具有可由飞行器门覆盖的降声空腔的飞行器门装置的制作方法

本发明涉及具有可由飞行器门覆盖的空腔以及布置在该空腔中的至少一个降声轮廓本体的飞行器门装置，并涉及具有机身、布置在其中的门开口以及分配给门开口的飞行器门装置的飞行器。

背景技术：

用于关闭商用飞行器机身的开口的门通常包括加强的面状部件，该部件被设计成使得门处于关闭状态时门优选地与机身的外表面形成平坦的、连续的(台阶部较少)表面。用于加强的结构普遍地沿着门的内表面延伸并且其形成受到机身结构的影响，并且包括桁条和与外部蒙皮连接的交叉支撑元件。

靠近门内表面的外边缘延伸的边缘区域设置有门密封件，该门密封件在门关闭的情况下相对于周围密封机身的内部。通常，门密封件直接安置在面状部件的内表面上并且具有成拱形的并由支承轮廓支承的密封轮廓。在门的关闭状态下，密封轮廓附着于门开口中或门开口处的对应密封表面，并由此被压缩成齐平密封。空腔形成在开口外廓、门的外边缘、密封轮廓以及密封座之间，在空腔中可能产生流动引起的共振效应。通常，空腔可以被认为是与缝隙的延伸方向相比在轮廓横截面中具有小宽度的“深的空腔”。

us2012/0267475a1描述了一种沿着飞行器门装置中的缝隙延伸的声学密封装置，该声学密封装置填充在飞行器门与位于门开口处的框架之间形成的空腔，并且该声学密封装置由降声材料构成以降低风噪。

技术实现要素：

可以理解的是，本发明的目的是提出一种飞行器门，在该飞行器门处可以减小或者完全消除流动引起的共振效应，而不必对密封件或者通常对门结构进行修改。

该目的通过具有独立权利要求1的特征的飞行器门装置来实现。可以从从属权利要求和下面的说明书中获得有益的实施方式和改进。

提出了一种用于飞行器机身的飞行器门装置，该飞行器门装置包括：飞行器门；至少一个门密封件，该至少一个门密封件布置在飞行器门的内侧并且在飞行器门的边缘区域中周向延伸；以及门开口，该门开口可由飞行器门关闭，该门开口具有开口边缘，该开口边缘与开口邻接并且延伸到飞行器机身的内部，在该开口边缘处布置有密封座，该密封座可以与门密封件形成齐平接触。空腔由门密封件、密封座以及开口边缘形成，该空腔可以至少部分地由飞行器门覆盖。如果飞行器门关闭，则缝隙与空腔连通，该缝隙位于飞行器门与门开口之间。一个显著的特征是在空腔中在开口边缘处布置有至少一个降声轮廓，该降声轮廓包括至少一个平坦的表面部段，该平坦的表面部段相对于飞行器门的与缝隙相邻的表面倾斜地定向，其中，表面部段至少部分地遵循缝隙的路径延伸。

经由缝隙与周围流体连通的空腔内的空气可以通过流动而被激发成振动。待衰减的可感知的噪声的产生取决于缝隙的大小、缝隙的大小和定向、飞行器门与门开口的边缘区域之间存在的台阶部。根据上述实行方式的结合至少一个降声轮廓可以导致噪声的显着降低，而无需对飞行器门或门开口周围的区域进行任何修改。布置在空腔中的相对于声波的延伸方向倾斜的至少一个平坦的表面部段影响声波在空腔中的传播方向和反射，使得减少了噪声的产生。例如，至少一个平坦的表面部段可以沿着背对缝隙的方向反射冲击声波，因此声波可以在空腔中减小。在空腔中发生的多次反射可能导致方向的多次变化，这种变化将声波的动能转换为其它形式的能量，从而减少噪声的产生。然而，根据材料选择、轮廓设计和定向，至少一个平坦的表面部段还可以以另一种方式干扰声音传播，如吸声、传声或消声。

