航空发动机除降噪关键技术分析研究

1、噪声污染一直困扰着人们，而其中很大一部分来自日益发展的民用 飞机，目前全球正在大力发展民用航空工业，因此，在设计过程中如何 有效地降低飞机噪声是民航工业所面临的重要问题之一。航空发动机的除/降噪关键技术研究目的在于归纳整理出现有的对于 航空发动机的除/降噪技术，并选取其中关键的理论进行研究。本文介绍了航空发动机噪声的产生机理，并着重研究了发动机安装 位置对于飞机噪声的影响、航空发动机安装消音装置的实验研究、微穿 孔板共振吸声结构对于航空发动机降噪的研究。这些归纳和整理对于理 解航空发动机的除/降噪技术有很大的必要。关键词：民用飞机，航空发动机，除/降噪，噪声源，吸音1 / 86Study of

2、 Key Technology to Aircraft Engine Noise Reductionand EliminationABSTRACTNoise pollution has plagued people, and a large part of the noise pollution is from the growing civil aircrafts. The current global civil aviation industry is developing fast,therefore, how to reduce the aircraft noiseeffective

3、ly is one of the most important issues which the aviation industryfacing.Studying aviation engine noise aim to summarize the key techniques to noise reduction for the aeroengine,and select some of the key theoretical research to study.This paper describes the mechanism of aircraft engine noise, and

4、focuse on the engine location on the impact of aircraft noise, the experimental study of aircraft engine muffler devices, and the research of Micro-perforated plate resonance absorption structure for aircraft engine noise reduction. The induction and consolidation for the understanding of aviation n

5、oise reduction and emlination is very necessary.Key words:civil aircraft, aircraft engine, noise reduction, noise source, soundabsorbing2 / 86航空发动机除/降噪关键技术研究0序言早在上世纪40年代，由发动机和螺旋桨推进器引起的航空噪声就引 起了人们的注意。直升机、运输机甚至可以形成120dB以上的高噪声环境。它所带来的危害是多方面的：飞机客舱的噪声严重影响了机组人员 和乘客的舒适度，干扰了飞机机务人员间的语言通话，已经成为现代航 空运输面临的污染问题之一

6、；机场地勤人员在内外场作业时，受飞机发 动机、电源车等设备发出的强噪音的严重干扰，人员之间的配合只能通 过手势，很多作业科目无法快速、顺利实施；飞行员和地勤人员长时间 接触高强度噪声后听力明显下降。因此，降低飞机噪音甚至消除飞机噪 音成为了科技人员迫切需要解决的问题1。目前，控制飞机噪音的通常做法是改良机场附近的建筑环境，比如 用更好的隔音材料建造房屋，但并不是所有住在机场附近的家庭都负担 得起如此高昂的费用。有的机场试图通过改变飞行路线和时间以减少噪 声对周围居民的干扰，但这种做法带有很强的随意性。止匕外，一些航空 公司索性淘汰那些噪音极大的飞机。英法的“空中骄子”一一协和超音 速飞机就是飞

7、机噪音问题的一个典型。被誉为“人类设计并制造出的最 漂亮的飞行物体”的协和飞机，不仅速度无人可比，噪音也是客机之 最，其起飞噪音高达119分贝，降落噪音也达116分贝。伦敦希思罗机场 的一名官员将协和比喻为“噪音桶”。协和客机计划也随之告别蓝天，3 / 86强烈的噪音便是其中的一大因素。另外，由于欧盟、实行了新的飞机噪 音标准，噪音过大的俄罗斯图-134、伊尔-86等客机已被限制飞往部分欧 盟国家。无论是限定噪音标准，还是淘汰噪音过大的飞机，似乎都有头痛医 头、脚痛医脚之嫌。要想标本兼治，无疑还要从改良飞机本身想办法。英美联合科研小组的安多琳教授是剑桥大学的机械工程学教授和麻 省理工学院的客座

8、教授，他认为，虽然让飞机完全没有噪音还不太可 能，但设计生产出一种噪音大大降低的飞机还是可行的。在降低飞机噪 音方面，国际航空界的主流思路还是依靠飞机发动机技术的改进。英美 联合科研小组也将继续这方面的研究。不过，该工程最引人注目之处在 于，他们将大规模地改变机身的整体设计。英美科学家在超静客机的研制方面，已经有了一些初步而大胆的想 法。首先，他们考虑要把飞机的发动机置于飞机机身的上端。现在，客 机的发动机一般都安放在机翼以下。这种大手术无疑需要对整个机身进 行全新设计。其次，这个科研小组还将对起落架进行改进。飞机着陆前 由于要打开起落架，噪音也会随之增加。因此他们希望尽可能推迟放下 飞机起落

9、架的时间。最后则是涡轮风扇发动机的高分流率问题。飞机发 动机上加装半径较大的风扇，可以降低噪音、提高效率。但在新机型的 设计中，这也构成了严重的组装和安装障碍。超静客机并不是科学家们的第一次尝试，一些在降低噪音方面大大 改进的客机正在研制中，它们可能不像未来的超静客机那样神奇，但至 少也是一个进步。4 / 86俄罗斯飞机设计师卡雷金透露，俄罗斯将批量生产符合欧盟新噪音 标准的短程客机图-334。俄罗斯图波列夫公司和齐奥尔科夫斯基空气流体 动力学研究所正在加紧实验。担任这一客机总设计师的卡雷金说，图 -334 型客机的样机1995年就研制成功了，在不断改进之后，图-334不但达到 了欧盟正在实行

