噪声衰减面板的制作方法

本发明尤其(但非排他地)涉及一种噪声衰减面板，该噪声衰减面板用在飞行器机翼中，或者用在其它空气引导结构或者由于其功能而使空气被引导的结构中。本发明还涉及一种制造该噪声衰减面板的方法。具体地，本文中描述的发明可以应用于飞行器的襟翼侧边缘模块以及这种噪声衰减面板或襟翼侧边缘模块的制造。从本文中的公开内容将认识到，本发明还可适合在希望降低可听噪声水平的其它应用中使用。

背景技术：

在使用中，飞行器会产生大量噪声。该噪声不仅由发动机产生，而且通过飞行器与在该结构周围和上方流动的空气相互作用的方式来产生。该噪声在本领域被称为机身噪声，并且是由飞行器与周围空气之间的相互作用引起的摩擦和湍流的结果。对于飞行器结构的主动相互作用或控制气流的部分(例如副翼、襟翼等)尤其如此。

噪音法规(尤其是在例如城市的建筑密集地区周围)限制了允许飞行的飞行器的数量和类型，以便使居民必须承受的噪声水平最小化。已经使用各种技术来降低噪声水平，包括发动机中的吸音面板等，以降低所发出的噪声。还开发了飞行程序以降低飞行器在地面上的噪声，例如连续下降到达(cda)，该连续下降到达(cda)在飞行器开始朝向目的地机场连续下降之前使该飞行器在尽可能长的时间内保持尽可能高的高度。

这些解决方案已经通过降低噪声水平而允许增加往返机场的航班的数量。

本发明人已经确认了降低飞行器的噪声输出的另一替代方法。

在飞行器中，襟翼位于机翼的尾缘处，并且用于在飞行器飞行时增加升力，以允许降低着陆速度和起飞速度。在起飞和着陆时，襟翼均在大致向下方向上或者在向后和向下方向上从机翼的尾缘延伸(例如福勒襟翼)。在这样做时，襟翼的边缘在它们延伸出机翼后部时露出。这些边缘通常被称为襟翼侧边缘。

由于露出的襟翼侧边缘而产生的噪声占了飞行器的高噪声水平的很大一部分。当襟翼伸出时，在机舱内也能够听到这种噪声。这种噪声的增加在着陆时尤其明显，在着陆时，与由发动机发出的噪声相比，由机身产生的噪声的比例相对较高。

由于露出的襟翼侧边缘而产生的噪声是由于襟翼上方和下方的压力差引起的。这导致生成产生高噪声水平的湍流涡流(turbulentvortices)。

已经做出尝试以控制这些涡流的产生。例如，在襟翼侧边缘处将穿孔区域并入到襟翼中可以通过将空气捕获在襟翼侧边缘内来减少涡流的产生。

然而，由于由穿孔导致的强度和刚度的降低，将穿孔并入到襟翼中可能导致与将这些区域集成到襟翼中的相关问题。

本发明人已开发了一种用于襟翼侧边缘模块的非传统设计，该襟翼侧边缘模块具有与该模块的改进的噪声衰减部分的优化集成。这导致襟翼侧边缘模块具有更大的抗损坏性。此外，由于该噪声衰减部分的模块化性质，该噪声衰减部分能够在需要时被容易地更换，而无需更换襟翼的大量部分。

本文中描述的发明提供了由襟翼侧边缘引起的噪声的更大降低。这有利地进一步降低了包含本文中描述的发明的飞行器的噪声输出。

技术实现要素：

本发明的各方面在所附权利要求书中被限定。

从第一方面来看，本文中描述的发明提供了一种噪声衰减元件，该噪声衰减元件在使用中被布置成连接到空气引导结构，该噪声衰减元件由具有格子结构的本体形成，其中，该格子结构在该本体的至少一部分上具有非均匀的格子密度。

术语“格子结构”旨在指代这样的结构：该结构由多个互连的金属或聚合物条或梁形成，这些互连的金属或聚合物条或梁形成该结构并且在它们之间限定空隙或空间。实际上，由互连条的矩阵来形成三维网格状结构。该矩阵周围的空间与该本体的边缘流体连通，以允许空气自由地进出该本体。因此，该本体对于空气来说是多孔的。换句话说，由于该本体内的空气空间，该本体比由相同材料形成的实心部分具有更低的密度。

