专利名称：用于飞行器发动机机舱的声衰减板的制作方法
用于飞行器发动机机舱的声衰减板本发明涉及一种用于飞行器发动机机舱的声衰减板，以及装备有该板的机舱元件。从现有技术中可知，在飞行器发动机机舱中使用声衰减板可以减少来自涡轮喷气发动机的噪声发射。这些声衰减板通常具有夹层结构，该夹层结构包括结构表层、蜂窝式结构、以及通常由穿孔表层形成的抵抗层。实现这些声衰减板成本很高，尤其是由于蜂窝状结构的存在、以及需要将所述蜂窝状结构固定到结构表层和穿孔表层上。因而本发明的目的尤其在于提供一种可以以较低成本制造的、基于现有工艺具有简单设计的声衰减表层。本发明的该目的通过用于飞行器发动机机舱的声衰减板来实现，该板包括结构表层以及连接到所述表层上、作为吸音材料的多孔材料层。在本发明的上下文中，“多孔材料”指开放式材料(例如具有多个贯穿的空穴)，其不限于泡沫形式、或膨胀形式、或例如球等小元件的聚集体形式。由于其多孔性质，该材料具有良好的声衰减属性。由市场上可买到的金属、聚合物、陶瓷或复合材料形成的该结构通常具有比蜂窝结构的材料低得多的成本，并且将其放置到结构化表层上也简单得多。在特定情况下，声衰减板必须设计成安装在飞行器涡轮喷气发动机机舱的热区中，并且尤其是安装在为废气排出所经由的所述机舱的下部，此处温度通常高于600°C。在该收回区域中使用声衰减板使得可以大大减少高频范围内的噪声发射。对于这些特定的高温应用场合，在通常所使用的声衰减板中，结构表层由金属板形成、蜂窝结构为金属、以及抵抗层为穿孔金属板。金属蜂窝结构通过铜焊(例如使用填充以具有比基底金属更低熔点的金属来安装两块材料)连接到结构金属板和穿孔金属板。对构成所述夹层结构的所有元件使用金属合金，以及使用铜焊将它们相互连接起来成本是非常高的。而且，由这些金属元件所获得的板相对较重。因而本发明也尤其旨在提供一种适合于安装在机舱热区中的声衰减板，该板比现有技术的花费更少、质量更轻。本发明的该更特别的目的获得具有前述类型的吸音板，显著在于所述多孔材料从包括耐受达200°C温度的材料、耐受达400°C温度的材料、耐受达600°C温度的材料、以及耐受达800°C温度的材料的组中选择。取决于预期在热区中的应用场合，多孔材料可以具有更高或更低的热导率。在特定情况下，即该板试图使进气口结构的进气口唇缘具有气动除冰功能的情况下，可以选择多孔材料以耐受达400°C上下的最大温度、并以具有更高的热导率。形成用于热区的该多孔材料的材料可以从包括金属泡沫、以及具有铝和/或铜和/或镍和/或铬合金基的特定泡沫、或碳泡沫的组中选择。按照根据本发明的声衰减板的其它任选特性-所述多孔材料粘附于所述结构表层这是将多孔材料固定到结构表层上的一种非常简单的方式；-所述结构表层包括穿孔该布置适于希望结构表层布置在废气气流侧面时。-加强构件固定在所述结构表层上这些加强构件可以使该板获得的刚度可比得上现有技术中板的蜂窝结构的刚度。-抵抗层连接到加强构件上该抵抗层使得可以保护多孔材料免遭撞击；-该抵抗层由金属丝网或穿孔表层、或这两种元件的组合形成；所述结构表层和/或所述加强构件和/或所述穿孔表层和/或所述抵抗层由从包括金属合金、陶瓷、金属基复合材料、陶瓷基复合材料的组中选择的材料形成选择这些材料涉及重量和温度限制、以及吸音板必须承受的机械应力。本发明的另一个更特别的目的在于提供一种板，该板的特性完全符合其(“自定义”板)使用时的温度、几何结构、频率和噪声发射的空间分布等情况。本发明的该更特别的目的通过根据前述的板来达到，其中多孔材料包括空穴这些空穴的存在使得可以根据板的预期使用优化其重量和声音吸收特性。