专利名称：用于飞行器的发出减少噪音的涡轮发动机的制作方法
技术领域：
本发明涉及用于飞行器的发出减少噪音的涡轮发动机。
背景技术：
我们知道，在安装于飞行器上的双流式涡轮发动机的后部，超声冷流在向所 述涡轮发动机的下游流动时，会与所述涡轮发动机的外部流线型流(Γ ecoulement aerodynamique)接触。由于所述冷流和所述流线型流的速度彼此不同，因此导致所述流 之间的相互进入流体剪切，所述流体剪切会产生噪音，在航空技术中该噪音被称为“射流噪
立”
曰 O此外，由于外部压力和尾喷管出口处压力之间的静压不连续性，所述超声冷流会 产生一系列压缩-膨胀(速度振荡)单元，这些压缩-膨胀单元充当噪音放大器，会产生在 航空技术中称为“振动单元(cellule dechoc)噪音”的噪音，该噪音在英语中称为“shock cell noise，，。为了减弱在双流式涡轮发动机后部发出的噪音，已经有人想到修改冷流尾喷管的 后部。例如，有人已经提出利用“V形尾翼”将所述尾喷管向后延长(例如参见US 4284170 和US 6360528)或者将所述尾喷管的后部成形为“波浪形瓣”(例如参见GB 2160265、 US4786016 和 US6082635)。除了公知尾喷管要求具有确定的特殊构造(这通常会增加成本、质量和尾迹)这 一事实之外，我们还应观察到，虽然通过产生有利于冷流和外部流线型流混合的紊流在减 弱“射流噪音”方面是有效的，但其在减少“振动单元噪音”方面只产生很少的效果。而且，文件EP-1703114描述了一种具有减少噪音的涡轮发动机，在该涡轮发动机 中，多个凸起分布在冷流出口孔的周边上并凸出到该出口孔中，每个所述凸起形成会聚部， 会聚部后面跟随着连接于所述冷流出口孔边缘的发散部。
发明内容
本发明的目的是完善这种凸起以允许不仅减弱“射流噪音”，还减少“振动单元噪
立”
曰 °为此，根据本发明，飞行器所用的双流式涡轮发动机，在其纵轴线周围包括-发动机舱，其具有发动机舱外整流罩并且容纳有产生冷流的鼓风机以及产生热 流的中央发生器；-冷流环形通道，其形成于所述热流中央发生器的周围；-鼓风机外整流罩，其在所述发动机舱外整流罩一侧界定所述冷流环形通道；-冷流出口孔，其形成所述发动机舱后缘的边缘，由朝彼此会聚直至相遇的所述发 动机舱外整流罩和所述鼓风机外整流罩确定；以及-在所述冷流出口孔附近的多个凸起，所述凸起分布于所述鼓风机外整流罩的周 边上，凸出到所述冷流环形通道中，并且为所述冷流形成会聚部，该会聚部后面跟随着连接于所述冷流出口孔的边缘的发散部，所述涡轮发动机的显著之处在于，每个凸起具有形成所述会聚部和所述发散部的 外凸面以及两个相对于所述涡轮发动机为纵向的平坦侧面，所述外凸面和所述侧面赋予所 述凸起至少近似矩形的、平行于所述纵轴线发展的截面得益于本发明，所述冷流的周边，在对应尾喷管的出口处，根据射流在凸起上通过 还是在位于所述凸起之间的纵向通道中通过，而被分成取向和结构相异的不同射流。实际 上，在所述纵向通道中通过的冷流射流具有延长所述鼓风机外整流罩的方向，并且在所述 冷流出口孔的边缘处具有等于尾喷管的标称值的加速度值。相反，在凸起上通过的冷流射 流被引向外部、在所述发散部的延长线上，并且进入涡轮发动机周围的流线型流中。此外， 其在所述冷流出口孔的边缘处，具有远大于所述标称值的加速度，这是因为由所述凸起引 起了更大的膨胀。而且，由于所述平坦侧面的存在，在凸起上通过的冷流射流与穿过所述纵向通道 的冷流射流之间产生了强烈的剪切，这会导致形成有利于外部流线型流与所述冷流之间混 合的涡流。所述平坦侧面的取向例如可以相对于所述涡轮发动机为径向的。因此，根据本发明的所述凸起 -在鼓风机尾喷管出口处的冷流压力场中引发径向不均勻性，也就是说，局部打乱 了所述冷流的结构，这导致在涡轮发动机的后部减小了 “振动单元”的强度，从而减小了速 度振荡的幅度；并且同时，_有利于冷流与涡轮发动机周围的流线型流之间的混合，这导致减少“射流噪音”。因此，根据本发明的凸起允许同时影响紊流(噪音源)和振动单元(其放大该噪