本发明不仅可以应用于空气引导结构(例如，襟翼)，而且还可以应用于由于其功能而使空气被改向或扰动的结构。一个这样的示例是起落架门。

在金属实施例中，所述格子例如可以是钛或其合金。在聚合物实施例中，该材料例如可以是ultem1010。

有利地，可以调整该格子的密度，使得该本体具有非均匀的格子密度。例如，该本体可以具有至少两个区域，每个区域具有不同的格子密度，并且其中，第一区域的格子密度大于第二区域的格子密度。

这提供了至少三个优点。

第一，该本体能够通过增大格子密度且因此增大其强度来优化强度和/或刚度，例如在外周周围或联接件周围的强度和/或刚度；

第二，由于在使用期间不承受负载(或者负载较低)的区域能够受益于较低的格子密度，所以能够优化该本体的重量。这减轻了部件的重量；以及

第三，通过调整该格子结构来优化空气能够在预定点处穿透该结构的方式，能够优化该本体的噪声衰减。例如，易于产生涡流的特定区域可以提供格子密度的局部降低。具体地，能够例如通过调节(i)各个梁的直径或者(ii)这些梁的长度来使该结构较不致密或更致密。

通过在襟翼侧边缘模块中引入格子结构，这降低了机翼襟翼的上表面和下表面之间的压力差。该压力差还在从前缘到尾缘的翼弦方向上波动。通过根据局部压力差来调整格子密度，可以获得最佳的噪声降低。

此外，可以在该本体的具有不同格子密度的区域之间设置过渡区域。例如，该本体在该过渡区域中的格子密度可以从第一格子密度增大为第二格子密度。实际上，可以例如设置三个区域：实心矩阵区域，具有预定密度的区域，以及这二者之间的过渡区域。更具体地，可以设置第一格子密度，该第一格子密度对应于该本体的第一区域的格子密度，并且可以设置第二格子密度，该第二格子密度对应于该本体的第二区域的格子密度。那么，在第一格子密度和第二格子密度之间可以均匀地并且平滑地增大格子密度。替代地，该格子密度可以根据任何适当的模型、例如取决于该本体的强度和/或刚度要求而以一系列步骤、指数级或以某些其它关系而增大。

可以便利地调整该本体，使得该本体能够通过合适的联接件与某一结构(例如，机翼或襟翼)选择性地联接和脱离。例如，该元件还可以包括联接件，这些联接件在使用中被布置成允许该元件联接到某一结构，并且其中，该本体的与该联接件相邻的格子密度大于远离该联接件的格子密度。

因此，可以通过增大该联接件处及其周围的格子密度来提供该联接件处所需的强度和/或刚度。例如，该格子密度可以增大至这样的程度：即，在该联接件在该本体内的位置处，该本体是实心的，其中，该联接件周围的格子密度是渐小的(tapered)。如果该联接件是圆形的，则该密度可以在联接件的外周处增大，以产生轴，螺栓例如可以穿过该轴。

在一个实施例中，该元件的本体具有在气流方向上的前缘和在气流方向上的尾缘，并且其中，该本体的前缘和尾缘是实心的，并且该本体的在前缘和尾缘之间的区域具有内部格子结构。因此，空气动力学本体可以设有刚性且实心的前缘和尾缘，并且在该前缘和尾缘之间的区域能够受益于可改动的密度。

此外，如上所述的过渡区域可以在该本体中设置在实心前缘和/或实心尾缘与该本体的具有内部格子结构的区域之间，并且其中，该过渡区域在该过渡区域上具有减小或增大的格子密度。如上所述，该过渡区域允许格子密度在该元件的实心部分和本体部分之间增大或减小。

该本体可以例如由任何合适的材料形成，例如铝或钛或其合金，或者聚合物。

该格子的定义可以是每英寸10至50个孔(每厘米4至20个孔)，其中，材料体积比在3％至40％之间。

该格子可以由ti-al6v4材料形成并且具有在0.13kg/dm3和1.77kg/dm3之间的密度。

该噪声衰减元件可以是这样的模块：该模块在使用中被布置成联接到飞行器机翼的襟翼的边缘。因此，襟翼的该边缘可以受益于本文中描述的发明的噪声衰减优点。

从另一方面来看，提供了一种襟翼侧边缘模块，该襟翼侧边缘模块在使用中被构造成附接到机翼襟翼，该模块包括前缘、尾缘以及位于该前缘和尾缘之间的本体部分，该本体部分包括格子结构，其中，该本体部分通过过渡区域连接到前缘和尾缘，其中，该过渡区域具有格子结构密度梯度，使得格子密度从靠近前缘或尾缘的区域向该过渡区域的靠近本体部分的部分处的较低格子密度改变。

