带有通道的声学优化排放管线网格
1.本发明涉及飞行器的推进系统的噪音的领域，并且更具体的是在飞行器的推进系统上使用的排放阀的噪音。
背景技术：
2.在大多数构造中，诸如涡轮风扇、涡轮螺旋桨或者开放式旋翼(open rotors)的飞行器推进系统是由类似于涡轮喷气发动机组成的，在图1中示出了其在涡轮喷气发动机的纵向平面中的截面图。
3.涡轮喷气发动机1包括机舱2、中间机壳3和内部机壳4。机舱2和两个机壳3和4是同轴的，并且限定涡轮喷气发动机的轴向方向d
at
，以及涡轮喷气发动机的径向方向d
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。机舱2在第一端处限定用于流体流动的入口通道5，并且在与第一端相对的第二端处限定用于流体流动的排放通道6。中间机壳3和内部机壳4之间界定用于流体流动的主流动路径7。机舱2和中间机壳3之间界定用于流体流动的副流动路径8。主流动路径7和副流动路径8在涡轮喷气发动机的轴向方向d
at
上设置在入口通道5和排放通道6之间。
4.涡轮喷气发动机1进一步包括风扇9，该风扇构造成将空气流f作为流体流递送，空气流f在该风扇的出口处分为在主流动路径7中循环的主流fp和在副流动路径8中循环的副流fs。
5.副流动路径8包括一圈整流器10，并且主流动路径7包括低压压缩级11、高压压缩级12、燃烧室13、高压涡轮14和低压涡轮15。
6.飞行器的推进系统通常包括排放阀16，例如被称为“可变放气阀(vbv)”、“瞬时放气阀(tbv)”或“处理放气阀(hbv)”的阀。这些阀16具有调整涡轮喷气发动机2的运行的功能，通过调节高压压缩机12的进口和/或出口处的气流，以在微弱状态(weak regime)下或者在加速或减速阶段期间增加喘振裕度。因此抽取的气流经过导管17排空，随后重新引入到输送副流fs的副流动路径8中，或者在主流fp的更下游，这取决于所用的策略。
7.在如图1所示的在输送主流fp的主流动路径7的下游重新引入气流的情况下(用于调节瞬时状态的常见情况)，系统的常见优化实践包括通过多孔栅格或隔膜对导管部分阻挡。这种优化的优势是产生压降，在可控的质量和尺寸约束内允许流动的热力学调节以适应它将被重新引入其中的流体介质。栅格定位在导管中的情况被称为导管构造。
8.在图2中所示的情况下，其中气流重新引入到输送副流fs的副流动路径8中，或者在气流重新引入到环境介质中的情况下(调节微弱状态的常见情况)，排放系统的导管17更短并且常规地没有隔膜。在这种情况下，通常的实践是在该导管17的下游端部处定位栅格，从而减少由气体高速喷射产生的气体-声学现象。栅格定位在导管的端部处的情况被称为自由构造。
9.在图1和图2所示的两种情况下，由于穿孔格栅与穿过其中的流动之间的相互作用，产生了显著的声辐射。在过渡状态期间和在微弱状态下，这种噪声在有效感知噪声的分贝范围内可以达到高水平，已知缩写为epndb，对飞行器噪声有贡献。
10.已知一种具有文丘里形孔口的栅格。使用这种形状的栅格孔口的目的是在颈部处启动流动(颈部处的马赫数＝1)，并且避免在栅格下游形成不受控制的冲击。在这种情况下，提出的穿孔构造在栅格的上游表面处在通路部段中(与导管相关联的通路部段和栅格中的入口处的通路部段之间的过渡部)系统地产生断裂部。
11.此外，文献wo 2015/110748描述了一种用于重新引入采样负荷的策略，以及使用微孔隔膜使与该隔膜下游产生的超音速现象相关联的声学惩罚最小化。
12.排放阀栅格也已知具有平行和水平的通道、也就是说沿流动方向延伸的通道，以避免与由非多孔部分提供的偏离相联结的死区。
技术实现要素：
13.本发明旨在提出一种改进的栅格，允许由这种类型的排放系统产生的空气-声学现象的强度最小化。
14.在本发明的一个目的中，提供了一种意图安装在飞行器的涡轮发动机的排放阀的导管内部或者出口处的排放栅格，该排放栅格包括穿孔板，穿孔板包括：上游面，上游面意图接收燃气流；下游面，下游面与上游面相对并且意图递送在上游面上接收的燃气流；以及孔口，孔口从上游面到下游面穿过穿孔板并且意图输送意图穿过穿孔板的燃气流。
