用于减小由喷气引擎上喷气-外挂架相互作用而产生的噪音的装置

摘要

本发明涉及一种用于支撑双流或三流涡轮喷气引擎(1)的飞机外挂架，包含一用于连接到该飞机的上面，两个侧面和一在该外挂架下面部分的底面。所述外挂架包含至少一个向所述喷气引擎的冷流排气管(5)的下游延伸，并在所述冷流中的部分。该外挂架在其延伸到超过所述排气管的冷流中的部分上包括至少一个定位在所述外挂架的一个侧面上的孔(8)，空气流通过该孔从沿该外挂架侧面流动的气流喷入或吸入。

说明书

技术领域

本发明的领域是民用航空领域，具体为由飞机所产生的噪音的领域。

背景技术

由商用飞机所产生的噪音，特别是在起飞时，是非常讨厌的，这尽人皆 知，已构思了许多革新来试图减小它。此噪音的一主要来源来自引擎喷气， 其在起飞阶段全动力使用。显然已做了大量工作来试图减小来自飞机喷气的 噪音，例如安装锯齿山形件至排气管，不管该排气管是用于产生自通过引擎 的主流的热气体的，还是用于所称的产生自引擎的二级流或旁流的冷气体的 排气管。

为了限制对在机场附近生活和工作者的困扰，施以严格的标准以限制在 位于飞机周围的不同点，从起飞跑道不同距离和几个方向可感知的噪音。

如果飞机被验收合格，则飞机设计者对于被允许的最大噪音方面不得不 遵守的一个特别关键的方面是从起飞跑道起450m距离的飞机侧向位置。外 挂架，即通过将引擎与机翼相连而支撑引擎的支架的存在，在气体喷出的区 域中局部产生流体中高级别的湍流，这导致引擎侧向噪音大幅度增加。此种 现象在外挂架伸到气体在其中喷射的飞机外结构中被特别敏锐地感知，而这 种结构成为目前商用飞机所经常采用的结构。

在风洞模型中所进行的大量计算或测量的结果清楚地显示，在外挂架周 围的气流与外挂架自身之间的相互作用的效果产生湍流级别可察觉的增加， 其结果是噪音级别的增加。径向围绕该外挂架的喷射角度扩张的显著变化同 样能被观察到，这将朝向机翼引导来自该外挂架周围的涡轮喷气引擎的喷 气。

而且，所获得的经验证实，外挂架的引入，除了其对在传统喷气结构中 噪音增加的影响外，还可极大减小安装以减小排放气体的噪音的其他装置的 效果，所述其他装置例如安装以脱离喷管的山形件或混合器。该外挂架的存 在还从空气动力学的观点，改变了喷气的初始扩展，从而改变其混合及其声 学特征。

因此，在声学方面，该外挂架的存在导致在侧向检定点处喷射噪音的增 加，此增加可在2-3.5EPNdB(有效感知噪音，分贝)之间变化，这取决于 引擎转速、该外挂架的尺寸和所考虑的喷射几何形状。

例如那些在专利申请FR 2913401或GB 2138507中所描述的装置被设计 以控制围绕支撑涡轮机的外挂架的空气的循环。然而，它们并不解决在起飞 时由双流(旁流)或三流涡轮喷气引擎的热流与冷流之间的速度剪切产生的 噪音问题，也不解决与之相关的问题。

减小喷气躁音的需要对于引擎制造来说是个永恒的关注点，从源头减小 噪音，即作用在围绕外挂架和其下游的局部湍流上的益处是清楚的。该潜在 的噪音减小甚至看上去，在最终的分析中，大于通过在排气管处使用山形件 或微喷射的作用。

发明内容

本发明的目的是通过提出一种用于减小由安装在飞机外挂架上的引擎 所产生的噪音的装置克服现有技术中的这些缺点，尤其是减小与在引擎喷气 和围绕该外挂架的气流之间的相互作用相关的噪音。

为此，本发明的一个主题是用于支撑双流或三流涡轮喷气引擎的飞机外 挂架，包含一用于连接到飞机的上面，两个侧面和一在其下面部分的底面， 所述外挂架包含至少一个向所述涡轮喷气引擎的冷流的排气管的下游延伸， 并被该冷流掠过的部分，其特征在于，它包括，在其延伸到超过所述排气管 的冷流中的部分上，至少一个定位在所述外挂架的一个侧面上的孔，空气通 过该孔从沿其侧面流动的气流喷入或吸入。