根据该优化板的其它任选特性，使得可以使其完美地适于其预期使用的功能-至少部分所述空穴为贯通空穴；-至少部分所述空穴为非贯穿的空穴；-至少部分所述空穴具有大体上垂直于所述板的中面定向的壁；-至少部分所述空穴具有相对于所述板的中面倾斜的壁；-所述多孔材料由具有不同特性的多孔材料层沿板的厚度方向重叠形成；-所述多孔材料由具有不同特性的多孔材料块沿平行于板中面的方向并列形成；本发明也涉及飞行器涡轮发动机进气口结构，显著在于其包括进气口唇缘，该进气口唇缘具有至少根据前述的第一声衰减板。根据该进气口结构的可选特性-所述进气口结构包括尤其由所述唇缘和内部隔板确定的气动除冰隔室，并且所述第一声衰减板为包括开孔多孔材料类型，其能够耐受达400°C温度且具有高的热导率；-所述第一声衰减板通过上游保持板和下游保持板被固定到所述进气口唇缘内侧，并且所述内部隔板优选地使用铆接固定到所述下游保持板；-所述进气口结构包括第二声衰减板，该第二声衰减板被固定到进气口唇缘的内侧且位于所述内部隔板的下游，该板通过由开孔多孔材料制成的连接件而与所述第一板相隔离，并且该连接件能够耐受达400°C温度且具有高的热导率；-所述第二声衰减板从包括根据前述具有多孔材料和开孔、能够耐受达120°C温度的板，以及蜂窝结构的板的组中选择；-所述第一板、由多孔材料制成的所述连接件，以及所述第二板使用共用片材覆盖，优选通过铆接将所述内部隔板0 固定到所述共用片材(3 上；-所述进气口结构为如下类型，即其中该进气口唇缘与进气口结构的外壁一起形成一件式组件，该一件式组件能够相对于涡轮喷气发动机的风扇壳体滑动，如在文献FR2906586中实例所描述的那样；-所述进气口结构包括固定到所述共用片材上的定中心构件。本发明还涉及飞行器涡轮喷气发动机机舱的内部固定结构，显著在于其包括至少一个根据前述的声衰减板。根据该内部固定结构的可选特征-所述声衰减板至少部分地处于所述内部固定结构区域中，所述内部固定结构用于承受所述涡轮喷气发动机所产生高温，并且所述板的多孔材料是开孔类型且能够耐受达 800°C温度且具有高的热导率；-所述多孔材料存在于所述内部固定结构的内表面上，所述内部固定结构在覆盖所述多孔材料的至少部分其表面上具有穿孔；-所述多孔材料由在所述内部固定结构中形成的返回部来保持；-所述多孔材料存在于所述内部固定的外表面上且在所述结构内部形成的收回区域内部；-所述多孔材料至少在上游部分由穿孔抵抗层覆盖；-所述抵抗层由与内部固定结构相同的材料形成。本发明还涉及飞行器发动机机舱，显著在于其装备有至少一个根据前述的声衰减板。本发明的其它特性和优点将根据以下描述并参考附图会变得更加明显，其中-
图1为根据本发明的吸音板的一个实施例的示意性剖面图，以及-图2-5示出了图1中的吸音板的优选替代方案；-图6和图7示出了包括至少一个根据本发明的声衰减板的机舱进气口的两个替代方案的示意性纵向剖面图；-图8示出了现有技术中机舱的示意性纵向剖面图，其包含传统双流式涡轮喷气发动机；-图9-13示出了装备有至少一个根据本发明的声衰减板的固定内部机舱结构的其它替代方案的部分剖面图。 在所有这些附图中，相同或相似的附图标记指代相同或相似的构件或构件组合。如图1中所示，根据本发明的吸音板包括在声激励源相对侧上的结构表层1，该结构表层1由一薄板形成。在该结构表层1上，连接有多个加强构件3，该加强构件3例如可以由具有工字形截面的梁形成，将它们相互平行布置。在这些加强构件3之间布置多孔材料层5，即具有开放结构(即能够吸收声波能量的开孔)。该多孔材料可以呈现泡沫形式、或膨胀形式、或毡形式或例如珠等多个小元件的聚集体形式，可以通过粘附或铜焊的方式固定到结构表层1上。由穿孔板或金属丝网或这两元件的组合形成的抵抗层7可以附着到加强构件3 上，以密封该多孔材料层5。加强构件3可以通过铜焊或铆接固定到结构表层1上。抵抗层7可以通过粘附、铜焊或焊接固定到加强构件3上。
