专利名称：飞机消声构件和用于形成所述构件的方法
技术领域：
本发明涉及飞机消声构件、飞机消声组件、飞机引擎锥形整流装置、和形成飞机消声构件的方法。
背景技术：
来自飞机的噪声排放是一个问题。噪声在引擎提供最大推力以供起飞的过程中达到峰值。为了减轻噪声，内管整流装置围绕引擎定位并包含消声材料。内部防热和防火层包围引擎。中间层包围内层。通过将处于分开位置的相邻的金属(例如铝)面或各纸类片材焊接而形成中间层。这些位置因而形成蜂巢的接触面。模制的铝片材然后被牵拉而张开以形成蜂巢。蜂巢的内表面的边缘粘接到内层。外层的边缘粘接到4褶穿孔外层。制造蜂巢和将蜂巢附接到相邻层是复杂而耗时的过程。此外，仅有蜂巢的窄边缘 (等同于铝片材的厚度)可用于结合到相邻层。因此，所述结合不如所希望的那样强。此外，来自风扇壳的用于引擎的支撑部不得不穿过蜂巢层。进一步地，螺栓不得不穿过所述层。蜂巢沿形成蜂巢的各壁之间的方向极为脆弱。因此，当所述壁被支撑部和螺栓干扰时，使用泡沫粘接剂填充蜂巢的相关单元。也可使用可替代的强化方法。使用树脂是耗时的，这是因为树脂不是易于处理的材料。而且，存在相关的重量上的不利之处，这是因为，各单元被填充而进行不需要的填充，以确保在所需区域中存在足够强度并确保以一角度穿过所述层的部分具有来自其所穿过单元的适当支撑。铝蜂巢的另一问题是，仅提供单一的深度，而存在要求更大深度以实现最优消声的位置。US 5 151 311、WO 2008/152259、US 2008/0083210, US 2004/0045766、US 2004/0045765 和 EP 0 636 780 公开了飞机结构。
发明内容
本发明的目的在于，试图克服前述或其他问题中的至少一个。本发明可通过各种方式付诸实施，不过现在将利用示例并参照附图描述一个实施例，其中
图1是内管整流装置的立体图；图2是内管整流装置的一部分沿围绕整流装置的方向的截面；图3是单独用于整流装置的单元结构的平面图；图4是将被形成曲形的蜂巢结构的平面图；图5是提供开口供引擎支撑部通过的单元结构的侧截面图；图6是显示出延伸穿过整流装置的紧固件的视图；和图7是显示出在整流装置的前边缘处的附接部。如图1中所示，内管整流装置10由六个或更多个分立的区部12、14、16、18、20、22构成。每个区段具有消声部。每个区段连接到相邻区段或能够相对于相邻区段移动。可以存在例如沿引擎长度定位的三个整流装置。如图1、2、3中所示，整流装置区部形成有传统的内部的防热部和防火障M ；中间层26，其包括注射成型的单元结构，单元结构包括向内朝向的壁观，壁观具有从壁观向外延伸的方形单元30 ；和传统的穿孔外壳32。内层M可通过机械固定或通过粘结而附接到中间层的壁观。外层可通过机械固定或粘结而附接到限定所述单元的壁的自由端。在使用时，来自引擎的声音通过单元30被部分地吸收。中间层能够通过诸如PEEK、PBI (聚苯并咪唑)之类的塑料或其他注射成型材料被注射成型，这是因为，热障内层将中间层阻隔于大多数的热量，使得中间层将会经受的最大温度为180°C。在图1和2中，单元30处的壁的厚度是1mm，在单元的相对壁之间的距离是18mm。 单元的高度是50mm。不过，应认识到，任何这些尺寸可以改变。而且，壁观可形成在外壁上，单元的开放端向内朝向。在此可替代的实施例中，单元的内壁可附接到障层对。进一步地，壁观可形成有穿孔，在这种情况下，可以不需要壳 32。虽然中间层沈在本文所述的任何实施例中已被描述为具有壁观，不过，壁可在层的延伸部的一部分上延伸，或者壁观可被省略。整流装置大多不经受较大载荷。不过，在一些情况下，有必要将载荷施加于整流装置。图3显示出限定所述单元的壁中的四个的接合部，其中所述单元在此形成有开口 34。 从所述开口延伸的各壁在其延伸部的一部分上加厚(如箭头36所示)，以提供增强。