如上所述，实际上，可以提供多个区域，即：前缘或尾缘处的实心区域，格子结构大致均匀的本体区域，以及格子密度在相邻区域之间增大(或减小)的一对过渡区域。

该襟翼侧边缘模块可以具有贯穿该本体部分延伸的格子结构。替代地，该格子结构可以围绕该本体的外周布置，以便为该本体的所有部分或一部分限定中空的中心或芯部。

该襟翼侧边缘模块可以设有多个替代的联接件，以将该模块连接到襟翼边缘。这里，该襟翼侧边缘模块可以包括附接部分，该附接部分在使用中与襟翼的远端对准。这可以包括过渡区域，该过渡区域具有比该模块的远离所述附接部分的部分更大的格子密度。具体地，该过渡区域可以具有格子密度梯度，使得格子密度从靠近该本体部分的第一格子密度向附接部分处的较大格子密度改变。

该格子结构可以是互连条或梁的任何合适分布。例如，该格子结构可以呈非均匀形成的形式或者替代地呈均匀形成或分布的形式。在另一替代方案中，该分布在格子结构内可以是随机的。

在又一替代方案中，该格子结构可以包括与泡沫(例如，金属泡沫)的结构类似的结构。金属泡沫结构能够例如使用增材制造技术来形成。在这样的布置中，该泡沫的结构可以替代本文中针对一个实施例描述的梁/连接杆。

在一种布置中，该格子结构可以包括三角形网格，其中，每个三角形的每个边具有在0.7mm至1mm之间的长度以及在0.08mm至0.12mm之间的宽度。有利地，该格子结构可以包括三角形网格，并且其中，每个三角形的每个边具有大约0.9mm的长度以及大约0.1mm的宽度。

该襟翼侧边缘模块还可以包括至少一个联接件，该至少一个联接件在使用中被构造成将该模块附接到襟翼的边缘。所述联接件中的一个联接件可以形成在前缘和/或尾缘中，以在该模块的任一端处提供稳固联接。类似地，至少一个联接件可以形成在本体部分中，以便为该模块提供中心支撑。

在联接件延伸穿过该格子结构(即，在本体内延伸)的情况下，该联接件可以包括轴，该轴延伸穿过该本体部分并且在使用中被布置成收容附接构件，该附接构件延伸穿过该本体部分。这例如可以是纵长螺栓或者其它合适的固定件，它可以连接到该模块被抵靠定位的、该机翼襟翼的部分。

在这样的布置中，该轴可以包括第一层和第二围绕层，其中，第一层和第二层均围绕该轴的外周延伸，并且其中，该第一层具有比第二围绕层更高的格子密度。该轴还可以在第一层和第二围绕层之间包括过渡层，在该过渡层中，格子密度在该过渡层上朝向第二围绕层减小。

从另一方面来看，提供了一种噪声衰减面板，该噪声衰减面板包括：

第一部分，该第一部分包括多孔金属网格，该多孔金属网格限定穿过该网格的多个空气通路；

大致实心的第二部分；以及

过渡部分，该过渡部分位于第一部分和第二部分之间，其中，该网格的密度从靠近实心部分的区域向靠近所述多孔金属网格部分的区域减小。

可以使用多种增材制造工艺之一来形成该本体的格子结构。该术语旨在涵盖其中通过选择性地添加材料形成三维本体形状(通常在逐层工艺中)来形成该本体的制造。

这些工艺使得其自身特别适合于产生本文中描述的内部格子结构。更具体地，该增材制造工艺允许以高精度和高公差来‘构建’该结构，从而允许以合适的金属来形成或‘打印’复杂的预定结构。

合适的工艺包括：

金属：

粉末床熔融方法

直接金属激光烧结(dmls)

电子束熔化(ebm)

选择性激光熔化(slm)

选择性激光烧结(sls)

直接金属丝沉积

直接金属粉末沉积

聚合物：

熔融沉积建模(fdm)

因此，从又一方面来看，提供了一种制造噪声衰减元件的方法，该元件在使用中被布置成连接到空气引导结构，该噪声衰减元件包括具有格子结构的本体，其中，该格子结构在该本体的至少一部分上具有非均匀的格子密度；

该方法包括以下步骤：

通过增材制造形成本体，该本体包括格子结构，其中，该格子结构具有非均匀的格子密度，并且其中，在具有不同密度的区域之间设置有过渡区域，在该过渡区域中，密度逐渐地变化。