首)O优选地，所述凸起均勻地分布在所述鼓风机外整流罩的周边上。此外，所述凸起的 周边宽度可以等于所述纵向通道的周边宽度。所述凸起可以与所述鼓风机外整流罩一起形成以便成为其组成部分。然而，有利 地，所述凸起为添加并固定于所述鼓风机外整流罩的零件。因此，根据本发明不仅可以完善 建造过程中的涡轮发动机，而且还可完善之前建造的涡轮发动机。
附图中的图将使得很好地理解可以如何实现本发明。在这些图中，相同的附图标 记表示相似的元件。图1以示意性轴向剖面图示出了根据本发明进行了完善的涡轮发动机。图2以放大局部示意图示出了图1中涡轮发动机的冷流尾喷管的后部。图3是沿图1和2中的箭头III观察到的、图2中尾喷管的示意性局部后视图。图4示意性地示出了根据本发明的凸起改善冷流尾喷管出口处气流混合的过程。图5示意性地示出了根据本发明的凸起破坏冷流结构的过程。图6的关系图针对公知发动机和根据本发明进行了完善的同一公知发动机，标示 出所述发动机后部处的压力P随着沿所述发动机轴线的距离d的变化。
具体实施例方式
具有纵轴线L-L并且在图1中示出的双流式涡轮发动机1，包括发动机舱2，其外 部由发动机舱外整流罩3界定。 发动机舱2在前部包括具有前缘5的空气入口 4，在后部包括具有后缘7的空气出 Π 6。在所述发动机舱2的内部，设置有-鼓风机8，其指向空气入口4并且能够产生用于涡轮发动机1的冷流9 ；-中央发生器10，其公知地包括低压和高压压缩机、燃烧室以及低压和高压涡轮， 并且产生所述涡轮发动机1的热流11 ；以及 -冷流环形通道12，其形成在所述中央发生器10周围，在鼓风机内整流罩13与鼓 风机外整流罩14之间。鼓风机外整流罩14形成用于冷流的尾喷管，并且朝着所述发动机舱外整流罩3的 方向、向涡轮发动机1的后部会聚，以便与发动机舱外整流罩3形成所述孔6的边缘7，从而 构成冷流的出口孔。在冷流9的所述出口孔6附近，涡轮发动机1包括多个凸起20 (也参见图2和3)， 它们均勻地分布在鼓风机外整流罩14的周边上。凸起20凸出到冷流环形通道12内并在 它们之间界定纵向通道21。优选地，凸起20是通过任何公知手段(未示出，例如焊接、螺接 等)添加并固定于所述鼓风机外整流罩的零件。每个凸起20具有外凸面22，外凸面22为冷流9形成指向前方的会聚部22C，其后 跟随着指向后方的发散部22D。此外，每个发散部22D的后部连接于孔6的后缘7。如在图2和3中可见的，每个凸起20包括两个平坦的侧面20L，其相对于涡轮发动 机1为纵向的，外凸面22和所述侧面20L赋予每个凸起20至少近似矩形的、平行于所述纵 轴线L-L发展的截面。平坦的侧面20L可为径向的，也就是说，它们的平面通过所述纵轴线L-L。此外，凸 起20的周边宽度/20可等于纵向通道21的周边宽度/21。当装有涡轮发动机1的飞行器(未示出)移动时，流线型流V在发动机舱2的周 围流动，与发动机舱外整流罩3接触(参见图1和4)。而且，如图4所示，在冷流9的周边 处，该流的射流9. 20在凸起20上通过，而所述冷流的其它射流9. 21穿过纵向通道21在所 述凸起之间通过。当然，在后缘孔6的出口处，射流9. 21被引导在鼓风机外整流罩14的延长线上， 而射流9. 20被引导在凸起20的发散部22D的延长线上。