如前所示，多孔材料5可以由市场上可买到的金属、聚合物、陶瓷或复合材料形成。多孔材料5可以根据吸音板使用状况的功能来选择。作为实例，下表提供了可以适合用作吸音板不同使用状况的多孔材料的不同类型泡沫
权利要求
1.一种用于飞行器发动机机舱的声衰减板，包括结构表层(1)和固定在所述表层(1) 上的、作为吸音材料的多孔材料(5)。
2.根据权利要求1所述的板，其中所述多孔材料( 的结构从包括泡沫、膨胀材料、毡、 小元件聚集体的组中选择。
3.根据权利要求1或2所述的板，其中所述多孔材料( 从包括金属、聚合物、陶瓷或复合材料的组中选择。
4.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其中所述多孔材料( 从包括耐受达 200°C温度的材料、耐受达400°C温度的材料、耐受达600°C温度的材料，以及耐受达800°C 温度的材料的组中选择。
5.根据权利要求4所述的板，其中形成所述多孔材料(5)的材料从包括金属或陶瓷材料的组中选择。
6.根据权利要求5所述的板，其中所述陶瓷材料为碳泡沫。
7.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其中所述多孔材料(5)被粘附到所述结构表层⑴。
8.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其中所述结构表层包括穿孔(8)。
9.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其中加强构件(3)被固定在所述结构表层 ⑴上。
10.根据权利要求9所述的板，包括被连接到所述加强构件C3)上的抵抗层(7)。
11.根据权利要求10所述的板，其中所述抵抗层(7)包括金属丝网或穿孔表层、或这两种元件的组合。
12.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其中所述结构表层(1)和/或所述加强构件C3)和/或所述抵抗层(7)由从包括金属合金、陶瓷、金属基复合材料、陶瓷基复合材料的组中选择的材料形成。
13.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其中所述多孔材料包括空穴(9)。
14.根据权利要求13所述的板，其特征在于所述空穴的至少一部分为贯穿的空穴。
15.根据权利要求13或14中任意一项所述的板，其特征在于所述空穴(9a，9b，9c)中至少一部分为非贯穿的空穴。
16.根据权利要求13至15中任意一项所述的板，其特征在于所述空穴(9)的至少一部分具有大体上垂直于所述板的中面(M)定向的壁(11)。
17.根据权利要求13至16中任意一项所述的板，其特征在于所述空穴(9)的至少一部分具有相对于所述板的中面(M)倾斜的壁。
18.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其特征在于所述多孔材料(5)由具有不同特性的多孔材料层( ，5b)沿所述板的厚度方向重叠形成。
19.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其特征在于所述多孔材料(5)由具有不同特性的多孔材料块沿平行于所述板的中面的方向并列形成。
20.一种飞行器的涡轮喷气发动机(39)的进气口结构(13)，其特征在于其包括进气口唇缘(17)，所述进气口唇缘(17)具有至少根据前述权利要求的第一声衰减板。