此外， 内壁观加厚，如箭头38所示。因此，诸如螺栓之类的紧固件可穿过开口 34和内、外壁，其中中间层被设计为提供最优支撑。由于中间层是注射成型的，因而不需要通过添加树脂并之后钻通树脂以例如容纳螺栓而修整均勻形成的蜂巢层。在图2和3中，所述单元显示为具有方形截面。不过，所述单元可具有任意截面。 例如，如图4中所示，单元可为圆形单元40、矩形单元42、六边形单元43，或者可以存在任何这些所形成单元的组合。以这种方式，可优化中间层的声吸收特征。在任何所述的实施例中，模具可为大致平坦的模具，其可随后被制成为曲形构件或弧。可替代地，模具可采取曲形或弧形的形式。图5是中间层的截面，其中，一管必须以一角度穿过中间层。所述层可形成有通道 44，其中通道的壁厚于单元的壁。同样，由于内层是模制而成的，因而不需要通过传统的蜂巢结构(例如，通过将一定数量的单元填充以泡沫胶，等待胶干燥，并之后钻制所述通道) 制造这样的通道。虽然在此未示出，不过，即使中间区部的深度显示为恒定，但所述深度可以变化。 例如，一些单元可具有大于其他单元的深度。所述深度的变化可为步进式变化。可替代地， 所述变化可为沿深度变化方向的直线或曲线形式。图6显示出，支架46附接到整流装置。整流装置具有推挤穿过的中空插件48，其中，插件上的法兰50支承抵靠一侧，螺纹衬垫52将插件保持就位。螺栓M延伸穿过插件和支架46，其中螺母56将支架保持就位。中间层的壁58在插件的区域中可以较厚。
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图7显示出，支架60朝向整流装置66的端被紧固到栓头62。通过将栓头旋转以与壁67的内侧上的螺母64配合，栓头连接到前向端。壁67或者所述壁和螺母64可与中间区部模制而成。同样，将不需要制造提供用于附接栓头的机构。虽然本发明已经被描述为消声器，不过应认识到，蜂巢类型的结构也将用作增强器
ο本发明涉及与本申请相关的当前提交的或在此专利文件之前的通过本专利文件公开的所有论文和文件，且所有这样的论文和文件的内容在此通过引用并入本文。在此专利文件(包括任何所附的权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征、和/ 或在此公开的任何方法或工艺的所有步骤，可以通过任何组合方式组合，除非在组合中这样的特征和/或步骤中的至少一些不相容。在此专利文件(包括任何所附的权利要求、摘要和附图)中公开的每个特征可被替换为用于相同、等同、或类似目的的替代性特征，除非另行明确说明。这样，除非另行明确说明，否则，所公开的每个特征仅为一系列通用的等同或类似特征中的一个示例。本发明不受限于前述实施例的细节。本发明延伸到在此专利文件(包括任何所附的权利要求、摘要和附图)中公开的特征的任何新的实施例或任何新的组合，或者延伸到在此公开的任何方法或工艺的步骤的任何新的实施例或任何新的组合。
权利要求
1.一种飞机消声构件，包括多个单元，其特征在于，所述单元是模制的并整体成型。
2.如权利要求1所述的构件，其中，每个单元包括至少一个开口。
3.如权利要求1或2所述的构件，其中，所述构件包括在相邻单元延伸的整体成型的连接构件。
4.如权利要求3所述的构件，其中，所述连接构件位于相邻单元的端区域处。
5.如权利要求3或4所述的构件，其中，所述连接构件完全覆盖相邻单元。
6.如权利要求5所述的构件，其中，所述连接构件包括片材。
7.如权利要求6所述的构件，其中，所述片材包括穿孔。
8.如权利要求6或7所述的构件，其中，所述片材在使用时被弯曲以相对于声源而向外朝向。
9.如权利要求6或7所述的构件，其中，所述片材在使用时被布置为相对于声源而向内朝向。
10.如任一前述权利要求所述的构件，其中，所述消声构件是柔性的。
11.如任一前述权利要求所述的构件，其中，所述消声构件形成为扁平构件。
