大涵道比涡扇发动机风扇_压气机气动设计技术分(4)

51　6航　空　学　报第29卷

图3　航空涡轮发动机噪声不断降低[5]

Fig13　Enginenoisereduction[5]

。

(:8次方成比例,所以由,进而确定风扇外涵压比、涵道比和其他循环参数。

(3)为满足起飞的噪声要求而将风扇压比降得很低后,在高空巡航时推力不够,于是用变循环,即缩小喷口、降低涵道比、提高风扇压比,以提高推力。这时噪声会加大,但在高空,对地面没有直接影响。

(4)发动机藏在机身内而不是在短舱里,从而可以截断前传噪声。

(5)发动机从飞机的背部进气而不是从腹部,也可降低向地面传的噪声。

(6)发动机在飞机的后部,可以抽吸机身背部边界层(图5),虽很不利于发动机的工作,会增大发动机的耗油率,但可加大飞机升阻比,从而降低阻力,使飞机总的耗油量下降。

图4　飞行噪声的主要来源[6]

(7)优化起飞(着陆)方案,在爬升率(下降Fig14　Noisesourcesonconventionalaircraft[6]

率)、推力之间优化,以降低地面噪声。

为了满足降噪要求,剑桥大学Whittle实验

室和麻省理工学院GTL实验室也联合开展了静音飞机研究计划,其噪声水平比欧盟和美国2020年指标还低5dB,在机场外听不见飞机声音。他们的研究具有一系列重要创新,包括组织和学术,如图5所示的静音飞机的主要特点如下:

(1)由学校、公司、用户组成知识综合集成共图5　静音飞机设计方案[6]

同体,可用公司的资源,如Boeing,RR的程序和

Fig15　Silentaircraft[6]