10、的飞机噪音标准，而且符合欧盟采用的噪音标准。止匕外，在过去十几年间，欧洲空中客车飞机的噪音“脚印图”即飞机起飞和降落时对地面的噪音扰动范围）已大为降低。比如 A320客 机，其“脚印图”只有上世纪 70年代与之大小相似的三发 动机）飞机 的1/10,在距停机坪700M处，A320起飞的噪音为70分贝左右，低于 高速列车通过时距其 100M处的噪音92分贝），也低于城市街道对面 一辆公共汽车的噪音82分贝）3。1航空发动机结构进气道进气道的功用进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气 机和燃烧室正常工作。涡轮喷气发动机压气机进口流速的马赫数约为 0.4,对流场的不均匀性有严格限

11、制。在飞行中，进气道要实现高速气流 的减速增压，将气流的动能转变为压力能。随着飞行速度的增加，进气 道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气 机，所以超音速飞机进气道对提高飞行性能有重要的作用。进气道的工作要求5 / 86在一切飞行状态下进气道都应保证：发动机所需要的空气流量；能 量损失小；流场均匀稳定；外部阻力低。高速状态性能好的进气道一般 来说低速性能则要差一些，这在超音速飞机上尤其突出。在大迎角下进 气道的性能显著恶化，流场不均匀性增大，以致引起进气道和发动机工 作不稳定。止匕外，进口处的流场还要受到飞机其他部分，如机身、机翼 的影响。进气道所占容积较大，对飞机的外形

12、、内部安排以及其他部件 的工作也有影响。1）亚音速进气道进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。内部通 道多为扩散形。在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大 部分在进口外面完成，通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。亚 音速进气道在超音速工作时，进气口前会产生脱体正激波，超音速气流 经过正激波减为亚音速，这时能量损失增大 激波损失）。激波前速度越 大，损失也越大。但是，亚音速进气道构造简单、重量轻，在马赫数为 1.6以下的低超音速飞机上也广为采用。2）超音速进气道超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。超音 速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。外压式进

13、气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减 速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速增压的效率。外压式进 气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速 扩散段。按进气口前形成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系6 / 86之分。外压式进气道的缺点是阻力大4内压式进气道：为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在 进口以内实现。设计状态下，气流在收缩段内不断减速至喉部恰为音 速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但 非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用。混合式进气道：是内外压式的折衷。1.2压气机压气机的功用压气机是燃气涡轮发动机中利用

14、高速旋转的叶片给空气作功以提高 空气压力的部件。压气机由涡轮驱动，其主要性能参数有：转速、空气 流量、增压比和效率等。压气机出口空气总压与进口空气总压之比称为 压气机增压比，增压比相同时，理论上所需的压缩功与实际消耗的机械 功之比称为压气机效率。压气机可分为离心式与轴流式两大类，兼有两 类特点的称为混合式压气机。按气流流入压气机转子叶片的相对速度， 压气机又可分为亚音速的、跨亚音速的和超音速的三种。压气机的工作原理1）离心式压气机离心式压气机由导风轮、叶轮、扩压器等组成。空气由进气道进入 压气机、经过与叶轮一起旋转的导风轮的导引进入叶轮。在高速旋转叶 轮作用下，空气由叶轮中心被离心力甩向叶轮外

15、缘，压力也逐渐提高， 由叶轮流出的空气进入扩压器后速度降低，压力再次提高，最后由出气 管流出压气 机7 / 86离心式压气机的空气流量为数公斤至数十公斤每秒。亚音速离心式 压气机的增压比约为 4.5,超音速离心式压气机可达8-10,效率约为0.78。2）轴流式压气机空气在轴流式压气机中主要沿轴向流动。它由转子 又称工作轮）和 静子两部分组成。由一排转子叶片和一排静子叶片组成一级，单级的增 压比很小，为了获得较高的增压比，一般都采用如图所示的多级结构。空气在压气机中被逐级增压后，密度和温度也逐级提高5。轴流式压气机的空气流量为几公斤每秒到二百公斤每秒，单级增压 比一般约为1.12.0,效率约为0

16、.850.88。多级轴流式压气机的增压比可 达25以上。轴流式压气机的面积小，增压比和效率都高，已广泛用于燃 气 涡 轮 发 动 机 中 。 1.2.3压气机的特性压气机都是按给定的进气条件、转速、增压比和空气流量设计的， 但其工作状态 工作环境的温度、压力、转速和空气流量等）实际上是变 化的，压气机在各种工作状态下的性能称为压气机特性。在一定转速 下，当压气机的增压比增大到某一数值时，压气机就会进入不稳定的工 作状态，很容易发生喘振，使整个系统产生低频大振幅的气流轴向脉 动，甚至会发生瞬间气流倒流的现象。压气机喘振可能导致叶片断裂、 结构损坏、燃烧室超温和发动机熄火停车。为避免发生喘振可以采

17、取下 列措施：1）按转速调节某几级整流叶片的安装角，使流入的气流具有合适8 / 86 的迎角，避免气流分离而造成喘振2）将多级压气机分成2个不同转速的转子，分别由高、低压涡轮 驱动。有些发动机采用 3 转子结构3）多级轴流式压气机从中间级放气，以增加前面各级的空气流 量，避免气流的迎角过大，产生分离，出现喘振4）多级轴流式压气机在第一级压气机的机匣上开梢，使第一级工 作轮叶片尖端部分的气流通过机匣上的梢道产生回流，减小气流的迎 角，这种方法称为机匣处理。1.3燃烧室燃烧室的功用燃烧室是航空发动机三大部件之一，位于压气机和涡轮之间，用来 将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到