12.如任一前述权利要求所述的构件，其中，所述扁平构件被布置为在使用时被弯曲。
13.如任一前述权利要求所述的构件，其中，至少一个单元的截面积不同于至少一个另外的单元的截面积。
14.如任一前述权利要求所述的构件，其中，一个单元的形状不同于至少一个另外的单元的形状。
15.如任一前述权利要求所述的构件，其中，至少一个单元的深度不同于至少一个相邻的单元的深度。
16.如权利要求15所述的构件，其中，所述深度的变化是步进式变化。
17.如权利要求15或16所述的构件，其中，所述深度的变化是线性的变化，由此所述单元的壁的沿变化方向的高度以恒定比率增大。
18.如权利要求15至17中所述的构件，其中，所述深度的变化是非线性的变化，由此所述单元的壁的沿变化方向的高度以变动比率改变。
19.如任一前述权利要求所述的构件，其中，所述消声构件包括穿透通道，所述穿透通道以相对于所述消声构件的整体延伸方向呈倾斜角度从一侧延伸到另一侧。
20.如权利要求19所述的构件，其中，限定所述通道的所述壁的至少一部分的厚度大于限定单元的壁的厚度。
21.如任一前述权利要求所述的构件，其中，单元的壁的厚度小于5mm或小于3mm，或大于0. 2mm或大于0. 5mm,且优选地在0. 75mm至1. 5mm之间。
22.如任一前述权利要求所述的构件，其中，单元的深度优选地小于IOOmm或小于 80mm,或大于20mm或大于30mm，且优选地在40mm至60mm之间。
23.如任一前述权利要求所述的构件，其中，单元的截面积优选地小于IOOOmm2或小于 750mm2或小于500mm2，或大于IOOmm2或大于200mm2，且优选地在300mm2至:350mm2之间。
24.如任一前述权利要求所述的构件，其中，所述单元的深度与单元的截面积之比优选地小于1 50或小于1 40或小于1 30，或大于1 5或大于1 10，且优选地在 1 15与1 25之间。
25.如任一前述权利要求所述的构件，其中，所述构件包括整体成型的附接机构，由此所述消声构件在使用时能够附接到另一部分。
26.如权利要求25所述的构件，其中，所述附接机构从一侧延伸到另一侧。
27.如权利要求沈所述的构件，其中，所述附接机构包括孔，所述孔延伸穿过至少两个单元的接合部。
28.如权利要求27所述的构件，其中，所述单元的壁在所述孔的区域具有增大的厚度。
29.如权利要求27或观所述的构件，其中，所述片材在所述孔的区域具有增大的厚度。
30.如权利要求25至四中所述的构件，其中，所述附接机构位于所述构件的端部上。
31.如权利要求30所述的构件，其中，所述附接机构包括具有开口的板。
32.—种飞机消声组件，包括如任一前述权利要求所述的飞机消声构件，所述飞机消声组件具有阻热部，所述阻热部位于在使用时将作为所述声源和所述消声构件的两个部件之间。
33.一种飞机引擎锥形整流装置，包括多个如权利要求32中所述的组件。
34.一种形成具有多个单元的飞机消声构件的方法，其特征在于，所述单元通过模制被整体成型。
35.如权利要求33所述的方法，其中，所述单元通过注射成型被整体成型。
36.如权利要求33或34所述的方法，其中，所述构件在注射成型后被弯折为曲形。
37.如权利要求33至35中任一项所述的方法，其中，所述构件是权利要求1至31中任一项所述的构件。
全文摘要
一种飞机消声构件，包括锥形整流装置(10)，所述锥形整流装置(10)具有内热层(24)；具有向内朝向壁(28)和方形单元(30)的注射成型单元结构；和外穿孔壳(32)。
文档编号F02K1/82GK102349101SQ201080011146
公开日2012年2月8日 申请日期2010年3月2日 优先权日2009年3月9日
发明者伊恩·泰勒, 朱利安·里什顿 申请人:埃赛有限公司