用于涡轮机的叶片，出口导向叶片的排以及包括这种叶片的涡轮机的制作方法

本发明涉及涡轮机叶片领域，特别是飞行器涡轮机领域。

本发明一般而言涉及一种包括电声源的叶片，该电声源被设计成减少由飞行器涡轮机中的整体叶盘旋转引起的噪音。

在一些优选实施方式中，本发明特别旨在减少由双轴涡轮机中的风扇引起的噪音，并且特别是在由来自这些风扇的尾流和这些风扇下游的出口导向叶片(ogv)之间的相互作用引起的部分负载处的尖峰噪声。这些出口导向叶片受周期性降低速度的气流的影响，这导致施加在这些出口导向叶片上的负载的周期性变化，这种周期性负载变化是上述尖峰噪声的原因。

背景技术：

通过引入被控制的电声源进入位于风扇下游的定子叶片以便产生与上述噪声相相反的声波可以减少由风扇引起的噪声已经被提出。

本说明书末尾列出的文件[1]至[3]显示了该技术的实施方式的不同实施例。

为了节约能源，发明人将自己的目标定为优化这种技术的能效。

技术实现要素：

本发明公开了一种用于涡轮机的叶片，包括形成两个空气动力学表面的主体，即内弧面和外弧面，以及电声源。电声源包括固定在支撑件上的两个膜，所述支撑件固定到主体或形成主体的一部分，以及振动这些膜的装置。支撑件和膜共同界定主体内的第一腔体，使得膜布置在第一腔体的两个相对侧面上。

根据本发明，膜布置在两个空气动力学表面之间。此外，两个空气动力学表面中的第一空气动力学表面包括面向膜中的第一膜布置并且允许声波通过的第一区域。最后，膜和膜振动装置被配置成使得膜以相位相反并且沿相同的发射方向振动，通过向支撑件施加力使得合力近似为零。

一般而言，本发明因此布置了这样的事情，使得响应于膜的振动运动由膜局部施加到支撑件上的力而在支撑件内被抵消，使得这些力没有合力被传递到叶片的其他部分。因此，通过膜振动装置提供给膜的最大部分机械能实际上用于使膜振动，同时可以使叶片主体变形的形式损失的机械能最小化。

根据本发明的其他有利方面，该方法包括单独或以任何技术可能的组合采用的以下特征中的一个或多个：

-两个空气动力学表面中的第二空气动力学表面包括面向膜中的第二膜布置并允许声波通过的第二区域。

-膜中的第二膜以及主体和支撑件中的至少一个共同界定与第一腔体分离的第二腔体，第二腔体通过第一空气动力表面侧面上的至少一个开口打开，以及第二腔体在相对侧面上封闭；

-膜是类似的，并且膜振动装置被配置为使得膜振动的幅度相同；

-膜围绕与发射方向正交的对称平面彼此对称；

-第一腔体围绕对称平面近似对称；

-第一腔体连接到压力平衡管道；

-第一腔体封闭。

本发明还涉及一种用于涡轮机的出口导向叶片的环形排，其包括至少一个上述类型的叶片。

本发明还涉及一种涡轮机，其包括至少一个上述类型的叶片或上述类型的出口导向叶片的环形排。

附图说明

在阅读作为非限制性实施例给出的以下描述并参考附图后，将更好地理解本发明，并且其它细节、优点和特性将变得清楚，其中：

-图1是飞行器的双轴涡轮机的局部示意性轴向截面半视图；

-图2是根据本发明的第一优选实施方式的出口导向叶片的部分示意性截面图，其形成图1中的涡轮机的一部分；

-图3至5是类似于图2的视图，每个视图示出了根据本发明的其他优选实施方式的出口导向叶片。

在所有这些图中，相同的数字标记可以表示相同或相似的元件。

具体实施方式

图1示出了飞行器双轴涡轮机10的一部分，其特别包括：布置在具有涡轮机的核心流20的空间18中的风扇12、低压压缩机14和高压压缩机16；以及出口导向叶片的环形排22，该出口导向叶片的环形排延伸穿过具有涡轮机的旁路流26的空间24，涡轮机的外部由该涡轮机的机舱28界定。

在整个说明书中，轴向方向x是对应于涡轮机转子的旋转轴线的涡轮机的纵向轴线a的方向，径向方向r是在所有点处与轴向方向x正交的方向并且与x方向交叉，切线方向t在所有点上与上述两个方向正交。此外，“上游”和“下游”方向是参照涡轮机中气体的一般流动来定义的。

出口导向叶片的环形排22包括一组叶片，这些叶片中的至少一些结合电声源32。

以本身已知的方式，涡轮机包括控制装置34以控制每个出口导向叶片的电声源32，所述装置被配置为使由一个或优选多个声传感器36测量的量值最小化。

由控制装置34最小化的量值可以是全局声音强度或在预定频带中测量的声音强度，例如在以涡轮机风扇12的旋转频率为中心的频带中。

控制装置34可以例如容纳在机舱28中，并且包括电子单元38，该电子单元38被设计成从声传感器36接收信息并且根据反馈回路的原理使用用于控制每个叶片30的电声源32的算法。