18、涡轮 前允许温度，以便进入排气装置内膨胀做功6。对燃烧室的主要要求是：燃烧效率高、燃烧稳定范围宽、总压损失小、出口温度分布均匀， 在飞机的飞行包线内点火可靠，排气污染小，结构可靠，重量轻，寿命 长等。燃烧室一般可分为单管燃烧室、环管燃烧室和环形燃烧室等。燃 烧室的结构形式虽然多种多样，但它们都是由扩压器、壳体、火焰筒、 燃油喷嘴和点火器等组成。目前燃烧室的设计仍然采用经验/分析相结合的方法。燃烧室的研究 主要集中于提高燃烧效率、降低耗油率、研究新的冷却方法和冷却结 构、增加燃烧室温开、延长燃烧室使用寿命、改善结构可靠性、耐久性 和维修性以及减少污染排放。9 / 86燃烧室的结构1程中，美国空军

19、和海军就资助 了 GE公司发展分块式火焰筒技术。现在，浮壁式火焰筒已经得到了比 较广泛的应用，经过了实践的检验，国外一些先进的航空发动机都采用 了这一技术，如 V2500、高效节能发动机验证机E3、F100-PW-229、F119 等。2）分区供油结构在高稳升燃烧室中，正常工作状态下主燃区的空气流量占大约 50%,慢车功率状态时容易造成贫油熄火。分区供油是调节主燃区油气 比比较简单的方法，它能在小功率状态下提供局部富油，确保发动机能 正常工作。在这项技术中，起飞、高空点火和慢车状态工作条件下，将 燃油用阀门有选择地和部分燃油喷嘴接通。在高于慢车功率的所有发动 机功率输出时，可以打开所有的燃油喷

20、嘴。的工程10 / 86中，还应用于E3发动机中。GE公司的燃烧室带有并列燃烧区，即双环 腔燃烧室，PW公司的燃烧室带有串列燃烧区。双环腔燃烧室外环是预 燃区，内环是主燃区。在起动、高空点火和慢车状态时，只有预燃区喷 油工作，因为预燃区空气流速较低，适当富油以利于点火起动及慢车的 燃烧效率。在大功率状态下，内外环腔都工作，使两个燃烧区在传统温 升条件下提供贫油油气比，在高温升的条件下提供接近化学当量比的油 气比7。这种设计方法的优点是燃烧长度短。因为双环腔的特点，每个 环腔在短的总长度之内就能获得满意的长度和高度关系。PW公司的串列燃烧区燃烧室前端是预燃区，后端是主燃区，分别带有喷嘴，工作方

21、式与双环腔燃烧室类似。涡轮涡轮的作用就是将一部分高温高压燃气的能量通过传动轴传递给前 面的压气机，使其能够正常工作。在涡扇/涡桨发动机中，涡轮还要驱动 风扇和螺旋桨叶片。涡轮是航空涡轮发动机三大核心部件中的“苦力”，它“干的活最重”、“自身压力最大”而且“工作环境最差”。 说它“干的活最重”，是指每级涡轮要发出很大的功率，在现代航空涡 轮发动机上，通常只有不超过三级的涡轮，可是就这么几级的涡轮却要 发出上万匹马力的功率；“自身压力最大”是说涡轮叶片在高速旋转时 由于其本身的重量，会受到相当大的离心力，大到涡轮全速旋转时其离 心力相当于在每个叶片上吊挂了一辆 5吨卡车；说它“工作环境最差” 则是

22、指，涡轮的工作条件可以用“高温”、“高压”、“高速”三个“高”来形容。现代航空涡轮发动机的涡轮进口温度最高达到1800K甚11 / 86至2000K约1727摄氏度，超过大多数金属材料的熔点）；涡轮进口气 压高达几十个大气压；在涡轮叶片边缘的气流速度通常可以接近甚至超 过音速，只有这样的气流冲击到涡轮上，才能使涡轮发出足够大的功 率。换句话说，能在 “三高”条件下稳定工作就是现代航空涡轮发动机 对涡轮性能提出的最基本要求。对于气流而言，温度、速度和压力使密 切相关的三个参量，于是，“三高”要求最终就体现在尽可能提高涡轮 进口温度上面了，而涡轮进口温度也就成了衡量发动机性能好坏的一个 关键性指标

23、8。尾喷管尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。它是喷气发动机中使高压 燃气或空气）膨胀加速并以高速排出发动机的部件。尾喷管的功能可以 概括如下：以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度；使出口压力 尽可能接近外界大气压力；允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作， 这就需要采用可调面积喷管；可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混 合；可使推力反向和/或转向；可抑制喷气噪声和红外辐射。2航空发动机的工作原理活塞式发动机航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合，在密闭的容器气缸）内燃烧，膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨，由螺旋桨产生 推拉）力。所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨是不能分割1

24、2 / 86主要部件主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣 等组成。气缸是混合气进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。 气缸头上装有点燃混合气的电火花塞，以及进、排气门。发动机工作时 气缸温度很高，所以气缸外壁上有许多散热片，用以扩大散热面积。气 缸在发动机壳体上的排列形式多为星形或 V形。常见的星形发动机有 5 个、7个、9个、14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况 下，气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复 运动，并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活 塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时，通过减速器带

