专利名称：一种消音衬垫的实施方法及用此方法获得的衬垫的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种外形复杂且带蜂窝结构的消音衬垫的实施方法， 上述衬垫更适用于覆盖飞行器的前缘部位，尤其是覆盖发动机吊舱的 进气道。
背景技术：
为了限制机场周边噪声污染的危害，国际标准对噪声源的限制越 来越严格。
已经开发出某些技术来降低飞行器发出的噪音，尤其是推进装置 发出的噪音，主要是在管道的管壁上敷设消音衬垫来吸收部分声能， 尤其可以利用玄姆霍兹共鸣器的原理来进行消音。众所周知，该消音 衬垫同样被称作消音板，从外向内包括一个多孔阻音层，至少有一个 蜂窝结构和一个反射层或隔音层。
所谓的防护层，就是一层或多层由同种或非同种性质的材料制成 的防护层。
多孔阻音层就是一种有耗散作用的多孔结构，它把通过该结构的 声波声能部分地转换成热能。该阻音层具有 一 些可以使声波通过的叫 做开口区的区域，还有其他一些不允许声波通过的叫做关闭区或实心 区的区域，以确保上述防护层的机械阻尼。该阻音层的主要特点在于 开口面积比基本上随发动机、以及构成上述防护层的组分而变化。
蜂窝结构被第一假想面界定时，蜂窝结构在这个面上能够直接或
间接地与多孔阻音层接触；蜂窝结构被第二假想面界定时，蜂窝结构 在这个面上能够直接或间接地与反射层接触。该蜂窝结构层还有多个 通道， 一方面通向第一表面，另一方面通向第二表面。这些通道一方 面被多孔阻音层堵住，另 一方面被反射层堵住，从而形成了 一个隔间。 消音衬垫的蜂窝结构由蜂窝形填料制成。蜂窝形填料可以采用各种不同类型的材料。
根据一种实施方式，蜂窝形填料可以由安置在垂直平面上并沿第 一方向延伸的条带组成，每个条带与邻近条带之间相互交错地连接 着，且在每个连接区域都有间距。这样，当全部组装的条带按照与第 一方向垂直的方向展开时，就可以获得一个蜂窝板料，条带形成的通 道侧壁为六角形截面。这种结构能获得较强的抗压和抗弯曲的机械强 度。
根据GB-2.024.380文件中阐述的 一种变例，蜂窝结构可以有第一 系列的长方形条带，和第二系列的长方形条带，系列条带上的每个切 口用来装配条带，形成一个平面蜂窝结构。
在消音衬垫的情况时，复合体在平面上实现，即多孔阻音层和反 射层连接在一种平面布局的蜂窝结构上。
之后，复合体在待处理的表面上加工成型，这种成型工艺可以实 施在大口径发动机吊舱的平面管壁或椭圆形管壁上。但对于小口径管 道或表面结构复杂的情况，成型工艺不同，诸如发动机吊舱的进气道 有两个曲率半径的情况。
成型加工的困难程度首先取决于蜂窝板的性质本身，它要有极强 的抗弯强度。这样当蜂窝结构按照第一曲率半径朝上弯曲，并被放置 在第一平面时，它会引发一个朝下的曲率半径，并置身于和第一平面 几乎垂直的平面里，蜂窝结构的形状成了马鞍形或者双曲线抛物线 形。
成型加工的困难同样还取决于蜂窝结构与各层之间的非弹性连
接的性质。这样当蜂窝填料在应力下进行平面制作时，成形加工会使 蜂窝填料脆化。
在任何情况下，成型加工用于消音衬垫的复合体需要昂贵和复杂 的工具，还需要一定时间周期。