因此，射流9. 20比射流9. 21更 快地与流线型流V相交。其结果是，冷流9更好地进入流线型流V中，从而流线型流V与所 述冷流9更好地混合。因此，射流噪音得以减少。而且，如图5所示，冷流9的在会聚部-发散部22C-22D上通过的射流9. 20在后缘 7处具有比在凸起20之间的纵向通道21中通过的射流9. 21大得多的加速度。在图5中， 以平面图示出了被鼓风机外整流罩14这一部分环绕着的凸起20，以及带有剖面线的、冷流 9的等加速度区域(这些等加速度区域来自于实验，加速度越大颜色越深)。由于在孔6的出口处射流9. 20与射流9. 21的加速度不同，因此至少在周边处导 致冷流9的结构被破坏，使得“振动单元噪音”得以减少。
图6示出了该结果在图6中，示出了对装备远程飞机的涡轮发动机进行实验的结果。图6的关系图 标示出涡轮发动机后部处的压力P随着距该后部的距离d的振荡。图6中的实线所绘曲线23对应于根据本发明进行了完善的所述涡轮发动机，所述 完善是通过在其鼓风机外整流罩的出口孔周边上固定36个等距分布的凸起20，使得提供 同样多的、与所述凸起具有相同周边宽度的纵向通道21而实现的，其中每个凸起具有大约 200mm的长度。相反，图6中的虚线所绘曲线24对应于未根据本发明进行完善的同一涡轮发动 机。通过比较曲线23和24，可以观察到，本发明允许将压力振荡的幅度减小大约 20%。
权利要求
一种用于飞行器的双流式涡轮发动机，在其纵轴线(L L)周围包括 发动机舱(2)，其具有发动机舱外整流罩(3)并且容纳有产生冷流(9)的鼓风机(8)以及产生热流(11)的中央发生器(10)； 冷流环形通道(12)，其形成于所述热流中央发生器(10)的周围； 鼓风机外整流罩(14)，其在所述发动机舱外整流罩(3)一侧界定所述冷流环形通道(12)； 冷流出口孔(6)，其形成所述发动机舱(2)后缘的边缘(7)，由朝彼此会聚直至相遇的所述发动机舱外整流罩(3)和所述鼓风机外整流罩(14)确定；以及 在所述冷流出口孔(6)附近的多个凸起(20)，所述凸起分布于所述鼓风机外整流罩(14)的周边上，凸出到所述冷流环形通道(12)中，并且为所述冷流(9)形成会聚部，该会聚部后面跟随着连接于所述冷流出口孔(6)的边缘(7)的发散部，其特征在于，每个凸起(20)具有形成所述会聚部(22C)和所述发散部(22D)的外凸面(22)以及两个相对于所述涡轮发动机为纵向的平坦侧面(20L)，所述外凸面(22)和所述侧面(20L)赋予所述凸起(20)至少近似矩形的、平行于所述纵轴线(L L)发展的截面。
2.如权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述凸起(20)均勻地分布在所述鼓 风机外整流罩(14)的周边上。
3.如权利要求1和2之一所述的涡轮发动机，其特征在于，所述凸起(20)的周边宽度 (120)等于所述纵向通道(21)的周边宽度(121)。
4.如权利要求1至3之一所述的涡轮发动机，其特征在于，所述凸起(20)是添加并固 定于所述鼓风机外整流罩(14)的零件。
全文摘要
根据本发明，在鼓风机通道(12)的出口孔(7)的内周边上，布置有多个具有矩形截面的凸起(20)，这些凸起被纵向通道(21)分开并且具有用于冷流(9)的会聚部(22C)和发散部(22D)。
文档编号F02K1/48GK101970843SQ200880103755
公开日2011年2月9日 申请日期2008年8月4日 优先权日2007年8月17日
发明者A·A·西拉, D·普拉特, F·克罗斯塔, O·佩拉加蒂 申请人:空中巴士营运公司