15.根据本发明的通常特征，对于穿孔板的每个孔口，排放栅格进一步包括管状通道，管状通道与相关联的孔口同轴，并且在与穿孔板所延伸的平面正交的方向上从穿孔板的下游面延伸。
16.安装在穿孔板的下游面上的通道允许限制来自排放栅格的穿孔板的每个孔口的不同射流之间的相互作用。每条射流因此在其通道内独立于其它射流发展。
17.根据排放栅格的第一方面，通道可以形成蜂窝状结构。
18.这种几何蜂窝结构提供设计上的简单性，以及由蜂窝结构的每个通道形成的每个声学单元的混合表面的优化。
19.根据排放栅格的第二方面，该通道可以包括在平行于穿孔板的下游面的平面内限定的通路部段，通道的通路部段在部段的平面中具有介于孔口特征直径的一倍和五倍之间的最大长度。
20.在穿孔板的孔口是圆形孔的情况下，特征直径对应于每个孔口的直径。
21.在穿孔板的孔口不是圆形、但是具有均匀的形状和分布的情况下，特征直径对应于与孔口的表面等效的圆形截面的直径。
22.在穿孔板的孔口既不是圆形也不是等效形状、但还是均匀分布的情况下，特征直径对应于与每个孔口的表面等效的部段的直径的平均值。
23.通道截面太小、即小于特征直径将意味着来自穿孔板的每个孔口的隔绝射流的低耗散。相反，带有过大的、即大于五倍的特征直径的截面的通道将无法优化发动机集成中的整体尺寸。
24.根据排放栅格的第三方面，通道的通路部段优选地在部段的平面上具有等于孔口的特征直径的两倍的最大长度。
25.这个尺寸具有最佳值，允许隔绝的射流发展和发散，同时限制通道的阻挡。
26.根据排放栅格的第四方面，通道可以在与穿孔板所延伸的平面正交的方向上延
伸，其长度为孔口特征直径的一倍到一百倍之间。
27.这种长度的通道允许限制射流的相互作用，同时允许与每个孔口关联的每个射流的能量的发散。最佳长度取决于流速，并且因此取决于空气动力学工作点。以上限定的长度范围允许覆盖以飞行器推进为目的的涡轮机的排放阀的操作范围。
28.根据排放栅格的第五方面，通道可以都是筒形的、直的，并且都具有相同的长度。
29.此外，这些通道可以是非线形通道，在不同于与穿孔板所延伸的平面正交的方向上引导该流。
30.在本发明的另一个目的中，提供一种用于飞行器涡轮喷气发动机的排放阀，排放阀包括意图输送燃气流的导管，以及如上限定的至少一个排放栅格，并且至少一个排放栅格安装在导管的内部或导管的出口上。
31.根据排放阀的第一方面，排放栅格可以安装在导管内部。
32.根据排放阀的第二方面，排放栅格可以安装在导管的出口处。
33.在本发明的另一个目的中，提供了一种涡轮喷气发动机，该涡轮喷气发动机包括机舱、同轴的中间机壳和内部机壳，以及如上限定的排放阀，中间机壳和内部机壳之间界定用于流体流动的主流动路径，机舱和中间机壳之间界定用于流体流动的副流动路径，并且排放阀安装在主流动路径和副流动路径之间并且构造成在主流动路径中抽取空气的一部分并将其递送到副流动路径中。
34.在本发明的另一个目的中，提供了一种涡轮喷气发动机，该涡轮喷气发动机包括机舱、同轴的中间机壳和内部机壳，以及如上限定的排放阀，中间机壳和内部机壳之间界定用于流体流动的主流动路径，在主流动路径中安装燃烧室，机舱和中间机壳之间界定用于流体流动的副流动路径，并且排放阀构造成在燃烧室上游的主流动路径中抽取空气的一部分并将其递送到燃烧室下游的主流动路径中。
附图说明
35.[图1]已经描述的图1示出了根据现有技术的涡轮喷气发动机在纵向平面中的截面图，其中排放阀带有进入到主流中的重新喷射。
[0036]
[图2]已经描述的图2示出了根据现有技术的涡轮喷气发动机在纵向平面中的截面图，其中排放阀带有进入到主流中的重新喷射。
[0037]
[图3a]图3a示意性地示出了根据本发明的第一实施例的排放阀的截面图，其中栅格设置在导管内部。
[0038]
[图3b]图3b示意性地示出了根据本发明的第一实施例的排放阀的截面图，其中排放阀的栅格安装在导管的出口处。
[0039]
[图4]图4示意性地示出了根据第二实施例的排放阀的栅格的截面图，其中该栅格设置在导管内部。