按照另一种对问题的说法，即使人们能够做到弯曲复合体，现有 的解决办法不令人满意，因为成型加工会引起蜂窝结构上通道侧壁的 随机变形，以致很难对上述通道侧壁准确定位，因为反射层和阻音层 遮蔽了这些侧壁。鉴于复合体成形加工的难处，消声处理面积的扩展被限制在发动 机吊舱管道内部，因为上述被处理表面不延伸至发动机吊般进气道的 唇口处。
发明内容
这样，本发明旨在消除原有技术的缺陷，推荐一种消音衬垫的实 施方法，该衬垫具有一个蜂窝结构，可以使上述衬垫按照一个复杂的 表面成形，且不削弱它的机械性能，上述村垫设计简单、制作费用符 合市场要求。
为此，本发明涉及一种与飞行器待处理表面相关的消音衬垫的实 施方式，尤其是前缘部位、诸如飞行器发动机吊舱的进气道。上述消 音衬垫从内向外有一个反射层， 一个蜂窝结构和一个阻音层，其特征
如下，包^"如下步骤
-在待处理表面安置蜂窝结构时，将该结构可能有的外形数值
化；
-以可能的方式对相互之间不相交且有间距的第 一 系列的第一 条带进行定位，以l更确定它们的几何形状，及至少对相互之间不相交 且有间距的第二系列的第二条带进行定位，以便确定它们的几何形
状；第一条带与第二条带之间相交时， 一方面确定两个邻近的第一条 带之间的通道，另一方面还确定了两个邻近的第二条带的通道； -按照前面确定的条带几何外形来切割每个条带； -要在每个条带上完成切口工序，以便组装上述条带； -组装条带，从而获得一个与待处理表面外形相符的蜂窝结构；
及
- 敷设反射层和阻音层(32)。
根据本发明，利用第一条带和第二条带的外形及切口，经过上述 条带組装之后，可以得到一个非平面几何形的结构件，它有一个与待 处理表面外形相符的复杂型面。因此，与原有技术的蜂窝结构不同， 本发明的蜂窝结构一经组装就不会发生变形。
说明书中列举的本发明的其他特性和优点，仅为例证，应参阅附 图。其中，
图1是飞行器推进装置的透视图2是依照本发明的带有消音衬垫的发动机吊舱进气道的纵向 剖面图3是安置在径向平面的纵向条带的正视图； 图4A是按照与径向平面相交的第一表面安置的第一横向条带的 正视图4B是图4A所示的第一条带的透视图5A是按照与径向平面相交的第二表面放置的第二横向条带的 正视图，上述第二表面处在发动机吊抢进气道唇口顶部之后；
图5B是图5A所示的第二条带的透视图，该条带可以弯曲以便 与第一条带交错；
图6是依照本发明所述的蜂窝结构透视图，该结构能与进气道的 角扇形相匹配；
图7是纵向条带和一个横向条带之间连接的透视详图8是依照本发明所述的消音衬垫的俯视图；及
图9是依照本发明所述的消音衬垫的剖面图。
具体实施例方式
目前，已经阐明本发明适用于飞行器推进装置的进气道。然而， 本发明可以应用在飞行器各个不同的前缘部位上，或飞行器上已经做 过消音处理的各个不同的表面上。
图1表示一个飞行器的推进装置10,通过支撑杆12连接在机翼 下。然而，该推进装置可以连接到飞行器的其他区域。
本推进装置包括一个发动机吊舱14,其中有显然是同心方式装 配的动力系统，以驱动安装在主轴16上的进气装置。发动机吊艙的 纵轴参考标号为18.