从另一方面来看，提供了一种制造用于飞行器的机翼襟翼的噪声衰减元件的方法，该方法包括以下步骤：

(a)确定襟翼上的预期飞行负载以及期望的刚度；

(b)基于这些确定来计算针对本体的所需格子分布；以及

(c)基于预定飞行负载和期望的刚度来以增材方式制造包括格子结构的本体，使得该本体包括非均匀的格子密度。

从又一方面来看，提供了一种用于飞行器的声衰减面板，该面板包括限定面板的外边界的外周、以及在所述外周内的包括金属格子结构的区域，该面板包括格子密度过渡部分，该格子密度过渡部分位于该面板的边界与在该边界内的所述区域之间，其中，该格子密度朝向面板的边界增大。本文中描述的发明的优点能够被概括为以下非穷尽性列表：

·降低的噪声水平(网格或格子)

·可互换模块(联接件)

·低维护/操作成本

·低生命周期成本

·抗损坏性(实心的尾缘/前缘、过渡区域)

●降低的襟翼维修成本，因为仅仅更换襟翼侧边缘模块而不是整个襟翼——襟翼的边缘是受损最严重的部位

·本体部分中的网格或格子孔尺寸提供了最佳的声学性能

·随机网格或格子整体上提供相同的密度(如果均匀的话，则能够直视)——随机网格意味着它被限制在不同尺寸中

·单个襟翼侧边缘模块，而非包括多个部分和联接方法的模块。

附图说明

现在将参照以下附图，仅以示例的方式来描述本教导，在这些附图中，相同的部分由相同的附图标记表示。

图1示出了用于飞行器机翼的涡流产生场景；

图2示出了连接到襟翼的根据本发明的飞行器机翼襟翼侧边缘模块的透视图；

图3示出了该襟翼侧边缘模块的端视图；

图4是该襟翼侧边缘模块和机翼襟翼的平面图；

图5是沿图3中的e-e’的剖视图；

图6是沿图3中的d-d’的剖视图；

图7示出了示例的格子结构；

图8示出了过渡区域的格子结构；

图9示出了襟翼侧边缘模块的示例格子密度分布；

图10示出了联接件周围的示例格子密度分布；并且

图11示出了用于襟翼侧边缘模块的过渡区域的示例位置。

尽管本教导易于做出各种变型和替代形式，但在附图中以示例的方式示出了具体实施例并在本文中进行了详细描述。然而应该理解，附图及其详细描述并非旨在将范围局限于所公开的特定形式，而是相反，该范围将涵盖落入由所附权利要求书限定的精神和范围内的所有修改、等同物和替代方案。

例如本说明书中所使用的，不应在排他性或详尽的意义上来解释词语“包括”、“包含”和类似词语。换言之，这些词语旨在表示“包括但不限于”。

应认识到，本文中描述的本发明的各方面的特征能够以任何合适的组合方便地且可互换地使用。还应认识到，本发明不仅涵盖各个实施例，而且涵盖本文中已经讨论的实施例的组合。

导致本发明的工作已获得欧盟第七框架计划(fp7/2007-2013)的资助，拨款协议号为604013。

具体实施方式

本教导总体上涉及一种噪声衰减元件或部件，以及用于制造这种噪声衰减元件的方法。

将描述一个实施例，在该实施例中，该元件被应用于能够实现噪声衰减的机翼襟翼边缘结构。此外，还能够优化该机翼襟翼边缘的强度、刚度、耐用性和可连接性以及声学性能。将认识到，本发明也可以用在本文讨论的其它应用中。

根据本教导，提供了一种襟翼侧边缘模块，该襟翼侧边缘模块适合于连接到飞机的机翼上的襟翼。当襟翼处于伸出形式而使得这些襟翼的边缘在起飞和着陆时露出时，本发明的襟翼侧边缘模块减小了由这些襟翼的边缘引起的机身噪声。

参照图1，示出了客机1的一半。该飞行器包括机翼2和一对襟翼3、4。所示的襟翼处于伸出状态中；即，在给定的空速下产生更大升力的、最常用于着陆和起飞时的状态。

当襟翼伸出时，襟翼外边缘5露出并且与通过机翼下方和上方的气流相互作用。如图1中所示，在该襟翼的边缘上方的空气流产生涡流6。由于该涡流是不希望的飞行器噪声的来源，因此，该涡流是非期望的。