21.根据权利要求20所述的进气口结构(13)，其特征在于其包括尤其由所述唇缘(17) 和内部隔板0 确定的气动除冰隔室( )，并且所述第一声衰减板(P ；Pl)为包括开孔多孔材料的类型，能够耐受达400°C温度且具有高的热导率。
22.根据权利要求21所述的进气口结构(13)，其特征在于通过上游保持板(XT)和下游保持板09)将所述第一声衰减板(P)固定到所述进气口唇缘(17)的内侧，所述内部隔板0 优选通过铆接固定到所述下游保持板09)上。
23.根据权利要求21或22所述的进气口结构(13)，其特征在于其包括第二声衰减板 (P2)，所述第二声衰减板(P》被固定到所述进气口唇缘(17)的内侧且位于所述内部隔板 (25)的下游，连接件(3 将所述第二声衰减板(P》与所述第一声衰减板(Pl)隔开，所述连接件(3 由能够耐受达400°C温度且具有低热导率的开孔的多孔材料制成。
24.根据权利要求23所述的进气口结构(13)，其特征在于所述第二声衰减板(P2)从包括根据前述具有多孔材料和开孔的、能够耐受达高达120°C温度的板，以及蜂窝结构的板的组中选择。
25.根据权利要求23或M所述的进气口结构(13)，其特征在于所述第一板(P1)、由多孔材料制成的所述连接件(3 ，以及所述第二板(P》用共用片材(3 覆盖，优选通过铆接将所述内部隔板05)固定到所述共用片材(35)上。
26.根据权利要求20至25中任意一项所述的进气口结构(13)，其特征在于其是以下类型，即其中所述进气口唇缘(17)与所述进气口结构(13)的外壁(15) —起形成一件式组件，所述一件式组件能够相对于涡轮喷气发动机的风扇壳体滑动。
27.根据权利要求沈所述的进气口结构(13)，其特征在于其包括固定到所述共用片材 (35)上的定中心构件(37)。
28.一种飞行器涡轮喷气发动机机舱的内部固定结构(47)，其特征在于其包括至少一个根据权利要求1至19中任意一项所述的声衰减板G9)。
29.根据权利要求观所述的内部固定结构(47)，其特征在于所述声衰减板至少部分处于所述内部固定结构区域中，所述内部固定结构用于承受所述涡轮喷气发动机所产生的高温，所述板的多孔材料是开孔类型且能够耐受达800°C温度并具有高的热导率。
30.根据权利要求四所述的内部固定结构(47)，其特征在于所述多孔材料存在于所述内部固定结构G7)的内表面上，所述内部固定结构G7)在覆盖所述多孔材料的其表面的至少一部分上具有穿孔(8)。
31.根据权利要求30所述的内部固定结构(47)，其特征在于所述多孔材料通过在所述内部固定结构G7)中形成的返回部(51，53)来保持。
32.根据权利要求四所述的内部固定结构(47)，其特征在于所述多孔材料存在于所述内部固定结构G7)的外表面上且在所述结构内部形成的收回区域的内部。
33.根据权利要求32所述的内部固定结构，其特征在于所述多孔材料至少在上游部分由穿孔抵抗层(7)覆盖。
34.根据权利要求33所述的内部固定结构，其特征在于所述抵抗层(7)由与所述内部固定结构的材料相同的材料形成。
35.一种飞行器发动机机舱，其装备有至少一个根据权利要求1至19中任意一项所述的吸音板。
全文摘要
本发明公开了一种用于飞行器发动机机舱的声衰减板，包括结构表层(1)和连接到该表层(1)、作为吸音材料的多孔材料(5)。
文档编号F02C7/24GK102301122SQ200980128501
公开日2011年12月28日 申请日期2009年7月28日 优先权日2008年7月30日
发明者居·伯纳德·沃琪尔, 纪尧姆·吕克凯 申请人:埃尔塞乐公司