发动机吊舱14有一个内管壁20,限定了前端是进气道22的管道，进来的第一部分气流被称作首股气流，它穿过动力系统来参与燃
烧工序；第二部分气流被称作二股气流，受进气装置的引导进入到一 条被发动机吊舱内管壁20和动力系统外管壁限定的环形管道中。
进气道22的顶部24形成一个明显的环状体，该环状体沿着一个 与纵轴18明显垂直的平面延伸，如图2所示，或者不垂直于纵轴， 但其顶部处于12点钟略微向前的位置上。当然，也可以考虑其他形 式的进气道。
在后面的说明中，所说的空气动力面，就是指与空气动力气流接 触的飞行器蒙皮面。
为了限制噪声污染的危害，在空气动力面上已经采用了消音衬垫 26来吸收部分声能，尤其可以利用亥姆霍兹共鸣器原理来进行消音。 众所周知，这个消音衬垫同样被称作消音板，从内向外包括一个反射 层28， 一个蜂窝结构30和一个阻音层32。
作为变例，消音村垫可以有多个蜂窝结构30,由称作隔膜的各 个阻音层分离开。
所谓防护层，就是指一层或多层同种或非同种性质的材料制成的 保护层。
根据一种实施方式，反射层28可以金属板形式出现，或者是一 种由至少 一 层在树脂基质中浸泡过的编织纤维或非编织纤维构成的 薄膜形式出现。
阻音层32可以是以至少一层编织纤维或非编织纤维的形式出 现，纤维最好浸泡过树脂，以确保纤维能从各个不同的方向获得力。
根据另一个实施方案，电阻消音结构32至少有一个以金属织物 或非金属织物形式出现的多孔层，比如金属丝网，以及至少有一个带 长方形孔或微型孔的金属薄板或复合材料制成的结构层。
反射层和阻音层不再详述，因为业内人士已经知晓。
蜂窝结构30对应的体积一方面被与反射层28接触的第 一假想面 34界定，另一方面该体积被与电阻消声层32接触的第二假想面36 界定，如图6所示。
将第一假想面34和第二假想面36隔开的距离可以不是常数。这样，这个距离在进气道唇口部位时可以更大些，以1更给予上述结构一 个更大强度，尤其是抗压强度。
蜂窝结构30—方面有多个被称作纵向条带的第一条带38，它们 对应于体积与带纵轴18的径向平面的交叉点，另一方面虫奪窝结构还 有多个被称作橫向条带的第二条带40,它们对应于体积与径向平面 上相交面的交叉点。最好每个横向条带40在与第二假想面36的每个 交叉点上，要明显地垂直于该点在第二假想面36上的正切线。
最好每个纵向条带38在与横向条带40的每个交叉点上，要明显 地垂直于该点上每个^f黄向条带40的正切线。
所谓相交面，就是指与第一假想面34和与第二假想面36相交的 那个平面或表面。
一般情况下，蜂窝结构在相交面上有一系列的第一条带38,上 述第一条带38之间不相交且相互之间有间距，蜂窝结构在相交面上 至少有一个第二系列的第二条带40，上述第二条带40之间不相交且 相互之间有间距。第一条带38与第二条带40相交时， 一方面限定了 两个邻近的第一条带之间的通道，另一方面还限定了两个邻近的第二 条带之间的通道。
可以考虑多于两个系列的条带方案。
然而，为了简化设计，人们选择了两个系列条带的方案，这样， 获得的通道带四个侧面。
同样，为了简化设计，应把第一条带安置在带有发动机吊舱纵轴 的径向平面上。
为了获得坚固的结构，要按照第二条带明显垂直于第 一条带的方 式实施安装，从而得到的通道截面为方形，长方形。这种解决办法同 样可以简化设计。当然，人们还可以考虑采用其他形状的截面，例如 菱形。
通道的截面在弯曲部位是变化的。这样，通道在第二假想面36 上的截面大些，而在第一假想面34上的截面小些，这些通道的截面 在这两个假想面之间变化。
为了把相互交错的不同系列的条带组装起来，在纵向条带38上预置有第一切口 42,它们与横向条带40上的第二切口 44相吻合。