[0040]
[图5]图5示意性地示出了根据第三实施例的排放阀的栅格的一部分的截面图，其中该栅格设置在导管内部。
[0041]
[图6]图6示意性地示出了根据第四实施例的排放阀的栅格的一部分的截面图，其中该栅格设置在导管内部。
具体实施方式
[0042]
图3a和3b示意性地说明了根据本发明第一实施例的排放阀的两个截面图，排放阀带有分别设置在排放阀的导管的内部和导管的出口处的栅格。
[0043]
用于飞行器涡轮喷气发动机的排放阀20包括意图输送燃气流f的导管21和栅格22。栅格22包括穿孔有许多孔口230的板23和通道26。
[0044]
燃气流f穿过其中的穿孔板23包括：第一面24或上游面，第一面24面向燃气流f即接收燃气流f；以及第二面25或下游面，流f在经由孔口230穿过穿孔板23后，经过第二面25逸出。第二面25与第一面24相对，并且与之平行。孔口230因此从上游面24到下游面25穿过板23。
[0045]
栅格22包括用于板23的每个孔口230的通道26。每个通道26从板23的下游面25延伸，与和板23相关联的孔口同轴。
[0046]
在图3a和3b所示的第一实施例中，每个通道26形成带有任何底部、并且优选地是圆形或六角形的底部的中空筒体，其生成物在与穿孔板23延伸的平面正交的方向上延伸。换句话说，通道26形成相同长度l的线形中空筒体。而在筒体是六边形底部的情况下，它们一起形成蜂窝状结构。
[0047]
通道26因此允许来自孔口230的射流的发展，同时尽可能地延迟各种射流之间的相互作用。
[0048]
栅格22具有外周边，其形状对应于导管21的内周边的形状。在图3a中，栅格22插入导管21内部，在位于导管21的入口和出口之间的部段上部分地阻挡导管21，而在图3b中，栅格22在导管21的一端处插入导管21内部以部分地阻挡导管21的出口。在这两种情况下，导管21仅部分地阻挡，因为流f可以流动经过栅格22的通道，并且仅经过这些通道23。
[0049]
图3a和3b的截面图产生的平面是包括以下方向的平面：导管21沿其延伸的方向，该方向换言之为在图3a和3b所说明的例子范围内由导管21形成的筒体的轴向方向da；以及与轴向方向da正交并且平行于穿孔板22延伸于其中的平面的方向，即径向方向dr。
[0050]
图4示意性地说明了根据本发明第二实施例的排放阀的示意性截面图，排放阀带有分别设置在排放阀的导管内部和导管出口处的栅格。
[0051]
第二实施例与图3a和3b中所示的第一实施例不同之处在于，通道26不是线形中空筒体，而是形成90
°
角以使射流的方向与燃气流f在栅格22上的入射方向偏离的非线性管子。通道26的长度l在本实施例中对应于管子在其整个路径上的长度。
[0052]
在图3a、3b和4中所示的两个实施例中，孔口230是具有直径d的圆形孔口，并且通道具有介于直径d的1倍和直径d的100倍之间的长度l，也就是说d＜l＜100d，而筒体的底部或管子的截面具有介于直径d的1倍和直径d的5倍之间的直径dc，也就是说d＜dc＜5dc。
[0053]
在穿孔板的孔口不是圆形、但是如图5所示在穿孔板上具有均匀的形状和分布的情况下，特征直径对应于与孔口的表面等效的圆形截面的直径d0。
[0054]
在穿孔板的孔口既不是圆形也不是等效形状、但是如图6所示的均匀分布的情况下，特征直径对应于与每个孔口的表面等效的部段的直径d1到d6的平均值。
[0055]
通道截面太小、即小于特征直径将意味着来自穿孔板的每个孔口的隔绝射流的低耗散。相反，带有过大的、即大于五倍的特征直径的截面的通道将无法优化发动机集成中的整体尺寸。
[0056]
根据第一和第二实施例的排放阀意图安装在诸如图1和图2所示的涡轮喷气发动机上。
[0057]
本发明因此允许具有配备改进的栅格的排放阀，该栅格允许使由配备穿孔栅格的泄压系统产生的气体-声学现象的强度最小化。
技术特征：