射入或吸入气流使得可改变围绕该外挂架的气流，从而，通过沿一适合 的方向引导此喷射，来减小引擎与外挂架之间旋涡的形成，从而减小与该外 挂架的存在相关的壁噪音和在该冷流与引擎外侧上的空气之间的速度剪切。 它改善了沿所述侧面及该外挂架下面部分的气流，从而减小总体湍流强度， 因而减小侧部噪音，而同时控制喷射的初始增加，从而控制其混合的初始增 加。

在一个实施例中，所述孔通过一连接到一铲的管而流入气体，所述铲从 涡轮喷气引擎的冷流分流出气体。

在另一实施例中，该孔通过一连接到一龙头的管而流入气体，所述龙头 从涡轮喷气引擎的压缩机的下游分流出气体。上面提到的第一与第二实施例 之间的选择取决于为了减小在该外挂架侧面的每侧产生的逆时针旋转的旋 涡的形成而使喷射需要具有的强度。

优选地，空气以高于所述气流总压力至少15％的压力被射入。微喷射因 此产生，其比主流移动更快，这确保该装置通过供应足够能量以更高效地大 幅度改变此区域内的流动并产生更少噪音，同时使必须射入的流量最小。

供参考，气体在所述孔处水平地沿与围绕该涡轮喷气引擎的气流的流轴 成30°与90°之间角度的方向射入。此角度范围的选择通过研究证明是使 所述微喷射足够进入围绕该涡轮喷气引擎的气流，而不产生昂贵的空气动力 学损失的角度范围。

供参考，空气在所述孔处竖直地沿与外挂架侧面的垂直方向在+60°与 -60°之间的角度的方向射入。如前所述，此角度范围的选择通过该微喷射 装置的最适宜效果的研究来确定。

在一具体实施例中，该外挂架包括至少一个孔8，该孔8位于涡轮喷气 引擎的冷流外侧的其侧面那部分上。流体通过此孔的射入也寻求减小从该引 擎的流体外侧的此区域中流体的湍流强度。这得到更清洁的气流，该气流因 此产生更少的噪音，有助于与二级或旁流混合。

供参考，该外挂架包括至少一个位于其底面上的孔。通过此孔射入流体 使得可通过减小湍流同时冷却此敏感区域而减小该外挂架在此区域中的有 害影响。流体在此区域射入还可控制喷射流体的初始发展，并通过显著改变 噪音源的强度以及它们的位置和声学特性而改善其混合。

在一具体实施例中，该外挂架还包括一连接整流片，该连接整流片将其 侧面中的一个与热流排气管相连，并包括至少一个位于所述连接整流片上的 孔。

本发明还涉及一种飞机，该飞机包括至少一个如前所述的外挂架。

附图说明

在参照附图详细描述本发明的一个非限制性实施例的过程中，本发明将 被更好地理解，其目的、细节、特征及优点将更清楚地展现。

在这些图中：

图1是根据现有技术的通过外挂架连接到机翼的涡轮喷气引擎的截面 图；

图2是由一外挂架支撑的引擎尾部的示意图，其中该外挂架配备有根据 本发明一实施例的装置；

图3是由配备有根据本发明一实施例的装置的外挂架支撑的引擎尾部 的更详细示意图；

图4是从图2中尾部的下面观察的视图；

图5是从图2中尾部的后面观察的视图，在冷流排气管的出口平面的截 面上；

图6是用于向配备有根据本发明的装置的外挂架供应空气的系统的第 一实施例的示意图；

图7是用于向配备有根据本发明的装置的外挂架供应空气的系统的第 二实施例的示意图。

具体实施方式

参照图1，图1显示双流或旁路涡轮喷气引擎类型的引擎1，从该引擎 1排出一主流或热流2，以及一二级流或旁流，也叫冷流3。所述热流在主 排气管4处离开引擎1，而冷流在二级排气管5离开。该引擎1通过一支撑 外挂架7连接到飞机(未示出)的机翼6。该外挂架7大致呈平的形状，具 有一连接到飞机的上表面，在此显示为大致垂直并互相平行的两个侧面，和 一下表面或底面。整流片20，在图5中可见，形成在外挂架7的侧面与主 排气管4的顶部之间的连接，以确保在这两个元件之间的接合处的清洁的空 气动力流。该外挂架7沿纵向，即沿引擎周围的气流方向，向引擎1的排气 管4和5的离开面的下游延伸。它还向下游穿过外部气流和冷流3延伸，直 到由热流2形成的边界，其目的是避免由气体在此流中所获得的热量所导致 的损坏。然而，其底面被热流掠过并受到高温。