第一切口 42和第二切口 44不从一边延伸到另一边，以方^更组装。
第一切口 42的长度和第二切口 44的长度均经过调校，使纵向条 带和横向条带的边缘能安置在假想面34和36上。
根据一种实施方式，第一切口 42从安置在第二^(叚想面36上的纵 向条带边缘开始延伸。另外，第二切口 44从安置在第一假想面34的 横向条带边缘开始延伸。
根据一种实施方式，蜂窝结构被安置在待处理的表面时，将蜂窝 结构30可能有的形状数值化。然后，以可能的方法对纵向条带和横 向条带进行定位，以确定它们之中每一个的几何形状。可以采用网格 软件类似的方法来分析表面，可以采用几何投影方法进行表面分析。
这样，如图3所示，在进气道的情况下，纵向条带38的外形如 C，其第一边缘46能与第一假想面34相连，而第二边缘48能与第二 々i想面36相连。才艮据所有的变例，分隔边缘46和边缘48的距离可 以从一个条带到另 一个条带而不同，或者沿着同 一个条带型面变化。 纵向条带38是用绝对平整的板材切割制成。这种平面切割技术简化 了制作工艺。另外，假想面34和36的外形取决于边缘46和48的 外形，它们是由切割而不是靠变形生成的，这样确保了上述假想面具 有非常高的尺寸精度。
在纵向条带38安放在径向平面的情况下，纵向条带与横向条带 40装配时不会弯曲。
如图4A,4B， 5A和5B所示，在进气道的情况时，横向条带40的 外形为环形，其第一边缘50能够与第一假想面34 —致，第二边缘 52能够与第二假想面36—致。边缘50和52的曲率半径能够随着离 开顶部24的距离变化而逐步发生变化，对横向条带40来说，数值R 基本对应于形成发动机吊舱管道的曲率半径，如图4A所示。对于安 置在进气道顶部24位置的横向条带40来说，半径为无限时，边缘 50和52几乎是直线，如图5A所示。
横向条带40是由绝对平整的板材切割制成。
本发明的一个优点在于横向条带和纵向条带均采用了平面切割，
10这样简化了制作工艺，而且它们不需要任何成型加工，确保了反射层
和阻音层上各隔间(cells)的校准工作。
横向条带相当柔韧，能够根据它们不同的位置尽可能的弯曲，从 而交织在纵向条带里。如图4B所示，安置在蜂窝结构区域里的横向 条带40只有一个曲率半径，尤其是明显圆柱形的部分，它们一被组 装就置于平面之中了。
大多数横向条带40足够柔韧，能够依照它们在蜂窝结构上的不 同位置，按着一个垂直于条带表面的曲率半径R做尽可能的弯曲， 如图5B所示。这样，远离顶部24的横向条带40不会弯曲，相当于 曲率半径R为无限时的状态。对于安置在顶部24处的横向条带40 而言，随着相关的横向条带与顶部24之间分隔距离的变化，4黄向条 带40的曲率半径R在逐步地减小，直至曲率半径R完全与顶部半径 相等为止，如图5A和5B所示。
根据本发明的一个重要优点，条带一经组装或者反射层或阻音层 被敷设就位时，条带不会再变形。
这样组成的消音村垫的外形与待处理表面的外形相适配，消音衬 垫在上述待处理的表面敷设就位后不会再变形。因此，与原有技术不 同，蜂窝结构与反射层或阻音层之间的连接不再存在受损伤的风险， 且与条带对应的通道壁的位置完全在掌握之中，该位置与数值化时所 期待的位置相符。
根据一种实施方式，条带38和40可以由硬纸板、金属(钛， 钢，铝合金)、复合材料(例如玻璃纤维)制成，也可以将使用的材 料混合利用，例如纵向条带使用玻璃纤维，横向条带使用钛金属。
选择金属的优势是赋予结构较强的抗撞击强度，尤其是对付鸟类 的撞击。
根据所有的变例，可以手工组装或自动化组装条带。 如图7所示，组装纵向条带38和横向条带40之后，再用焊接方