声传感器36有利地集成到机舱28中，例如靠近其上游端，换言之在涡轮机入口管处，以便能够测量由风扇12在上游方向上发出的噪声。作为变型，一些或者所有声传感器36可以布置在涡轮机的辅助喷嘴处(在图1中不可见)，以能够测量由风扇12在下游方向上发出的噪声。

在运行期间，由旋转风扇12的桨叶(blade)产生的尾流与出口导向叶片的环形排22中的叶片之间的相互作用可以是从风扇12的桨叶沿上游和下游方向传播的发射声波w1的源。

控制出口导向叶片的环形排22中的每个叶片30的电声源32以产生声波w2，从而对来自风扇12的声波w1产生相消干涉，从而最小化由声传感器36测量的声音强度。

图2更详细地示出了根据本发明第一实施方式的叶片30的一部分，该叶片30用于形成图1中的涡轮机10的出口导向叶片的环形排22的一部分。图3-5示出本发明其他优选实施方式的叶片30，下面将变得更清楚。

在图2-5中，当叶片30集成到涡轮机10内的出口导向叶片的环形排22中时，轴向x对应于涡轮机10的纵向轴线a的方向。在相同的条件下，方向从叶片30的根部(未示出)朝向叶片的尖端(未示出)，称为叶片的翼展方向ws，与径向方向r一致。

叶片30包括形成两个空气动力学表面的主体40，分别为内弧面42和外弧面44的表面，并且包括上述电声源32。

电声源32包括两个膜46a、46b和膜振动装置48。

膜46a、46b被固定到支撑件50。在图2的实施方式中以及在图4和5的实施方式中，支撑件50由主体40的一部分组成。

作为变体，支撑件50可以是不同于主体40的元件，并且例如通过如图3所示的嵌入安装在主体的开口中。

振动装置48例如由分别施加到两个膜46a、46b的中心区域的两个压电板48a、48b组成，以便形成两个双金属组件。在这样的组件中，压电板的伸长以公知的方式引起膜的变形。在图2-5中，膜46a、46b因此以连续线表示静止构造，并且以不连续线表示附图标记分别为46a1和46b1的延长构型。

膜46a、46b通过其相应的周边固定到支撑件50。

支撑件50和膜46a、46b共同界定主体40内的第一腔体52，使得膜46a、46b布置在第一腔体52的两个相对侧面上。

根据本发明的最一般原理，膜46a、46b布置在两个空气动力学表面42和44之间。

此外，两个空气动力学表面之中的第一空气动力学表面，例如内弧面42包括布置成面向膜中的第一膜46a并允许声波通过的第一区域54。

最后，膜46a、46b和膜振动装置48被配置为使得膜以相位相反并且沿着相同的发射方向e(优选平行于轴向方向x)振动，通过向支撑件50施加力使得fa、fb的合力近似为零。“相位相反”意味着当其中一个膜在一个方向上移动时，例如朝向图的左侧移动时，另一个膜沿另一个方向移动，例如朝向图中的右侧。

后一特征尤其可以通过以下事实实现：膜46a、46b布置在两个空气动力学表面42和44之间，使得膜46a、46b的形状和方向分别不由空气动力学表面42和44的形状施加。

一般而言，本发明因此布置了这样的事情，使得响应于膜的振动运动由膜46a、46b局部施加到支撑件50上的力在支撑件50内被抵消，支撑件50是相对于靠近膜46a、46b的主体40的一部分或者是不同于主体的元件。因此，根据情况，这些力没有合力传递到主体40的剩余部分或整个主体。因此，通过振动装置48输出到膜46a、46b的机械能的最大比例被有效地用于使膜振动，同时以主体40的变形的形式损失的机械能最小化。

