；

图2示出了风扇旋转体下游的声波之间的相消干涉现象；

图3示意性地示出了根据第一实施例的多风扇发动机的风扇旋转体下游的管道，其包括控制风扇旋转体下游的声波之间的移相的主动系统；

图4是具有多风扇结构的涡轮喷气发动机的两个风扇旋转体的前视图，与图3类似，其中风扇叶片实现声波之间的移相的被动控制；

图5是例如在图3和6所示的任何一个实施例中可用于主动抗噪声控制系统内的控制环的示意图；以及

图6示意性地示出了根据第二实施例的多风扇发动机的风扇旋转体下游的管道，其包括控制风扇旋转体下游的声波之间的移相的主动系统。

具体实施方式

在下面的所有内容中，考虑具有多风扇型结构的双旋转体式航空器发动机，该发动机配备有用于由风扇旋转体产生的飞机噪声的主动控制装置，这将在下文中描述。该发动机为双流型，包括由风扇旋转体加速的次级冷流和在燃烧室中燃烧的主热流。

该发动机1具有两个风扇旋转体2a和2b，这两个风扇旋转体通过同一传动系统连接到轴的低压旋转体。然而，下文将描述的噪声控制装置也可以与包括两个以上的风扇旋转体的发动机一起使用，只要所述旋转体下游的空气流可以组合并且可以实现相消干涉以衰减噪声即可。

图3示意性地示出了根据第一实施例的配备有用于控制发动机噪声的主动装置的双风扇旋转体式发动机。

在该第一系统中，两个风扇体2a和2b是不同的但具有基本相同的设计，并且每个风扇旋转体2a和2b分别通向管道(或下游喷射器)10a和10b。两个管道10a和10b本身不通向共同的喷嘴，而是直接通向外界空气或外部。两个管道在安装噪声控制装置之前可以在其长度上具有恒定的横截面，或具有会聚或发散的可变截面。

优选地，但不一定是为了实现将在下文中描述的控制装置，寻求在两个风扇旋转体2a和2b的各组风扇之间产生预定的最佳移相da，以便在两个风扇的出口处获得两个相位相反的声信号。

图4示意性地示出了图3中所示的发动机的风扇叶片的期望构造。两个风扇转子2a和2b在沿着图1的平面p的前视图中示出。因此风扇2a和2b的设计允许实现被动噪声控制系统，该系统对将在下文描述的主动控制系统进行补充，主动控制系统基于使用可变横截面的控制环。

然而，主动控制系统和被动控制系统可以在具有多风扇结构的发动机中彼此独立地部署。当两种控制模式结合使用时，实现了飞机噪声衰减方面的最佳构造。

回到图4，第一风扇转子2a设置有一组叶片，其中两个相继的叶片在图中表示为30a和31a。同样，与风扇转子2a具有相同设计的第二风扇转子2b具有包括两个相继叶片30b和31b的相同叶片组。

存在于叶片30a和31a之间的角度a与存在于叶片30b和31b之间的角度a'的测量值相同，从而风扇2a和2b具有相同的设计。在两个风扇2a和2b中标记垂线v。第二组叶片相对于第一组叶片以最佳移相角da移相。

这里示出的两组叶片之间的最佳移相角da的测量尤其取决于预期发动机速度，并且可以基于不同速度下的发动机测试来获知。可以用列线图(nomogram)来获得预期发动机速度和最佳移相角的测量之间的关系。然后，可以通过在组装到涡轮喷气发动机中时将风扇叶片恰当地分度来完成所需的移相。

关于图3，主动噪声控制装置包括控制环20和一组传声器41a、41a'、41b、41b'，控制环20设置在风扇旋转体2a下游的管道10a的内壁上，传声器捕获在管道10a和10b中通过的声波。应该注意，主动控制系统可以包括每个管道中更多的传声器，或者可能包括单个传声器。所述传声器形成用于获取声信号的装置。

在图3中另外示出的是用于处理由传声器41a、41a'、41b、41b'获取的声信号的装置42，其被构造为测量移相d并且根据移相d对控制环20进行控制。图3中仅示出了装置42与传声器41b'的连接；然而，装置42包括与每个传声器的连接装置。

控制环20、传声器41a至41b'以及可以根据任何合适的协议与环20的元件和传声器41a至41b'通信的处理装置42(例如处理器)之间的相互作用确保了根据下文描述的模态对控制环20进行控制，以使控制环的周边变化，从而改变空气流通过的自由表面或空气通道横截面。

在下面的所有内容中，当考虑管道或喷嘴中的空气(或声波)通道在控制环处的横截面时，指的是管道内部空间或喷嘴内部空间在管道或喷嘴的截面(以局部地垂直于管道或喷嘴的轴线的截面平面的方式获得)上的最小表面积。

此外，风扇旋转体2a和2b是相同的，管道10a和10b是相同的，并且风扇旋转体2a和2b在这里被控制以在发动机1的整个操作期间保持相同的速度，由风扇产生的气流，特别是由风扇转子叶片的运动产生的气流，允许声波t0和t1分别在管道10a和10b内传播，理论上声波t0和t1具有相同的振幅和频率。声波t0和t1在此示意性地示出为正弦波。

通过风扇2a下游的波的通道横截面的局部减小，控制环的作用允许波t0的传播的局部改变，而风扇2b下游的波t1的传播不受影响。这导致波t0相对于波t1的移相。此外，由于这两个声波在理论上具有相同的振幅和相同的频率，因此可以很好地选择移相以实现两个波之间的相消声学干涉，这符合图2所示的原理。