式把它们连接起来，例如用4f焊54,或用粘接方法。当然也可以考
虑保证条带之间连接的其他解决办法。
根据本发明的一个优点，有可能改变蜂窝结构厚度。这样，置于唇口直角处的蜂窝结构部分，其厚度大于远离上述唇口的蜂窝结构部 分的厚度。
根据所有的变例，条带的边缘可以有更复杂的外形和多个曲率半 径，以期得到更加复杂的表面。
根据这些情况，可以改变同 一 系列条带间的间距。
这样，相邻的第一切口 42'和42〃间可有4艮小的差值，以期在 相邻的横向条带40'和40〃之间获得较小的间距，如图6所示。同 样，相邻的第二切口 44'和44〃间可有^艮小的差^直，以期在相邻的 纵向条带38'和38〃之间获得较小的间距，如图6所示。
这种布局可以得到截面可变的隔间。
根据另一种改进方案，条带38和40可以有切口 56, -使某些隔 间之间相互沟通，从而获得一个通道网。这种解决办法能够在相邻和 靠近的条带38和40之间形成一个用以输送热空气来获得防冰处理功 能的通道网。
那些未连通的隔间用于消音处理功能。
这种结构配置能使防冰处理功能和消音处理功能相兼容，在某些 消音村垫的隔间中，那些相互之间未连通的隔间专门用于消音处理功 能；相互之间连通的隔间专门用于防水处理功能。
根据图8和图9所示的一种实施方式，阻音层32至少有一层可 让声波通过的开口区58和不允许声波通过的实心区60。开口区58 的外形、尺寸、数量及布局的校准工作是以优化消音处理、并减少对 空气动力气流在上述阻音层表面流动的干扰为基准。
作为例证，开口区58可为长圓形，其实际尺寸要根据空气动力 气;充的《u动方向布置。
根据所有的变例， 一个开口区58仅有一个孔型与开口区的外形 相吻合的孔，或者该开口区有多个间距很小并覆盖着上述开口区的小 孔或微型孔。
根据另一种实施方式，电阻消音结构32至少有一个以金属织物 或非金属织物形式出现的多孔层，比如，金属丝网，并且至少还有一 个用金属薄板或复合材料制成的带开口区58的结构层。阻音层能有用以利用热空气进行防冰处理的其他的小孔，小洞或 微型孔。
根据本发明的一个特征，阻音层32的实施可采用按照蜂窝结构 30的侧壁38和40的位置来安置开口区58的方式。
在实施开口区58的过程中，阻音层32有可能被置放在一个预制 形坯上，预制形坯的外形与其上应安置上述阻音层32的蜂窝结构30 的表面的外形相符，以期获得开口区58较好的定位。
当实现阻音层32和蜂窝结构30之后，应采用任何适当的方法将 它们组装起来。例如，蜂窝结构是金属的，阻音层32有一个金属丝 网62夹在两层金属结构层64之间，结构层64之一通过焊接或粘接 方式与蜂窝结构连接。作为变例，阻音层在开口区58由一块带有微 型孔的薄板组成。
才艮据本发明，可以相对虫奪窝结构30的侧壁38和40对开口区58 做良好的定位，上述开口区58绝不置于与侧壁的直角交汇处，但安 置在与隔间的直角交汇处。这样开口的作用对消音处理来说总是最佳 的。因此，能准确地确定开口面积比，不再需要由于开口区与侧壁之 间的定位错误而要预留误差值。这样，预置的开口区确保消音处理处 于最佳工作状态且没有在侧壁直角处预置任何开口区的情况下，本发 明涉及的阻音层在空气动力特性方面同样是最佳的。
1权利要求