为了获得这样的结果，如果膜46a、46b是类似的，并且膜46a、46b的振动装置被配置为使得膜振动的振幅相同则是有利的。

然而，其他配置也是可能的，以使力fa和fb的合力平衡。

例如，其中一个膜可以比另一个膜小，但是具有比另一个膜更大的表面积，使得其质量总体上与另一个膜的质量相同。

作为变型，其中一个膜的质量可以小于另一个膜的质量，但是其振动幅度可以大于另一个膜的振动幅度。

在所有情况下，当其中一个膜(集成在膜的表面上)的质量和加速度的乘积等于另一个膜(也集成在该另一个膜的表面上)的质量和加速度的乘积时，力fa和fb的合力是平衡的。

此外，膜46a、46b优选围绕与发射方向e正交的对称平面p彼此对称，如图2-5所示。

因此，膜46a、46b以相同的发射轴线ea为中心，这也具有最小化力fa和fb的力矩合力的附加优点。因此桨叶的主体40的变形所消耗的机械能的减少是最佳的。

此外，第一腔体52优选地围绕对称平面p近似对称，如图2-5所示。

后者的对称性特征最佳地简化了隔膜46a、46b和支撑件50之间的力路径。

在图2、3和5的实施方式中，第一腔体52连接到压力平衡管道56，压力平衡管道56例如在内弧面42中打开。

压力平衡管道56可平衡第一腔体52中的内部压力与叶片30外部环境中的压力，使得膜46a、46b的变形不受第一腔体52内部的压力干扰。

因此，压力平衡管道56通常可以简化膜振动装置48的控制。

作为变体，第一腔体可以如图4所示封闭。

应该注意的是，第一腔体围绕对称平面“近似对称”的概念意味着第一腔体52围绕对称平面p对称，如果适用，忽略腔体与压力平衡导管56的连接。

在图2-4的实施方式中，两个空气动力学表面中的第二空气动力学表面，例如外弧面44，包括面向膜中的第二膜46b布置并允许声波通过的第二区域58。

因此，由两个膜产生的声波分别通过两个空气动力学表面42和44传播，沿相反方向在叶片外部传播。

另一方面，在图5所示的实施方式中，上述主体44、支撑件50和两个膜中的第二膜46b共同界定与第一腔体52分离的第二腔体60。第二腔体60通过第一空气动力学表面或内弧面42的侧面上的开口62，换句话说，在与第一膜46a相同的一侧打开。此外，第二腔体60在相对侧上，即在外弧面44的一侧上封闭。

因此，代替第二膜46b发出的声波沿着与由第一膜46a发射的波的传播方向相反的方向在叶片外部传播，由第二膜46b发射的声波在第二腔体60内传播以便朝向穿过开口62的第一空气动力学表面或内弧面42反射。由第二膜46b发射的声波然后与由第一膜46a发射的声波建设性地干涉，前提是在开口62和第一膜之间存在适当的相移，以及存在适当尺寸的第二腔体60。这种相移在图5上通过在开口62和第一膜46a之间沿着发射方向e的偏移量d实现。

在这种情况下，第一空气动力表面或内弧面包括位于面向开口62并允许声波通过的第三区域64。第三区域64和第一区域54可以是连续的，如图5所示。

作为变型，并且取决于支撑件50、主体40和第二腔体60的各自的形状，第二腔体可以完全由第二膜46b和主体40界定，或者由第二膜46b和支撑件50完全界定。

此外，第二膜46b的声学效率可以通过在尺寸设计成形成亥姆霍兹谐振器的喉部66的端部形成开口62来优化。

此外，不管电声源32的配置(通过或不通过)，通过适当地设计管道尺寸(sizing)，可以使用在第一腔体52内部发生的压力波动以在压力平衡管道56的出口处产生额外的声源，以使其形成亥姆霍兹谐振器，如图5所示。

在这种情况下，压力平衡管道56可以在距相应的空气动力学表面42一定距离处通过叶片的内壁68打开，在该情况下，后者空气动力学表面42包括面向压力平衡管道56的出口形成的另一个区域70，声波可以通过穿过压力平衡管道56。

在所示的示例中，可选地，内壁68相对于第一膜46a沿着发射方向e具有与上述开口62相同的偏移量d。

在不脱离由所附权利要求限定的本发明的框架之外的其他变型是可能的，特别是图2-5中的实施方式的特征的任何技术上可行的组合。

例如，图5中的非贯通构型的叶片可以不具有压力平衡管道和/或可以设置有与叶片的主体40分离的支撑件。

一般而言，配置成允许声波通过的每个区域例如可以由在叶片的相应空气动力学表面中形成的开口构成，该开口优选地由织物或包含微穿孔的壁覆盖。

参考书目

[1]：zillmannjetal.“通过主动定子风扇噪音的主动控制”，internoise2001：2001年国际大会和噪声控制工程展览会，2001年8月27日(2001-08-27)，第701-706页，xp008139301，海牙；("activecontroloffannoisebyactivestators",internoise2001:the2001internationalcongressandexhibitiononnoisecontrolengineering,august272001(2001-08-27),pages701-706,xp008139301,thehague；)

[2]：genoulaznetal：“降低涡轮扇发动机噪声的主动定子技术的实验验证”，第13届aiaa/ceas空气声学会议，aiaa2007-3688，美国航空航天和宇航学院，2007年5月21日(2007-05-21)，第1-18页，xp008139275，reston，va，isbn：978-1-56347-883-3(genoulaznetal:"experimentalvalidationofanactivestatortechnologyreducingturbofanenginenoise",13^thaiaa/ceasaeroacousticsconference,aiaa2007-3688,americaninstituteofaeronauticsandastronautics,may212007(2007-05-21),pages1-18,xp008139275,reston,vaisbn:978-1-56347-883-3)；

[3]：专利申请fr2968048a1。