图5示出了根据一个实施例的控制环20的细节，其基于环的内部容积内的压力变化。在该实施例中，环20由具有可变半径的柔性壁的壳体形成，从而具有基本上为环形的内腔21。位于壳体的可移动的壁之间的该腔21提供了例如是圆形的中心通道22，所述中心通道22的表面区域对应于空气通道横截面s。因此，横截面s构成了用于风扇旋转体2a下游的空气流的通道空间。

根据壳体的内壁200的位置，空气通道横截面s是可变的。该环形壁在管道10a的内部空间中延伸，因此暴露于风扇2a下游的空气通道。例如，控制环20可以安装在管道10a的内部，使得壳体的外壁与管道10a的内壁接触，并且内壁200处于外界空气中。

此外，环20的腔21与可变流量压力源24流体连通。该压力源24由处理装置电子地控制。根据如此控制的壳体内部的压力，内壁可以改变其形状。在图5中，如果壳体中和管道10a的内部空间中的压力基本相等，则壁200处于静止位置200(a)，如果源24施加的压力相对于静止位置的压力减小，则壁200处于位置200(b)，并且如果源24施加的压力相对于静止位置的压力增大，则壁200处于位置200(c)。控制压力源24的处理装置还与传声器41a、41a'、41b、41b'通信。

所述处理装置处理由传声器实时获取的声信号。根据风扇旋转体的旋转频率计算每个声信号的声谱。获得的声谱揭示了在风扇旋转体2a和2b下游的空气流传播(具有一定的移相)的声学模式。理论上，如果风扇旋转体2a和2b在整个发动机速度范围内完全同步并且通过最佳移相da精确地移相，并且如果发动机元件的所有几何形状在两个管道之间相同，则在波t0和t1的重新组合期间不应存在任何移相。但是，声谱的对比实际上可以突出显示相对于最佳移相da的偏差，该偏差需要重新调整。

根据测量的移相，处理装置计算在风扇旋转体2a下游产生声波的移相所需的横截面s的变化(或与进行该计算的单独实体通信)，使得风扇2a和2b下游的声波t0和t1的重新组合给出最佳可能的用于降低飞机噪声的相消干涉。如果管道10a和10b的几何形状彼此完全相同，并且如果风扇旋转体2a和2b永久保持在相同的速度并且通过最佳移相da精确地移相，将获得的系统状态于是被接近。通过接近声信号t0和t1之间的精确相位相反，可以创建特别有效的降噪系统，从而局部消除声信号。

为了使需要补偿的所测得的移相(相对于最佳移相da的差异)与横截面s的必要变化相关联，期望具有波t0的传播模型。从不同速度下的发动机测试获得的列线图可以根据热力学参数、发动机速度参数或可能影响风扇旋转体下游的声波的传播的其他参数使所需的移相与管道中的空气通道横截面的变化相关联。作为替代方案，可以对管道中的空气通道横截面进行主动闭环控制。在知道了为了重新调整波t0和t1的相互移相所需的横截面的变化的情况下，很容易确定控制环20的壳体中包含的容积所需的压力变化，从而使壁200变形以获得所需的横截面s。

这里，容纳在内部空间21中的空气的入口和出口配备有阀(图4中未示出)，阀能够控制环20内部的压力。此外，压力源可以直接来自已经在发动机结构中提供的空气出口或者来自与发动机操作不相关的压力源。该压力源可以根据本领域技术人员已知的所有模式来实现，这些模式与具有多风扇结构的发动机兼容并且可以对应于体积约束。

优选地，对于以内部容积的压力变化操作的控制环，适当的是注意不要由于内部容积内施加的过大压力而引起风扇转子叶片的分离。可以在控制环的空气流通处提供过压襟翼以避免这种现象。

替代性地，不是使得由控制环提供的空气通道横截面基于压力的变化，而是可以改变环的内部空间内的温度，以使所述横截面由于热膨胀而变化。

还可以考虑在环20的内部空间中(例如在环的内壁200周围)嵌入具有可变半径圆形形状的机械部件，该机械部件通过步进马达的动作机械地控制。在这种情况下，空气通道横截面的控制是机械和直接的。

图6示意性地示出了根据第二实施例的配备有主动飞机噪声控制装置的两个风扇旋转体式多风扇结构发动机。

这里，如第一实施例中那样，风扇旋转体2a和2b具有基本相同的设计，并且每个风扇旋转体2a和2b分别通向管道(或下游喷射器)10a和10b。两个管道10a和10b在管道10a和10b之间的接合部12处通向共同的喷嘴11。如在第一实施例中那样，控制环20在这里位于两个风扇中的一个下游的两个管道中的一个上。在图6中，在风扇2a下游的管道10a配备有控制环20。

该第二实施例的主动噪声控制装置包括一组传声器40a、40a'、40b、40b'，这些传声器设置在喷嘴11的内壁上，因此在管道10a和10b重新组合之后。传声器设置在接合部12的下游。因此，这里由在两个风扇旋转体下游传播的信号t0和t1重新组合的声信号t2的声谱被直接测量。在该第二实施例和图3的第一实施例中，控制环20的操作和取决于所获取的声信号的空气通道横截面的控制是相同的。

尽管在前面描述的两个实施例中，实施了单个控制环20，但由于在移相的原点处的声波的传播差异可以分布在下游管道之间，因此可以使多个下游管道配备有控制环，直到每个管道配备有一个环。如有必要，还可以考虑在单个管道上串联安装多个控制环。对于具有的风扇旋转体的数量严格大于2的多风扇结构的发动机，可以通过设置在单个风扇旋转体的下游管道上的单个控制环，或替代性地通过多个控制环直到每个管道配备有一个环而实现主动噪声控制。