此处，降声轮廓优选为长形的条状体，该条状体具有特定的均匀轮廓横截面，或者如果需要的话，具有沿其圆周变化的轮廓横截面，并且该条状体可沿着通常自由可利用的开口边缘粘合或插入。因此，降声轮廓非常容易插入到已经存在的飞行器门装置中，并且提供了一个用于显著降声的非常好的改造方案。不需要修改。

如果门在其边缘与门密封件之间提供足够的空间，则降声轮廓的布置也可以定位在门处的开口边缘上并且可以沿着开口边缘延伸，其中，该位置信息是在门关闭时所理解的。

在有利的实施方式中，在空腔中布置有彼此相邻的多个降声轮廓。此处，相邻的布置是指在空腔中布置多个降声轮廓，该降声轮廓沿着朝向门中心的方向从缝隙处一个接着一个。因此，由此可以提供的整个平坦的表面部段是大的，或者取决于所使用的降声轮廓的数量，可以提供的整个平坦的表面部段与单个降声轮廓相比非常大，并且因此可以进一步改善降声。根据降声轮廓使用材料的类型，附加重量小或可以忽略不计。由四个降声轮廓产生优选组合。

在相邻的降声轮廓中，存在至少两个彼此直接相邻的降声轮廓，并且彼此之间没有任何距离。因此，两个或更多个平坦的表面部段直接一个接着一个，并且可以形成阶梯状结构。由于面积较大，所实现的降声由此得到了相当大的改善。

为了实现本发明的优点，优选的是，平坦的表面部段相对于飞行器门的与缝隙相邻的表面成在5°至60°范围内的角度。该表面被认为是飞行器机身或直接与缝隙邻接的门的外蒙皮表面。

另外，基部相对于与缝隙相邻的飞行器门的表面也可以具有从5°至60°的范围内的角度。优选地，该角度小于前面提到的平坦的表面部段的角度，使得产生心轴状轮廓横截面。至少在端部区域中，这可以另外沿着朝向缝隙的方向弯曲。

单件式降声轮廓的各个高度可以适于空腔的几何形状，使得各个降声轮廓可以具有不同的高度。单件式降声轮廓中的每个降声轮廓从开口边缘沿着朝向门密封件的方向的最大延伸——即，降声轮廓的单个“尖峰”的长度——可随着距缝隙的距离的增加而增加。因此，一个接着一个的多个平坦的表面部段中的每一者可以反射在空腔中传播并指向单个平坦的表面的声波的一部分，并共同有助于声音反射。进一步向门密封件突出的区域由于延伸的增加而被每个平坦的表面部段覆盖，其中，属于降声轮廓的各个部段也可以彼此重叠。

在横过门开口的边缘区域中的外表面——即，从缝隙沿着朝向机身内部的方向——测得的降声轮廓的宽度取决于平坦的表面部段的角度以及降声轮廓朝向门密封件的延伸。如果降声轮廓的靠近门密封件的仅一个部段配备有平坦的表面部段，则宽度可以选择成相对较小，这可能导致降声轮廓的可能数量的增加。另一方面，面向门密封件的降声轮廓的整个延伸可以用于布置平坦的表面部段，使得各个平坦的表面部段被尽可能大地设计，其中，这可以增加降声轮廓的所需宽度。可以认为有利的是，设计一种降声轮廓的布置，这种布置的降声轮廓彼此相邻，使得该布置沿着空腔的深度的至少一半延伸，该深度从缝隙开始测量至空腔的相反端部。

从开口边缘朝向门密封件的至少一个降声轮廓的最大延伸可以被选择成使得门密封件不被可靠地触及，而同时降声轮廓中的至少一者具有朝向门密封件的最大可能的延伸并由此确保最大可能的平坦的表面部段。沿着这个方向测量的降声轮廓的可实现的宽度可以大约在下述范围内：该范围包括空腔中适于结合降声轮廓的表面的可利用的局部净跨度的75％至95％、并且优选地90％至95％。