1.一种飞行器待处理表面上消音衬垫的实施方法，主要适用于前缘部位，诸如飞行器发动机吊舱的进气道，上述消音衬垫从内向外包括一个反射层(28)，一个蜂窝结构(30)和一个阻音层(32)，其特征在于，所述方法包括如下步骤-在待处理表面安置蜂窝结构(30)时，将该结构可能有的外形数值化；-以可能的方式对相互之间不相交且有间距的第一系列的第一条带(38)进行定位，以确定它们的几何形状，以及对相互之间不相交且有间距的至少第二系列的第二条带(40)进行定位，以确定它们的几何形状，第一条带(38)与第二条带(40)之间相交时，一方面限定了两个邻近的第一条带(38)之间的通道，另一方面还限定了两个邻近的第二条带(40)之间的通道；-按照前面确定的条带几何外形切割每个条带(38，40)；-在每个条带(38，40)上完成切口(42.44)，以便实施上述条带(38，40)的组装；-组装条带(38，40)，从而获得一个形状与待处理的表面相符的蜂窝结构；及-敷设反射层(28)和阻音层(32)。
2. 根据权利要求1所述的消音衬垫的实施方法法，其特征在于， 所述方法包括把称作纵向条带的第一条带安置在包含发动机吊舱纵 轴(18)的径向平面上的步骤。
3. 根据权利要求1或权利要求2所述的消音衬垫的实施方法， 其特征在于，所述方法包括将每个被称作横向条带的第二条带(40) 安置在基本垂直于第二假想面(36)正切线的位置上的步骤，阻音层(32)与该面接触。
4. 根据权利要求3所述的消音衬垫的实施方法，其特征在于，所述方法包括将每个纵向条带(38)安置在基本垂直于每个横向条带 (40)的正切线的位置上的步骤。
5. 根据前面所述的权利要求中任意一项所述的消音衬垫的实施 方法，其特征在于，所述方法包括在被称作纵向条带的第一条带(38) 和被称作橫向条带的第二条带(40)上完成开口或开洞(56)的步骤， 以便连通某些通道，获得一个用于防冰处理的通道网，未连通的通道 用于消音。
6. 根据前面所述的权利要求中任意一项所述的消音村垫的实施 方法，其特征在于，所述方法包括阻音层(32 )要按照条带(38, 40 ) 的定位来实现开口区(58)的步骤。
7. 采用前面所述的权利要求中任意一项所述的消音衬垫的实施 方法而获得的消音衬垫，所述消音衬垫至少有一个蜂窝结构(30), 所述蜂窝结构包括相互之间不相交且有间距的第 一 系列的第 一条带(38),以及相互之间不相交且有间距的至少第二系列的第二条带 (40),第一条带(38)与第二条带MO)之间相交时， 一方面确定 了两个邻近的第一条带(38 )之间的通道，另一方面确定了两个邻近 的第二条带(40)之间的通道，其特征在于第一和第二条带(38, 40)的外形和切口 (42， 44)能够使上述条带按照非平面的表面形状， 但符合敷设在待处理表面上的蜂窝结构(30)的形状进行组装。
8. —种根据权利要求7所述的内置有消音衬垫的飞行器发动机 吊舱。
全文摘要
本发明涉及一种消音衬垫的实施方法，主要适用于前缘部位，例如飞行器发动机吊舱的进气道。上述消音衬垫有一个反射层，一个蜂窝结构(30)和一个阻音层。本发明包括如下步骤在待处理表面安置蜂窝结构(30)时，将该结构可能有的外形数值化；以可能的方式对两个系列的条带(38，40)进行定位，以确定它们的几何形状，并且一方面限定了第一系列中两个邻近条带(38)之间的通道，另一方面限定了第二系列中两个邻近条带(40)之间的通道；按照前面确定的条带几何外形来切割每个条带(38，40)；在每个条带(38，40)上形成切口，以便装配上述条带(38，40)；装配条带(38，40)，从而获得一个外形与待处理表面相符的蜂窝结构。
文档编号F02C7/045GK101636575SQ200880005569
公开日2010年1月27日 申请日期2008年2月14日 优先权日2007年2月20日
发明者托马·吉勒, 法布里斯·冈蒂耶, 瓦莱里·弗吕斯蒂耶, 贝尔纳·迪普里厄, 阿兰·波特, 雅克·拉兰纳 申请人:法国空中巴士公司