25、 动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外，曲轴还要带动一些附件。气门机 构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。工作原理活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死 点、从上死点到下死点的距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四 冲程发动机，即一个气缸完成一个工作循环，活塞在气缸内要经过四个 冲程，依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。发动机开始工作时，首先进入“进气冲程”，气缸头上的进气门打开，排气门关闭，活塞从上死点向下滑动到下死点为止，气缸内的容积 逐渐增大，气压降低一一低于外面的大气压。于是新鲜的汽油和空气的 混合气体，通过打开的进气门被吸入气缸内。混合气体中汽油和空气

26、的 比例，一般是 1比15即燃烧一公斤的汽油需要15公斤的空气。13 / 86进气冲程完毕后，开始了第二冲程，即“压缩冲程”。这时曲轴靠惯 性作用继续旋转，把活塞由下死点向上推动。这时进气门也同排气门一 样严密关闭。气缸内容积逐渐减少，混合气体受到活塞的强烈压缩。当 活塞运动到上死点时，混合气体被压缩在上死点和气缸头之间的小空间 内。这个小空间叫作“燃烧室”。这时混合气体的压强加到十个大气 压。温度也增加到摄氏 400度左右。压缩是为了更好地利用汽油燃烧时 产生的热量，使限制在燃烧室这个小小空间里的混合气体的压强大大提 高，以便增加它燃烧后的做功能力。当活塞处于下死点时，气缸内的容积最大，在上

27、死点时容积最小后者也是燃烧室的容积）。混合气体被压缩的程度，可以用这两个容积的 比值来衡量。这个比值叫“压缩比”。活塞航空发动机的压缩比大约是 5到8,压缩比越大，气体被压缩得越厉害，发动机产生的功率也就越 大。压缩冲程之后是“工作冲程”，也是第三个冲程。在压缩冲程快结 束，活塞接近上死点时，气缸头上的火花塞通过高压电产生了电火花， 将混合气体点燃，燃烧时间很短，大约0.015秒；但是速度很快，大约达到每秒30M。气体猛烈膨胀，压强急剧增高，可达 60到75个大气 压，燃烧气体的温度到摄氏 2000到2500度。燃烧时，局部温度可能达 到三、四千度，燃气加到活塞上的冲击力可达15吨。活塞在燃气

28、的强大压力作用下，向下死点迅速运动，推动连杆也门下跑，连杆便带动曲轴 转起来了。这个冲程是使发动机能够工作而获得动力的唯一冲程。其余三个冲程14 / 86都 是 为 这 个 冲 程 做 准 备 的第四个冲程是“排气冲程”。工作冲程结束后，由于惯性，曲轴继续 旋转，使活塞由下死点向上运动。这时进气门仍旧关闭，而排气门大 开，燃烧后的废气便通过排气门向外排出。当活塞到达上死点时，绝大部分的废气已被排出。然后排气门关闭，进气门打开，活塞又由上死点 下 行， 开 始 了 新 的一次循 环 ,从进气冲程吸入新鲜混合气体起，到排气冲程排出废气止，汽油的热 能通过燃烧转化为推动活塞运动的机械能，带动螺旋桨旋

29、转而作功，这 一总的过程叫做一个“循环”。这是一种周而复始的运动。由于其中包 含着热能到机械能的转化，所以又叫做“热循环” ,活塞航空发动机要完成四冲程工作，除了上述气缸、活塞、联杆、曲 轴等构件外，还需要一些其他必要的装置和构件 2.2涡轮喷气发动机组成部分涡轮喷气发动机简称涡喷发动机，通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃 烧室。涡喷发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量，低压下 释放能量。工作原理工作时，发动机首先从进气道吸入空气。这一过程并不 是简单的开个进气道即可，由于飞行速度是变化的，而压气机对进气速 度有严格要求，因而进气

30、道必需可以将进气速度控制在合适的范围。15 / 86压气机顾名思义，用于提高吸入的空气的的压力。压气机主要为扇叶 形式，叶片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高。随后高压气流进入燃烧室。燃烧室的燃油喷嘴射出油料，与空气混合 后点火， 产生高温高压燃气，向后排出。高温高压燃气向后流过高温涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化为机械 能，驱动涡轮旋转。由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱 动压气机旋转，从而反复的压缩吸入的空气。从高温涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速从 尾部喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，从而产 生了对发动机的反作用推力，驱使飞机向前飞行。

31、涡轮喷气发动机有加速快、设计简便等优点，是较早实用化的喷气 发动机类型。但如果要让涡喷发动机提高推力，则必须增加燃气在涡轮 前的温度和增压比，这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是产生 了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡喷发动机油耗大，对于商业民航 机来说是个致命弱点。涡轮风扇发动机涡扇发动机全称为涡轮风扇发动机是飞机发动机的一种，由涡轮喷 气发动机发展而成。与涡轮喷射比较，主要特点是首级压缩机的面积大 很多，同时被用作为空气螺旋桨 扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎 的外围向彳爰推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇 空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度

32、400至1000公里时使用，故此现在多数的飞机引擎都是采用涡扇作为动力来16 / 86 源。工作原理涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提 高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。 提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为 高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件 下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出 时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致 推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率 这一对矛盾。涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，

33、又不增加排气 速度。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了 几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普 通喷气发动机一样，送进压气机，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围 向外排出。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别 产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以 通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到 外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了 平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程 变得更远。涡轮风扇喷气发动机的优点带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞

34、行时不使用加力燃烧17 / 86室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱 ， 不易被红外制导的导弹击中。使用加力作 2倍以上音速的飞行时，产生的 推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在 亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动 机低，因而红外辐射强度较弱，不易被红外制导的导弹击中。使用加力 作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面 标准大气条件下的推重比已达8左右。涡轮螺旋桨发动机涡轮螺旋桨发动机 简称涡桨发动机）是一个通过减速齿轮驱动螺旋

