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技术方案

本发明专利技术涉及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。本发明专利技术涉及一种航空器的推进单元，该推进单元包括两个不同的风扇旋转体，并包括在两个风扇旋转体下游延伸的第一管道和第二管道，该推进单元包括：设置在风扇旋转体中的一个下游的管道中的一个上的控制环，控制环的至少一个环形内壁在所述管道的内部空间中延伸，控制环的控制单元被构造成改变所述内壁的形状并使所述管道中的空气通道横截面在所述环处变化；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；以及用于处理所述声信号的装置，该装置被构造为测量所述声波之间的移相并且根据移相对控制环进行控制。

Active System of Mutual Acoustic Interference Generated by Multi-Fan Rotary Aircraft Engine

The invention relates to an active system for generating muffling acoustic interference in a multi-fan rotary aircraft engine. The present invention relates to a propulsion unit of an aircraft, which comprises two different fan rotors and includes the first and second pipes extending downstream of the two fan rotors. The propulsion unit comprises a control ring arranged in one of the downstream pipes of the fan rotors and at least one ring inner wall of the control ring in the inner space of the pipes. The control unit of the control ring is constructed to change the shape of the inner wall and change the cross section of the air passage in the pipe at the ring; a device for acquiring sound signals generated by sound waves propagating downstream of the fan rotating body; and a device for processing the sound signals, which is constructed to measure the phase shift between the sound waves and according to the phase shift. Control the control loop.

【技术实现步骤摘要】
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
本专利技术涉及用于航空器推进单元的涡轮发动机领域。
技术介绍
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。
技术实现思路
根据第一方面，本专利技术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。在本专利技术中，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，本专利技术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，其中每个叶片本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空器的推进单元，所述推进单元包括第一风扇旋转体(2a)、第二风扇旋转体(2b)、在所述第一风扇旋转体(2a)下游延伸的第一空气通道管道(10a)和在所述第二风扇旋转体(2b)下游延伸的第二空气通道管道(10b)，所述推进单元包括：‑设置在所述第一风扇旋转体(2a)下游的所述第一管道(10a)上的控制环(20)，所述控制环的环形的内壁(200)延伸到所述第一管道(10a)的内部空间中，所述控制环(20)的控制单元被构造成改变所述内壁(200)的形状并在所述控制环(20)处改变空气通道横截面(S)，‑用于获取由在所述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(42)，所述装置被构造成测量所述声波之间的移相(D)并根据所述移相控制所述控制环(20)。

【技术特征摘要】
2017.08.01 FR 17573661.一种航空器的推进单元，所述推进单元包括第一风扇旋转体(2a)、第二风扇旋转体(2b)、在所述第一风扇旋转体(2a)下游延伸的第一空气通道管道(10a)和在所述第二风扇旋转体(2b)下游延伸的第二空气通道管道(10b)，所述推进单元包括：-设置在所述第一风扇旋转体(2a)下游的所述第一管道(10a)上的控制环(20)，所述控制环的环形的内壁(200)延伸到所述第一管道(10a)的内部空间中，所述控制环(20)的控制单元被构造成改变所述内壁(200)的形状并在所述控制环(20)处改变空气通道横截面(S)，-用于获取由在所述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(42)，所述装置被构造成测量所述声波之间的移相(D)并根据所述移相控制所述控制环(20)。2.根据权利要求1所述的推进单元，其中，所述控制环的控制单元被构造成使得所述环处的空气通道横截面(S)的改变产生所述风扇旋转体下游的声波(T0，T1)之间的相消干涉。3.根据权利要求1或2所述的推进单元，其中，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所述管道的纵向延伸方向(A)在不同的轴向位置处设置在所述风扇旋转体(2a，2b)下游的至少两个传声器。4.根据权利要求3所述的推进单元，其中，所述多个传声器(41a，41a'，41b，41b')针对每个管道包括设置在所述管道的内壁上的传声器。5.根据权利要求3所述的推进单元，所述第一管道(10a)和所述第二管道(10b)在所述第一风扇旋转体和第二风扇旋转体(2a，2b)的下游通向接合部(12)处的汇合喷嘴(11)，所述多个传声器(40a，40a'，40b，40b')在所述管道的接合部(12)的下游沿着所述喷嘴(11)...

【专利技术属性】
技术研发人员：简·米歇尔·鲁克，诺曼·布鲁诺·安德雷·若代，劳伦·路易斯·罗伯特·博杜安，
申请(专利权)人：赛峰飞机发动机公司，
类型：发明
国别省市：法国,FR