图1显示湍流的区域，标记为11-15，其形成在该来自引擎的流中，在 不同流之间的速度剪切处，并产生引擎的喷射噪音。区域11和12对应于冷 流在其下部分和其上部分分别与围绕引擎的气流混合的区域，而区域13和 14对应于冷流与热流混合的区域。区域15对应于由于外挂架7的存在而在 冷流的上部分产生的特别湍流；此湍流，通过速度剪切其产生，造成噪音， 已知为壁噪音，其需要被尽可能地减小，以使飞机符合起飞条件。这精确地 形成本发明的主题。

参见图2和3，它们显示一外挂架7，连接到机翼6，部分地定位在外 部空气流中，部分在冷流3中。孔8制设于此外挂架中，并均匀定位在该外 挂架的侧面。在此，显示有8个这样的孔，排列于3行中，顶行、中行和底 行，或多或少沿该外挂架最长尺寸的方向延伸，其趋向于覆盖该外挂架的全 部侧表面。这些孔8的形状在图中显示为圆柱形的，但这不是必须的。而且， 它们在图2和3中显示为仅存在于外挂架7的可见表面上；显然，相似的孔 存在于该外挂架的另一侧面，以应付由此在热流2和冷流3中的另一侧面产 生的湍流。

图4显示该向排气管4的下游延伸的外挂架7的仰视图，该外挂架的部 分，或底面，位于该外挂架的下面，由热流2所掠过。此底面同样穿设有与 该外挂架侧面中所制的孔相似的孔8。

图5在从所述二级排气管的出口处的截面中显示该外挂架7的侧面与主 排气管4之间的连接。两个整流片20确保在这两个元件之间的清洁的空气 动力学流，它们同样穿以孔8，正如该外挂架的侧面与底面那样。

图6和7显示用于给这些孔8施以压缩空气的系统的视图。在两种选择 中，管9，其直径对应于孔8的直径，沿一气体收集器10与孔8之间的该 外挂架7的内部延伸。在本发明的第一可选形式中，如图6中所示，该收集 器10为一铲，其从二级流或旁流抽取气体，而在图7所示的第二可选形式 中，它由形成在该引擎的高压压缩机上的压缩空气龙头组成，其使得在必需 时可提供比第一可选形式更高的压力。

通常发现，存在2个在该外挂架的侧面上产生的逆时针旋转的旋涡。它 们如前所述，对造成侧部可感知噪音起到非常大的作用，因为它们增加该外 挂架处及其下游处的湍流。此增加与产生上述两个涡流的外挂架的存在相联 系。

为了通过减小剪切层并改善此区域中各流的混合而可减小该湍流，本发 明提出在该外挂架7的侧面和/或底面范围内分布喷射流体，以更好地控制 并检查在此敏感区域内的湍流和流/外挂架相互作用。这些喷射流体分布于 冷流和围绕该引擎的气流中，在几个位于不同高度的平行于主流的行中，它 们的喷射入射角取决于喷射流体的空气动力学特性。该新颖的想法因此为通 过安装流体注入装置来影响外挂架周围的流体，从而减小动力设备的排气噪 音，该流体注入装置经连续或脉冲喷射，能够影响湍流的级别，以驱散此湍 流，而不产生任何实际的空气动力学损失。

本发明所提出的内建流体装置优选为射入孔8，但也可作为另选，为进 风孔，或更通常地，为任何能够改变外挂架7周围流体的装置。这些喷射流 体经管9穿过该外挂架，并从例如合并到外挂架7的上游部分中的收集器 10供给。该管9，通过喷射流体到外挂架的侧面上，使得可通过减小逆时针 旋转的旋涡来有利地修改不稳定流体，使此区域中较大湍流的流体更容易地 混合，因此极大地减小可侧向察觉的引擎喷射噪音。

存在两个可想象到的将空气供应给提供喷射流体的收集器10的方案： 空气由铲从二级流或旁流获得，如图6中所示，或空气在一龙头处，从主流 压缩机获得，如图7中所示，使所获得的气流通过例如结构性空壁中的一个。 此二选项之间的选择将取决于流速和喷射流体离开孔8所要求的压力。