35、 桨的涡轮发动机。排出气体驱动一个动力涡轮机，它通过一个轴和减速 齿轮组件连接。减速齿轮在涡轮螺旋桨发动机上是必须的，因为螺旋桨 转速比发动机运行转速低得多的时候才能得到最佳螺旋桨性能。涡轮螺 旋桨发动机是涡轮喷气发动机和往复式发动机的一个折衷产物。涡轮螺 旋桨发动机最有效率的速度范围是250mph至U400mph英里每小时），高 度位于1800娱尺到3000娱尺。现代不加力涡轮风扇发动机的涵道比是有着不断加大的趋势的。因 为对于涡轮风扇发动机来说，若飞行速度一定，要提高飞机的推进效 率，也就是要降低排气速度和飞行速度的差值，需要加大涵道比；而同 时随着发动机材料和结构工艺的提高，许用的涡轮前

36、温度也不断提高， 这也要求相应地增大涵道比。对于一架低速500600km/h）的飞机来说，在一定的涡轮前温度下，其适当的涵道比应为50以上，这显然是发18 / 86 动机的结构所无法承受的。为了提高效率，人们索性便抛去了风扇的外涵壳体，用螺旋桨代替 了风扇，便形成了涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机。涡轮螺旋桨发 动机由螺旋桨和燃气发生器组成，螺旋桨由涡轮带动。由于螺旋桨的直 径较大，转速要远比涡轮低，只有大约1000车专/分，为使涡轮和螺旋桨都 工作在正常的范围内，需要在它们之间安装一个减速器，将涡轮转速降 至十分之一左右后，才可驱动螺旋桨。这种减速器的负荷重，结构复 杂，制造成本高，它的重量

37、一般相当于压气机和涡轮的总重，作为发动 机整体的一个部件，减速器在设计、制造和实验中占有相当重要的地 位。涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨后的空气流就相当于涡轮风扇发动机的 外涵道，由于螺旋桨的直径比发动机大很多，气流量也远大于内涵道， 因此这种发动机实际上相当于一台超大涵道比的涡轮风扇发动机。尽管工作原理近似，但涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机在产生 动力方面却有着很大的不同，涡轮螺旋桨发动机的主要功率输出方式为 螺旋桨的轴功率，而尾喷管喷出的燃气推力极小，只占总推力的5%左右，为了驱动大功率的螺旋桨，涡轮级数也比涡轮风扇发动机要多，一 般为26级。同活塞式发动机和螺旋桨相比，涡轮螺旋桨发动机有很多

38、优点。首 先，它的功率大，功重比 功率/重量）也大，最大功率可超过 10000马 力，功重比为4以上；而活塞式发动机最大不过三四千马力，功重比2左右。其次，由于减少了运动部件，尤其是没有做往复运动的活塞，涡轮19 / 86 螺旋桨发动机运转稳定性好，噪音小，工作寿命长，维修费用也较低。而且，由于核心部分采用燃气发生器，涡轮螺旋桨发动机的适用高度和 速度范围都要比活塞式发动机高很多。在耗油率方面，二者相差不多， 但涡轮螺旋桨发动机所使用的煤油要比活塞式发动机的汽油便宜。由于涵道比大，涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇发 动机，但受到螺旋桨效率的影响，它的适用速度不能太高，一般要小于 90

39、0km/h。目前在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭 火等类型飞机中的到广泛应用。冲 压 喷 气 发 动 机早在1913年，法国工程师雷恩 洛兰就提出了冲压喷气发动机的设 计，并获得专利。但当时没有相应的助推手段和相应材料，只停留在纸 面上。1928年，德国人保罗 施M特开始设计冲压式喷气发动机。最初 研制出的冲压发动机寿命短、振动大，根本无法在载人飞机上使用。于 是1934年时，施M特和G 马德林提出了以冲压发动机为动力的“飞行 炸弹”，于1939年完成了原型。后来这一设计就产生了纳粹德国的V-1巡航导弹。此外纳粹德国还曾试图将冲压喷气发动机用在战斗机上。1941年，特劳恩飞机

40、实验所主任、物理学家欧根森格尔博士在吕内堡野外进行了该类型发动机的实验，但最终未能产生具有实用意义的发动机 型号。二战后冲压发动机得到了极大的发展，为多种的无人机、导弹等采 用。冲压喷气发动机的原理20 / 86冲压喷气发动机的核心在于“冲压”两字。冲压发动机由进气道、燃烧室、推进喷管三部组成，比涡轮喷气发 动机简单得多。冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的过 程。这一过程不需要高速旋转的复杂的压气机，是冲压喷气发动机最大 的优势所在。进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍，效 率很高。高速气流经扩张减速，气压和温度升高后，进入燃烧室与燃油 混合燃烧。燃烧后温度为2000

41、2200C,甚至更高，经膨胀加速，由喷口 高速排出，产生推力。因此，冲压发动机的推力与进气速度有关。以3倍音速进气时，在地面产生的静推力可高达 200千牛。冲压喷气发动机目前分为亚音速、超音速、高超音速三类。亚音速 冲压发动机以航空煤油为燃料，采用扩散形进气道和收敛形喷管，飞行 时增压比不超过1.89。马赫数小于0.5时一般无法工作。超音速冲压发动 机采用超音速进气道，燃烧室入口为亚音速气流，采用收敛形或收敛扩 散形喷管。用航空煤油或炫类作为燃料。推进速度为亚音速到6倍音速，用于超音速靶机和地对空导弹。高超音速冲压发动机使用碳氢燃料或液 氢燃料，是一种新颖的发动机，飞行马赫数高达516。目前尚