图2示出了机翼襟翼的边缘和从该襟翼的端部或边缘延伸的襟翼侧边缘模块8。该模块在图2中被以透视形式示出，以说明下文将描述的内部部件。

襟翼侧边缘模块8具有前缘9和尾缘10，该前缘9和尾缘10与襟翼7的对应的前缘和尾缘对准。该襟翼具有上表面和下表面，其中，该上表面和下表面在前缘和尾缘之间延伸。当附接到飞行器的襟翼时，该上表面大致面向上，并且该下表面大致面向下。

如图2中所示，该模块具有前缘部分11，该前缘部分大致呈实心的形式，即，该前缘部分由实心材料形成。类似地，该模块具有尾缘部分12，该尾缘部分12也具有大致实心构造。

可以使用的示例材料是铝、钛及其合金，这些材料可以如下文进一步所述地被方便地加工。

图2还示出了多个联接件，这些联接件用于将该模块与襟翼选择性地联接和脱开。图2示出了3个联接件，即，第一联接件13以及一对第二和第三联接件14、15，该第一联接件13延伸穿过前缘部分11，并且这一对第二和第三联接件14、15延伸穿过模块本体16。

可以使用任何合适的联接件，但图2中示出的联接件是纵长螺栓的形式，该螺栓延伸穿过形成在本体16中的孔或轴。这些轴各自终止于模块17的侧部处，该侧部与机翼襟翼的端部对准。下文进一步详细地描述这些轴和联接件。

该模块可以是或者可以不是襟翼的结构部件，即，该模块仅在襟翼的端部处用作噪声衰减装置。替代地，该模块可以被集成到襟翼中，从而也用作结构部件，并且例如产生升力或者以与襟翼的其余部分引导空气的方式相同的方式引导空气。

图3示出了机翼襟翼模块的端视图，以示出在前缘处以及本体内的空气动力学分布和联接件。下文描述截面e-e’和d-d’。

图4是该模块和机翼襟翼的平面图。图4示出了该模块从前缘9到尾缘10的锥形轮廓。例如由箭头所示的，宽度(沿着襟翼翼展方向)在前缘处小于尾缘处。这样做的目的是为了补偿从前缘到尾缘的压力差的变化。前缘处的压力差的覆盖区域小于尾缘处的压力差的覆盖区域。

图5是沿图3中的截面e-e’的剖视图。如图所示，模块8与襟翼7抵接。襟翼7包括螺柱(stud)18，该螺柱18被布置成收容螺栓19，该螺栓19延伸穿过模块8的本体16。衬套20被设置成连接到该螺栓，这允许容易的更换/维修。

如图所示，该螺栓是纵长的并且具有远端21，该远端21与模块8的外表面22接合。螺栓19位于由大致实心外壁形成的轴18(在一个示例中，为钛轴)内部。该轴收容该纵长螺栓，该纵长螺栓允许模块8联接到襟翼7以及与襟翼7脱开。

图6示出了沿图3中的截面d-d’的剖视图。这里，模块8的外周24被示出为与襟翼7抵接。该外周由格子结构(下文进一步描述)形成，该格子结构与由相同材料形成的实心部相比具有不同的密度，具体是具有较低的密度。

过渡区域25(下文将再次进一步描述)是这样的区域：在该区域中，通过改变格子结构的密度，材料密度从第一密度改变为第二密度。如图6中所示，外周24在该模块内限定中空空间16。

现在将描述该内部格子或网格结构。

本发明的特征是格子结构，该格子结构允许控制和调整该模块的本体的孔隙率和密度。能够使用增材制造技术(即，逐步地逐层构建形状的技术)而以金属形式形成复杂的内部格子结构。便利地，诸如铝和钛的金属粉末能够用于构建复杂的几何形状和结构。更具体地，可以形成复杂的内部格子状结构。

图7示出了这样的格子或矩阵结构，在该格子或矩阵结构中，可以看到图案基本重复的、相交的金属条或金属梁的网络。取决于所期望的孔隙率(也就是，该格子的结构构件之间的空间)以及所期望的强度和刚度，可以使用任何合适的图案。如图7中可以看到的，该结构限定了敞开空间，这些敞开空间提供孔隙率(并且减小密度)，并且允许空气自由地流入和流出该结构。

该图案可以是任何合适的图案。一旦确定了几何形状，就能够将该几何形状编程到增材制造设备中，并且能够形成该本体。

根据本发明，这种多孔结构有利地抑制了由形成有该孔隙率的模块的外表面产生的涡流。

通过将格子结构引入到襟翼侧边缘模块中，这降低了机翼襟翼的上表面和下表面之间的压力差。该压力差还会在从前缘到尾缘的翼弦方向上波动。通过根据局部压力差来调整格子密度，获得了最佳的噪声降低。