1.一种排放栅格(22)，所述排放栅格意图安装在飞行器的涡轮发动机(1)的排放阀(20)的导管(21)的内部或出口处，所述排放栅格包括穿孔板(23)，所述穿孔板包括：上游面(24)，所述上游面意图接收燃气流(f)；下游面(25)，所述下游面意图递送在所述上游面(24)上接收的燃气流(f)；以及孔口(230)，所述孔口从所述上游面(24)到所述下游面(25)穿过所述穿孔板(23)，并且意图输送所述燃气流(f)经过所述穿孔板(23)，其特征在于，对于所述穿孔板(23)的每个所述孔口(230)，所述排放栅格(22)包括管状通道(26)，所述管状通道与相关联的孔口同轴，并且从所述穿孔板(23)的所述下游面(25)突伸。2.根据权利要求1所述的排放栅格(22)，其特征在于，所述通道(26)形成蜂窝状结构。3.根据权利要求1或2中的一项所述的排放栅格(22)，其特征在于，所述通道(26)包括在平行于所述穿孔板(23)的所述下游面(25)的平面内限定的通路部段，所述通道(26)的所述通路部段在所述部段的平面中具有介于所述孔口(230)的特征直径的一倍和五倍之间的最大长度。4.根据权利要求3所述的排放栅格(22)，其特征在于，所述通道(26)的所述通路部段在所述部段的平面中具有等于所述孔口(230)的特征直径的两倍的最大长度。5.根据权利要求1至4中的一项所述的排放栅格(22)，其特征在于，所述通道(26)在与孔口连通的第一开口端部与第二开口端部之间在长度(l)上延伸，所述长度(l)介于所述孔口(230)的特征直径(d)的一倍至一百倍之间。6.根据权利要求5所述的排放栅格(22)，其特征在于，所述通道(26)都是筒形的、直的，并且都具有相同的长度。7.根据权利要求5所述的排放栅格(22)，其特征在于，所述通道(26)是非线形通道，在不同于与所述穿孔板(23)所延伸的平面正交的方向上引导所述流。8.一种用于飞行器涡轮喷气发动机(1)的排放阀(20)，所述排放阀包括意图输送燃气流(f)的导管(21)和安装在所述导管(21)的内部或者所述导管(21)的出口(212、213)上的至少一个根据权利要求1至7中的一项的排放栅格(22)。9.根据权利要求8所述的排放阀(20)，其特征在于，所述排放栅格(22)安装在所述导管(21)内部。10.根据权利要求8所述的排放阀(20)，其特征在于，所述排放栅格(22)安装在所述导管(21)的出口处。11.一种涡轮喷气发动机(1)，所述涡轮喷气发动机包括机舱(2)、同轴的中间机壳(3)和内部机壳(4)，以及根据权利要求8所述的排放阀(20)，所述中间机壳(3)和所述内部机壳(4)之间界定用于流体流动的主流动路径(7)，所述机舱(2)和所述中间机壳(3)之间界定用于流体流动的副流动路径(8)，并且所述排放阀(20)安装在所述主流动路径(7)和所述副流动路径(8)之间并且构造成在所述主流动路径(7)中抽取空气的一部分并将其递送到所述副流动路径(8)中。12.一种涡轮喷气发动机(1)，所述涡轮喷气发动机包括机舱(2)、同轴的中间机壳(3)和内部机壳(4)，以及根据权利要求8所述的排放阀(20)，所述中间机壳(3)和所述内部机壳(4)之间界定用于流体流动的主流动路径(7)，在主流动路径(7)中安装燃烧室(13)，所述机舱(2)和所述中间机壳(3)之间界定用于流体流动的副流动路径(8)，并且所述排放阀(20)
构造成在所述燃烧室(13)上游的所述主流动路径(7)中抽取空气的一部分并将其递送到所述燃烧室(13)下游的所述主流动路径(7)中。
技术总结
一种排放网格(22)，该排放网格设计成安装在飞行器的涡轮机(1)的排放阀(20)的管线(21)的内部或出口处，排放网格(22)包括：上游面(24)，该上游面设计成接收燃气流(F)；下游面(25)，该下游面平行于上游面(24)并且设计成递送在上游面(24)处接收的燃气流(F)；以及孔口(230)，这些孔口从上游面(24)到下游面(25)穿过穿孔板(23)并且设计成输送燃气流(F)经过穿孔板(23)。对于穿孔板(23)的每个孔口(230)，排放网格(22)包括管状通道(26)，该管状通道与相关联的孔口同轴并且从穿孔板(23)的下游面(25)突伸。(25)突伸。(25)突伸。