42、处于研制阶段。前两类发动机统称为亚音速冲压发动机，最后一种称为超音速冲 压发动机。冲压喷气发动机与其他推进方式结合后，衍生了多种有特色的发动 机，如火箭/冲压组合发动机、整体式火箭冲压发动机等。冲压喷气发动机的优缺点冲压发动机的优势在于构造简单、重量轻、体积小、推重比大、成21 / 86 本低。简单的说就是一个带燃油喷嘴和和点火装置的筒子。因此常用于 无人机、靶机、导弹等低成本或一次性的飞行器。同时由于推重比远大 于其他类型的喷气发动机，非常适合驱动高超音速飞行器，如空天飞 机、先进反舰导弹等。但冲压发动机没有压气机，就不能在地面静止情况下启动，所以不 适合作为普通飞机的动力装置。通常的解决方

43、法是增加一个助推器，使 飞行器获得一定的飞行速度，然后再启动冲压发动机。最常见的助推器 为火箭发动机。此外也可由其他飞行器挂载仅装有冲压发动机的飞行 器，飞行到一定速度后，再将仅用冲压发动机的飞行器投放。3航空发动机除/降噪关键技术研究噪声的基本知识噪声的定义噪声是一类引起人烦躁、或音量过强而危害人体健康的 声音。从环境保护的角度看，凡是影响人们正常学习，工作和休息的声 音凡是人们在某些场合“不需要的声音”，都统称为噪声。如机器的轰 鸣声，各种交通工具的马达声、鸣笛声，人的嘈杂声及各种突发的声响 等，均称为噪声。从物理角度看，噪声是发生体做无规则振动时发出的 声音噪声污染属于感觉公害，它与人们

44、的主观意愿有关，与人们的生活 状态有关，因而它具有与其他公害不同的特点。噪音污染主要来源于交 通运输、车辆鸣笛、工业噪音、建筑施工、社会噪音如音乐厅、高音喇 叭、 早 市 和 人 的 大 声 说 话 等22 / 86我们国家制定的中华人民共和国环境噪声污染防治法中把超过 国家规定的环境噪声排放标准，并干扰他人正常生活、工作和学习的现 象称为环境噪声污染。声音的分贝是声压级单位，记为 dB。用于表示声 音的大小。中华人民共和国城市区域噪声标准中则明确规定了城市 五类区域的环境噪声最高 限值：疗养区、高级别墅区、高级宾馆区，昼间50dB、夜间40dB;以居住、文教机关为主的区域，昼间 55dB、夜

45、间45dB;居住、商业、工业 混杂区，昼间 60dB、夜间50dB;工业区，昼间 65dB、夜间55dB;城 市中的道路交通干线道路、内河航道、铁路主、次干线两侧区域，昼间70dB、夜间 55dB夜间指 22点到次日晨 6点）。按照国家标准规定，住宅区的噪音，白天不能超过 50分贝，夜间应 低于45分贝，若超过这个标准，便会对人体产生危害。国家城市区域 环境噪声测量方法中第 5条4款规定，在室内进行噪声测量时，室内 噪声限值低于所在区域标准值10dB。噪声的来源现代城市中环境噪声有四种主要来源：1）交通噪声：主要指的是机动车辆、飞机、火车和轮船等交通工 具在运行时发出的噪声。这些噪声的噪声源是

46、流动的，干扰范围大。2）工业噪声：主要指工业生产劳动中产生的噪声。主要来自机器 和 高 速 运 转 设 备。3）建筑施工噪声：主要指建筑施工现场产生的噪声。在施工中要 大量使用各种动力机械，要进行挖掘、打洞、搅拌，要频繁地运输材料23 / 86 和 构 件， 从 而 产 生 大 量 噪 声。4）社会生活噪声：主要指人们在商业交易、体育比赛、游行集会、娱乐场所等各种社会活动中产生的喧闹声，以及收录机、电视机、 洗衣机等各种家电的嘈杂声，这类噪声一般在80分贝以下。如洗衣机、缝纫机噪声为5080分贝，电风扇的噪声为 3065分贝，空调机、电视 机为70分贝。噪声的危害随着工业生产、交通运输、城市建

47、筑的发展，以及人口密度的增 加，家庭设施 音响、空调、电视机等）的增多，环境噪声日益严重，它 已成为污染人类社会环境的一大公害。噪声具有局部性、暂时性和多发 性的特点。噪声不仅会影响听力，而且还对人的心血管系统、神经系 统、内分泌系统产生不利影响。噪声给人带来生理上和心理上的危害主 要 有 以 下 几 方 面 ：1 ） 干扰休息和睡眠、影响工作效率 干扰休息和睡眠。休息和睡眠是人们消除疲劳、恢复体力和维持健康的必要条件。但噪声使人不得安宁，难以休息和入睡。当人辗转不 能入睡时，便会心态紧张，呼吸急促，脉搏跳动加剧，大脑兴奋不止， 第二天就会感到疲倦，或四肢无力。从而影响到工作和学习，久而久 之