孔8的尺寸取决于外挂架的尺寸，但其对于大多数通常场合的应用来 说，每个尺寸不超过4cm²，其理由是避免产生中频寄生噪音；经对比，它 们的尺寸至少为1cm²，以适合地有效。如果它们的形状不是圆形的，则这 些孔的横向尺寸之间的比优选不超过数值3。

被喷射的喷射流体的优选技术特征描述如下：

-在喷射流体喷射压力方面，优选该压力比被喷射到其中的流体的压力 高至少15％。记住，喷射区域限制在外挂架7的位于引擎喷管下游的部分， 喷射的总流速比引擎流速相对较低，通常比二级流或旁流流速小0.2％。流 出此空气的冲击在起飞推力上因此非常有限，完全可以接受。

-因为喷射流体的温度并未呈现非常危及，因此从引擎喷出的空气在此 方面可同样从二级流或旁流中的冷区域喷出，如其可从高压压缩机喷出那 样。

-供应喷射流体的管9在外挂架7内延伸，直到出口孔8，如图所示， 取决于外挂架7的结构，其方向关于围绕引擎的气流轴水平地在30°与90 °之间变化，关于外挂架的侧面垂线垂直地在在+60°与-60°之间变化。此 角度范围的选择由该微喷射穿透主流，而不产生过多的空气动力学损失的需 要来调节，这就是在射入方向与产生推力的流体相反的情况下，排斥入射角 大于90°的理由。

孔8沿顶行、中行和底行设置于外挂架7上的方式优选如下：

位于该外挂架底部的底行，在外挂架7的各侧面上包括至少两个孔8。 射入的方向朝向该外挂架的底部，以作用在热流2与冷流3混合的剪切层上。

该中行大致位于该外挂架的被二级流或旁流3掠过的部分上的中间，在 外挂架7的每个侧面上包含至少3个孔8。喷射水平地沿平均流的方向，垂 直地在上述限定的角度范围内。

该顶行位于外挂架7的上部分上，来自引擎的流体的外侧，但在二级流 或旁流3与外部空气之间的剪切区域附近，其包含沿该外挂架的位于排气管 下游的部分的长度均匀分布的至少3个孔8。射入是朝向喷射流体的底部， 沿着前述限定的水平方向。

这些孔的目的是使得通过流体的射入，可影响主流的不稳定部件，并显 著影响边界层的区域中的湍流；它们更通常是通过抗相关例如该外挂架区域 内产生的大旋涡结构而作用于旋涡的产生，该大旋涡结构在此区域中对横向 传播的附加噪音起很大作用。

还有孔8，优选它们中的四个，在其底面上位于该外挂架的底部，如图 4中所示。这些孔以直线或交错的结构设置于该底面上；它们轴向上沿流体 的方向，横向上在上述限定的角度范围内。这些孔的好处是，除了它们对减 小噪音的贡献以外，它们还以相对较低的温度供应空气以冷却被热流气体掠 过的外挂架的底面。

在排气管整流片20上还有孔8，确保在外挂架的侧面与主排气管的顶 部之间的清洁的空气动力学流体，如图7中所示。

总之，本发明提供一种减小飞机起飞噪音水平的简单方案，其更有效， 并且不需要象基于安装在排气管边缘的喷嘴的方案那样的复杂装置。此装置 还具有被称作主动装置的优点，即一个能够在命令下运转的装置。理论上， 其仅在起飞阶段运转，在巡航飞行时无效，这样避免了潜在的性能下降和增 加特定燃料消耗。

最后，这样的装置，对减小气流与外挂架之间的相互作用起作用，还作 用于一定附加噪音的根本原因，所述附加噪音并不是喷射剪切的结果，它们 通过该机翼结构及高升系统的存在而放大。因此它对于改善飞机的整体航空 声学特性起重要的作用。

尽管本发明已结合一具体实施例进行了描述，很明显，它包括所描述装 置的所有技术等同物及它们的结合，这些均将落入本发明的范围。特别是， 说明书已参照旁路涡轮喷气引擎撰写，该外挂架包括被该涡轮喷气引擎的冷 流掠过的一个部分，以及被该引擎外的气流掠过的另一部分。本发明还可应 用于承载三流涡轮喷气引擎的外挂架，其一个部分被其冷流掠过，主热流和 二级热流在此外挂架底面下面释放。