至少一个降声轮廓可以由疏水且耐高温的材料制成，这产生足够的结构稳定性。特别合适的是硅树脂、弹性体或其它橡胶类材料。

所述至少一个降声轮廓可以由优选为开孔的泡沫材料制成，但是仍然可以具有足够的尺寸稳定性。由于开孔设计，除了声音反射之外，还可以发生吸声，这致使声波一旦通过泡沫材料其动能就会转化为其它形式的能量。当然，泡沫材料也可以是闭孔的，这对于尺寸稳定性有积极的影响。制造泡沫材料会导致有利的低重量，因为大部分体积被气体填充。

此外还可以设想的是，降声轮廓可替代地由挤压塑料组成，这特别显著地简化了制造。这种塑料可以包括尺寸稳定的刚性塑料以及柔软的橡胶类的塑料。替代性地，也可以使用基于天然来源的材料，例如橡胶。

降声轮廓另外还可以包括与降声轮廓的主要材料不同的载体材料层。载体材料可以适用于连接降声轮廓，而承载平坦的表面部段的区域可以适应声音特性。

在使用并排的多个降声轮廓的情况下，这些轮廓也可以制成单个连续条带形式的单个零部件。由于省略了彼此间隔开的降声轮廓的单独定位，所以这相当有利于降声轮廓的附接。

为了便于附接，有意义的是，至少一个降声轮廓包括粘合剂或机械连接装置，该粘合剂或机械连接装置相对于环境影响——即，压力的变化、宽温度范围、湿度以及机身变形——具有有耐受性。例如，可以设置自粘支承区域，替代性地也可以使用销连接、螺钉连接、铆钉连接，或者可以涂覆基于例如合适树脂的粘合剂，由此紧固降声轮廓。

本发明还涉及一种飞行器，该飞行器包括具有至少一个先前描述的飞行器门装置的飞行器机身。降声轮廓可以沿着飞行器门的垂直于飞行方向行进的侧向部段而遵循缝隙的至少大部分路径延伸，在侧向部段处，由于垂直于飞行方向行进，所以噪声产生处于其最大值。特别有利地，降声轮廓从上部门半径附接至下部门半径，其中，这可以至少部分地包括门半径。

附图说明

从以下对示例性实施方式和附图的描述中可以得出本发明的其它特征、优点和应用可能性。由此，所有描述的和/或以可视的方式描绘的特征本身以及任何组合形成本发明的主题，而不依赖于它们在独立权利要求或其从属权利要求中的组合。在附图中，相同的附图标记表示相同或相似的物体。

图1示出了示例性飞行器门装置的截面图。

图2示出了其中标记有截面位置的飞行器门。

图3示出了具有降低的音调噪声(tonalnoise)的示例性噪声谱。

具体实施方式

在图1中，示出了穿过飞行器门装置2的侧向门密封区域的截面。示例性地，可以看到垂直向上定向的截面表面，也就是说，截面表面在相对于飞行器定义的坐标系的负z方向上。为了清楚起见，图2中示出了位置和截面方向。

飞行器门装置2包括飞行器门4，该飞行器门4包括具有拱形的、可压缩的密封轮廓8的面状加强部件6，其中，密封轮廓8通过固定板10和12保持处于预定的形状。密封轮廓8至少在门4的关闭状态下从门部件6沿着布置在密封轮廓8的背对加强部件6的一侧上的朝向机身内部的方向向内延伸。在门4的关闭状态下，密封轮廓8被挤压到密封座14上以在此处产生密封效果。然后，门4尽可能齐平地关闭门开口16，以在飞行器机身18处提供尽可能协调的外表面。