48、，就会得神经衰弱症，表现为失眠、耳鸣、疲劳。人进入睡眠之后， 即使是4050分贝较轻的噪声干扰，也会从熟睡状态变成半熟睡状态。 人在熟睡状态时，大脑活动是缓慢而有规律的，能够得到充分的休息； 而半熟睡状态时，大脑仍处于紧张、活跃的阶段，这就会使人得不到充24 / 86 分 的 休 息 和 体 力 的 恢 复。使工作效率降低。研究发现，噪声超过 85分贝，会使人感到心烦 意乱，人们会感觉到吵闹，因而无法专心地工作，结果会导致工作效率 降低。2) 损 伤 听 觉、 视 觉 器 官我们都有这样的经验，从飞机里下来或从锻压车间出来，耳朵总是嗡嗡作响，甚至听不清对方说话的声音，过一会儿才会恢复。这种现象

49、 叫做听觉疲劳，是人体听觉器官对外界环境的一种保护性反应。如果人 长时间遭受强烈噪声作用，听力就会减弱，进而导致听觉器官的器质性 损 伤， 造 成 听 力 下 降。强的噪声可以引起耳部的不适，如耳鸣、耳痛、听力损伤。据测定，超过115分贝的噪声还会造成耳聋。据临床医学统计，若在 80分贝 以上噪音环境中生活，造成耳聋者可达 50%。医学专家研究认为，家庭 噪音是造成儿童聋哑的病因之一。噪声对儿童身心健康危害更大。因儿 童发育尚未成熟，各组织器官十分娇嫩和脆弱，不论是体内的胎儿还是 刚出世的孩子，噪声均可损伤听觉器官，使听力减退或丧失。据统计， 当今世界上有7000多万耳聋者，其中相当部分是由噪

50、声所致。专家研究 已经证明，家庭室内噪音是造成儿童聋哑的主要原因，若在85分贝以上噪声中生活， 耳聋者可达 5%。噪声对视力的损害。人们只知道噪声影响听力，其实噪声还影响 视力。实验表明：当噪声强度达到90分贝时，人的视觉细胞敏感性下降，识别弱光反应时间延长；噪声达到 95分贝时，有40%的人瞳孔放25 / 86大，视模糊；而噪声达到 115贝时，多数人的眼球对光亮度的适应都有 不同程度的减弱。所以长时间处于噪声环境中的人很容易发生眼疲劳、 眼痛、眼花和视物流泪等眼损伤现象。同时，噪声还会使色觉、视野发 生异常。i跳、现风扇涓轮和魅悼室帼啧皆a）低涵道比发动机噪声源b）高涵道比发动机噪声源图3

51、.2低一一高涵道比发动机噪声源相对大小和方向1）风扇、压气机和涡轮气动噪声由风扇、压气机和涡轮产生的噪声，都可归于叶轮机械气动噪声，其物理机理几乎是相同的。这些部件的噪声都是由离散噪声和宽频噪声28 / 86所组成。离散噪声由激波噪声、干涉噪声和叶片负荷与厚度噪声组成。下表简述了风扇/压气机气动噪声各类声源的频谱特征和物理机理。表3.1风扇/压气机气动噪声源微波噪声离散跨音风扇叶尖相对马赫数超音速时外伸激波系前传，归并演化而成干涉噪声离散.上游粘性尾迹与叶片交互作用引起.进口周期性畸变流与转子交互作用宽频噪声连续1.来流紊流度2.叶片二次流随机效应3.叶片自身紊流附面层及尾涡脱落负荷与厚度噪声

52、离散叶片定常负荷与体积位移引起在风扇/压气机气动噪声的各类声源中，经由发动机进口向前传与 经由外涵排气系统向后传这两者的作用是不尽相同的，而且在不同的飞 行状态下亦有差异。风扇/压气机气动噪声主要是由风扇转子与静子相互作用产生的干涉噪声以及来流相对马赫教大于1引起的风扇前传外伸激波噪声所决定。对于超、跨音风扇/压气机，由超音激波产生激波噪声以及定常负 荷气动噪声占主导地位；对于亚音风扇/压气机，由转子、静子尾流干 涉产生的离散噪声占主导地位；而对于低速风扇，在大多数情况下以宽 频噪声最为严重11。2）燃烧噪声由燃烧室产生的噪声主要是燃烧噪声。它的物理机理是由于非定常 燃烧引起的化学反应，导致燃

53、烧室内燃气的非定常膨胀，进而引起燃烧29 / 86 室内压力的随机变化，这就产生了燃烧噪声12。燃烧室下游燃气的非定常膨胀导致进入涡轮导流叶片气流的压力脉动，产生了燃烧噪声的非直接传播。有很多因素在不稳定燃烧中起作用，可以肯定，燃烧环境越好，燃 烧越均匀，燃气流动中的压力脉动也就越小，相应的燃烧噪声也就越 低。3）喷流噪声喷流噪声是由于发动机尾喷口流出的高速气流与周围大气急剧混合，形成强烈脉动的湍流，辐射出噪声。在喷口附近截面，喷气流与周 围大气急剧混合，产生高额噪声；在喷口下游充分混合区，喷气流辐射 出低频噪声。喷流噪声的传播具有方向性，它的传播范围主要在偏离喷流轴线30至60内。原因主要是

54、由于喷气流中存在径向的速度梯度和温度梯度13。喷流噪声的决定性参数是喷流速度。喷口面积不变，当喷流速度增大一倍时，声压级增大约 20dB。这可由Lighthill的声学理论予以解释。对于亚音速喷流噪声，其总声功率级与喷流速度的8次方和喷口直径的平方成正比。对于超音速喷流，其总声功率级与喷流速度的3次方和喷口直径的平方成正比。但当超音速气流从尾喷管喷出时，与周围大气相遇，形成激波系，产生激波离散噪声，其噪声级更大，而在激波系后的 喷流噪声又遵循亚音速喷流 8次方定律。从物理机理上看，随着喷流速 度的增大，喷流引起的非定常湍流强度增大，喷流噪声增大。30 / 86航空噪声对人体的影响1）飞机噪声对

