[发明专利]用于低噪音排放的飞行器的双流涡轮发动机

说明书

技术领域

本发明涉及用于低噪音排放的飞行器的双流涡轮发动机。

背景技术

已知，在尾喷管后方，由该尾喷管所排放的喷流与至少一种其他气体流接触：在单流涡轮发动机的情况下，喷流与环境空气接触，而在双流涡轮发动机的情况下，冷流和热流不仅相互接触，而且还与环境空气接触。

由于由所述尾喷管所排放的喷流的速度与所述喷流所遇到的其他气体流的速度不同，在所述流之间造成“侵入流体剪切”，所述流体剪切造成噪音，在航空领域中一般称为“喷流噪音”。

为减弱这种喷流噪音，已经考虑在所述具有不同速度的流之间的边界处造成紊流，以快速地混合所述流。

例如，文档GB-A-766 985描述了一种尾喷管，该尾喷管的出口孔在其周边包括多个凸出，所述凸出向后方延伸，并且其总体方向至少近似于由所述尾喷管所排放的喷流的总体方向。这种凸出由能够具有多种不同形状的“齿”构成。

作为变型，文档GB-A-2 289 921建议在尾喷管的出口孔的边缘上开出缺口。这种缺口分布在所述出口孔的周边，并且每个缺口一般都具有至少近似于三角形的形状，所述三角形的底边与出口孔的所述边缘重合，并且其顶点位于该出口边缘的前方。这导致了在连续的两个缺口之间形成形状至少近似于三角形或梯形的齿。

无论其确切的形状如何，这种凸出的齿在航空领域中一般称为“V形尾缘(chevron)”。

在双流涡轮发动机中，这种V形尾缘通常既布置在热尾喷管的后部也布置在冷尾喷管的后部。

然而，容易观察到，如果说已知的V形尾缘对于减弱热尾喷管的喷流噪音一般是有效的，相反地，其对于由冷尾喷管所排放的噪音远不那么有效。

这大概是因为由于在外压力和冷尾喷管出口处的压力之间的静态压力的不连续性，该超音速冷流造成一系列的压缩-膨胀单元(速度的波动)，该单元作为噪音放大器，产生在航空领域中称为“冲击单元噪音(cellule de choc)”的噪音(在英文中称为“shock cell noise”)。然而，显然，冷尾喷管所具有的V形尾缘尽管通过产生有利于冷流和外部流线型流(écoulement aérodynamique)混合的紊流而对于减弱喷流噪音是有效的，但在减弱冲击单元噪音上只产生极少的效果。

发明内容

本发明的目的在于弥补该缺点。

为了这个目的，根据本发明，用于飞行器的双流涡轮发动机围绕其纵轴线包括：

-发动机舱，其包括发动机舱外罩，并围封生成冷流的鼓风机和生成热流的中央发生器；

-环形冷流通道，其围绕所述热流中央发生器布置；

-鼓风机外罩，其在所述发动机舱外罩那侧界定所述环形冷流通道；

-冷流出口孔，其边缘由向着彼此汇聚的所述发动机舱外罩和所述鼓风机外罩确定；以及

-多个V形尾缘，其围绕冷流出口孔的所述边缘分布，并且向所述涡轮发动机的后方凸出，

所述用于飞行器的双流涡轮发动机的显著之处在于：

-所述V形尾缘两两间隔并在它们之间形成通道；

-每个V形尾缘都向所述纵轴线的方向倾斜，使得以侵入角侵入到所述冷流中，从所述鼓风机外罩开始测量的所述侵入角，至少近似地等于30°；以及

-所述侵入角和每个V形尾缘从冷流出口孔的所述边缘起的长度被选择为使得V形尾缘在所述冷流中的侵入高度包括在所述冷流出口孔的直径的0.01倍至0.03倍之间。

借助于本发明，根据喷流是在深深侵入的、但长度相对较小的V形尾缘上通过，还是在位于所述V形尾缘之间的通道中通过，所述冷流的周边在相应的尾喷管的出口处分为具有不同朝向和结构的喷流。实际上，在所述通道中通过的冷流喷流具有延伸所述鼓风机外罩的方向，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。然而，在V形尾缘上通过的冷流喷流被强烈地向所述涡轮发动机的轴线偏斜，并且很深地侵入所述冷流中。

因此，所述的根据本发明的侵入V形尾缘：

-在鼓风机尾喷管的出口处的冷流的压力场中引起径向的不均匀性，即所述V形尾缘局部地打乱所述冷流的结构，这在涡轮发动机的后方造成冲击单元的强度降低，并且因此造成速度波动的幅度减小；并且，同时地，

-有利于冷流和围绕涡轮发动机的流线型流的混合，这造成喷流噪音的减少。

根据本发明的V形尾缘因此允许同时影响紊流(噪音源)和冲击单元(该噪音的放大)。

优选地，每个V形尾缘的长度最大等于150mm。