由于该设计，在关闭状态下，在密封座14、密封轮廓8、开口16的外廓以及机身18的朝向密封轮廓8突出的一个或更多个加强部件20之间形成空腔22，该空腔经由门部件6与开口16的外廓之间的缝隙24与周围流体连通。由于制造公差、热膨胀效应等，在门部件6与机身18的相邻表面之间可能存在台阶部26。在飞行期间，空气以相对较高的速度经由缝隙24或台阶部26示例性地沿着由箭头28所示的方向流动，从而产生共振效应和由此产生的噪声。这尤其可以在门的侧向边界处被注意到，因为此处缝隙24或者台阶部26出现垂直于其延伸方向的直接溢流。根据空腔22的尺寸和开口20以及门部件6的压型，可能不时地产生音调噪声，该音调噪声在最坏的情况下可能会经由结构传声(structure-bornsound)而可感知地延伸到飞行器的客舱中。

音调噪声的类型、并且特别是频率可以部分地由空腔22的大致形状确定。在所示的情况下，空腔沿着流动方向28的延伸显著小于垂直于流动方向28的延伸，即沿着密封座14的方向的延伸。在该示例性实施方式中，空腔22被认为是“深的”空腔22。

为了降低或完全消除这种噪声，并排地并且遵循缝隙24的延伸布置有多个降声轮廓30，其中，降声轮廓布置在结构部件20的面向密封轮廓8的一侧，并且该降声轮廓示例性地具有三角形横截面。该横截面包括基部32，该基部32分别示例性地布置成平行于缝隙24或平行于门4或机身18的与缝隙24相邻的表面或平行于流动方向28。其中，支承区域34邻接于基部32，该支承区域在该示例中大致垂直地延伸，并且该支承区域例如通过粘合连接至结构部件20。平坦的表面部段36在基部32与支承区域34之间延伸，该表面部段相对于门部件6延伸的局部方向或机身18的邻接表面成角度α倾斜延伸。这种成形的目的是破坏压力波的传播，该压力波穿过缝隙24移动到空腔22中，并相对于初始传播方向在平坦的表面部段36处被倾斜地反射。因此，反馈受损，并且由此共振条件受损。

随着距缝隙24的距离增加，选择结构部件20进入空腔22的较大的延伸是有意义的。具体地，通过并排地布置多个降声轮廓30，这意味着这些降声轮廓30从基部32在缝隙24正下方的相对小的延伸逐步形成为基部32在空腔22的相反端部处的相当扩大的延伸。

各个降声轮廓30的宽度——即，支承区域34在截面图中沿着结构部件20的纵向延伸——在所有降声轮廓30上可以是相同的，使得每个平坦的表面部段36的角度α随着距缝隙24的距离增加而减小。然而，这不是必需的，替代性地也可以选择均匀的角度，使得支承区域34在截面图中的延伸随着降声轮廓30的增加而扩大，或者使得平坦的表面部段36朝向密封轮廓8偏移。

进一步替代性地，也可以考虑增大的角度，通过该增大的角度可以稳定地增加支承区域34的尺寸，或者平坦的表面部段36包括相对于密封轮廓8增加的偏移量。

为了进一步改善隔音性能，单个或所有基面32同样可以相对于门4的表面或机身18的与缝隙24相邻的表面或相对于流动方向28成角度地延伸，由此导致降声轮廓形成心轴状形状。

图2示出了飞行器门4和开口16的示意图以及示例性地示出了图1中所示的截面图来源位置的示意图。由于缝隙24几乎只在飞行器门4的侧向表面处溢出，所以在此处结合降声轮廓30尤其适用。

图3示例性地示出了可以在纵轴上读取声压并且可以在横轴上读取频率的噪声谱。上曲线38表示没有使用降声轮廓30的未改变的噪声谱，特别地，该上曲线在标记区域40中包括相对离散的音调噪声。特别地，频率取决于此处空腔22的设计。在下方设定的下曲线42中，示出了通过使用本发明的降声轮廓30所衰减的噪声，在该噪声下，初始音调的共同部分也消失了。

此外，应当指出的是，“包括”不排除任何其它元素，并且“一”或“一个”不排除多个。还应当指出的是，参照上述示例性实施方式中的一个示例性实施方式所描述的特征也可以与上述其它示例性实施方式的其它特征组合使用。权利要求中的附图标记不应被解释为限制。