55、睡眠的干扰人类有近1/3的时间是在睡眠中度过的。睡眠是人类消除疲劳、恢复 体力、维持健康的一个重要条件。但飞机噪声会使人不能安眠或被惊 醒，在这方面，老人和病人对噪音干扰更为敏感。当睡眠被干扰后，工 作效率和健康都会受到影响。长期干扰睡眠会造成失眠、疲劳无力、记 忆力衰退，以至产生神经衰弱等症状。2）飞机噪声对正常人听力的损伤飞机噪声对正常人听力的损伤，轻则降低交流效率，重则损伤人们 的语言听力。如果长年无防护地在较强的噪声环境中生活，会造成听觉 疲劳，随着听觉疲劳的加重会造成听觉机能恢复不全，就有可能导致听 觉机能永久性损伤 势场的干扰。这会改变噪音的生 成。风扇噪音朝后辐射也受机翼影响。对

56、于装在机身后部的发动机来 说，发动机进气道中的气流受机翼的干扰 （含缝翼和襟翼 ,这同样会改 变噪音的生成。另外，被辐射的噪音受到机身和机翼强有力的屏蔽。噪 音的辐射还受到来自机翼、襟翼和起落架的尾涡流的影响。在“机体和飞机布局降噪”研究中。将在机体对声音的衍射和尾涡 流对声音的散射两个方面展开研究。发动机的安装位置既包含悬挂在机 翼下的状态，也包含处于机身后部各种位置上的状态。之后，将对所测 近场和远场数据加以综合，以此作为建立一种半经验式预测规则的基 础。关于声音通过尾涡流进行传播的计算模型还要通过一系列实验予以 验证。对于常规起落的发动机装在机翼上的飞机来说，在襟翼收起的情况 下，所涉及

57、到的主要喷流噪音源机理是喷流与机体表面的相互作用，喷36 / 86 流摩擦噪音和散射(反射和衍射 。当放下襟翼时，又出现了另一个附加 噪音源，值得予以注意，这就是喷流/襟翼近邻效应或相互作用。在发 动机装在机身上的情况下，摩擦噪音不大可能存在，因为水平尾翼在垂 直方向上是离开发动机的，但是一部分喷流噪音被另一部分喷流所屏蔽 的现象需要研究。此外被水平尾翼或机翼反射而通过喷流传播的声音需 要在立体交叉平面中予以考虑。在“机和飞机布局降噪”课题的喷流噪 音研究中，发动机在机翼和机身上安装的两种情况都要进行测试。测试 中将考虑到喷管型式的各种变化，工作状态、机翼/喷管相对位置以及 喷流/襟翼的相互作

58、用。所研究的噪音生成/相互作用机理包括声音场 在固体表面上的反射和衍射，喷流与表面问的相互作用噪音，摩擦噪音 以及气动屏蔽。反射和边缘衍射的建模将以简化几何结构上应用射线理 论为基础18。现有的关于主涵道噪音的生成和传播的知识充其量也仅仅 是初步的。这就部分地说明了为什么从发动机静态噪音实验结果的频谱 分析中还不能容易地辨析出主涵道噪音。但是专门的测试确实表明，主 涵道噪音可能比喷流噪音级低 5到10个分贝。然而，在飞行中由于减小 了剪力而降低了喷流混合噪音，这两个噪音源可以变成一般大小。通过 飞行实验证明这的确是事实。进而言之，主涵道噪音在喷管出口处以密集相干源出现以及喷管又处于机翼下方这一

59、事实又可能使压力加倍 (6分 贝 相反，喷流混合噪音由于其分布和随机特点.只能产生 3分贝的增加 量，因此可能使主涵道噪音成为飞机飞行中的主要排气噪音源。在“机体和飞机布局降噪”课题的主涵道噪音研究中，有一项模型 实验研究。它要利用主涵道噪音模拟器考察发动机安装位置对主涵道噪37 / 86音的影响。实验内容包括运用现有的矩形平板、机翼平面平板和三维机 翼模型以及各种排气模型，演绎并验证出预测模型19。为了辨别出安装位置引起的微小声音变化，机翼模型在实验过程中必须能够拆卸同时又 能保持模型排气状态。主涵道噪音模拟器上使用的方法与此相似。航空发动机吸声内衬的研究借助于对涡扇发动机内部噪声波传播与反

60、射路径的研究，在发动机 内安装吸音衬来有效地吸收噪声。图3.5给出了涡扇发动机内部噪声波传播与反射路径的示意图，可以看出，在发动机进气道、内外涵道和尾 喷管均通过安装吸音衬来降低噪声。图3.5涡扇发动机内部噪声波传播与反射路径的示意图图3.6给出了英国R.R公司一台典型的涡扇发动机上所采取的降噪 技术，即采用宽弦风扇叶片设计、去掉风扇出口导流叶片和低压涡轮后 三级、改进尾喷管设计并降低排气速度、在发动机进口、内外涵道和尾 喷管安装吸音村等。这些措施对降低涡扇发动机噪声起着重要的作用。38 / 86宣旗风叶片妙计导施叶片制候压图3.6降噪技术在涡扇发动机上的应用 的研究.近二十年来取得极大的发展