本文中描述的本发明的又一方面是过渡区或区域，该过渡区或区域在具有不同格子密度的区域之间延伸。这在图8中示出，其中，左侧的第一区域比右侧的区域具有更高的格子密度。以这种方式调整格子密度允许针对该模块的特定部分优化本体强度和/或刚度，并且允许在不需要高强度和/或刚度的区域处增大孔隙率。这允许声学优化。从图8中将认识到，该左侧区域允许该本体在结构上联接到具有较大强度的前缘或尾缘。

图9大致对应于图2，并且示出了如何能够在模块8上选择性地修改格子密度。

如图9中所示，前缘9和尾缘10处于模块8的本体的两端。该本体的点状部分说明了格子的密度增大。具体地，该本体包括中心部分26和两个过渡部分27，该中心部分26和两个过渡部分27被夹在本体的端部与尾缘10/前缘9之间。尾缘部分和前缘部分是大致实心区段28。如图9中的点状区域所示，过渡区域27呈现出与图8大致类似的形式，并且具有增大的格子密度。

确切的格子密度梯度(即，从区域26到区域28的密度增加率)将取决于所需的预定格子几何形状、强度和/或刚度。

结合图5，如图10中所示，也可以对联接件使用类似的方案。如图所示，轴23由实心钛部分形成。该轴被过渡区域27包围，在该过渡区域27处，格子密度减小，直到该格子密度与该本体在联接件周围的密度相对应为止。

该本体的内部可以如上所述地是中空的，或者替代地可以填充有低密度格子。如图11中所示，可以在联接部分周围以及在该本体与前缘/尾缘之间设置多个过渡区域。

实际上，格子密度在该本体的如下合适部分处增大：需要额外的强度和/或刚度的部分处，需要连接的部分处，或者必须限定联接轴的部分处。类似地，能够根据该本体的其余部分处的声学效果来控制格子密度/孔隙率。

能够使用各种增材制造技术来形成本文中描述的结构。例如，能够使用粉末床熔融、电子束熔化或激光熔化粉末床的增材制造机。示例材料能够是钛ti64，钛ti64具有每英寸10至50个孔的示例密度以及在3％和40％之间的密度。

在一种布置中，该模块能够例如使用增材制造技术直接沉积到襟翼的远端上。因此，由于可以设置一件式襟翼和噪声衰减模块，因此可以提供完全集成。

替代方案

在其它示例中，该襟翼侧边缘模块可以不沿着该襟翼的整个长度延伸。

在又一些其它示例中，该襟翼侧边缘模块可以被包含在上文限定的第一襟翼侧边缘和第二襟翼侧边缘上。

取决于所涉及的具体部分或区域，压力差(覆盖区域)可以改变，并且因此，能够实施每特定压力差的最佳格子密度，以实现最佳声学性能。

噪声衰减面板

本发明的噪声衰减面板可以构造成用在其它情形中。例如，该噪声衰减面板可以用在起落架部件中。此外，该噪声衰减面板可以用在非航空应用中，例如风力涡轮机中。

在飞行器应用中，该结构可以适用于飞行器的各种部分，包括但不限于：

-发动机整流罩

-小翼

-起落架撑杆

-飞机结构

-扰流板

-副翼

-升降机

-变送器外壳

本发明的噪声衰减面板包括大致如上所述的多孔网格或格子区域以及过渡区域。例如，该过渡区域具有网格或格子密度梯度，使得该网格或格子密度从一端处的粗网格或格子改变为另一端处的细网格或格子。

呈现本文中描述的各种实施例仅是为了帮助理解和教导所要求保护的特征。提供这些实施例仅作为实施例的代表性示例，而不是穷举的和/或排他的。应当理解，本文中描述的优点、实施例、示例、功能、特征、结构和/或其它方面不应被认为是对由权利要求书限定的本发明范围的限制或是对权利要求书的等同物的限制，并且在不脱离所要求保护的本发明的精神和范围的情况下，可以使用其它实施例并且可以进行修改。除了本文中具体描述的那些，本发明的各种实施例可以适当地包括、由如下项构成或者基本上由如下项构成：所公开的元件、部件、特征、部分、步骤、装置等的适当组合。此外，本公开可以包括当前未要求保护但将来可能要求保护的其它发明。