用于涡轮发动机机舱的进气口结构的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种用于涡轮发动机机舱的进气口结构(2)，包括具有内壁(12)、外壁(11)和连接至所述外壁和内壁上游的进气口唇缘结构(13)的大致呈环形的主体结构；具有带孔隔音表层(16)、蜂窝芯体(17)和实心后表层(18)的第一声衰减结构，该第一声衰减结构装配在所述内部面板上；第二声衰减结构(121)，其具有与第一声衰减结构类似的体系结构，并在基本上靠近进气口唇缘与内壁接合处装配至部分进气口唇缘上，其特征在于，第一声衰减结构的后表层与第二声衰减结构的后表层(182)对准，所述后表层也是结构化的。
【专利说明】用于涡轮发动机机舱的进气口结构
【技术领域】
[0001 ] 本发明涉及一种用于涡轮发动机机舱的进气口结构。
【背景技术】
[0002]正如本身已知的，飞机推进单元通常包括容纳在发动机舱内的涡轮发动机。
[0003]发动机舱通常具有环状结构，包括涡轮发动机的进气口上游、用于环绕所述涡轮发动机风扇及其罩的中间段、用于环绕涡轮发动机燃烧室并必要时包围推力反向装置的下游段。发动机舱终止于喷嘴，喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。
[0004]进气口结构用于优化:所需提供给涡轮发动机风扇的空气的捕捉并将该空气向风扇引导。
[0005]进气口结构特别在上游包括通常被称为进气口“唇缘”的前缘结构。
[0006]进气口唇缘确保空气捕捉并固定至进气口结构的其余部分，确保将捕捉的空气向涡轮发动机引导。
[0007]为此，进气口结构的其余部分具有大致环形结构，包括外部面板和内部面板，外部面板确保发动机舱外部气动连续性，而内部面板确保发动机舱内部气动连续性，尤其确保与中间段的风扇罩的气动连续性。进气口唇缘确保两个壁之间的上游接合，且尤其可与外部面板一体化。它还确保发动机舱的除冰或防冰，通过提供加热以融化和蒸发可能沉积在其中的冰。
[0008]所有的进气口结构被固定在发动机舱(外部面板)中间段的上游和风扇罩(内部面板)的上游。通过进气口输送的力的吸收通常通过将法兰固定至风扇罩来确保。
[0009]进气口结构的内表面暴露于大气流并位于临近风扇页面的位置。因此，其位于显著噪音区域。
[0010]为了尽可能改善这种情况并降低由涡轮发动机产生的噪音污染，进气口段的内部面板装配有声衰减结构。
[0011]该声衰减结构为具有蜂窝芯体的夹层式面板的形式，其具有实心内表层和带孔外表层，该带孔外表层称为隔音表层，用于暴露于噪音。因此，蜂窝芯体构成适于留住声波的共鸣器。
[0012]对于由于结构原因和热原因没有装配声衰减结构的进气口唇缘，因此必须在内部面板和进气口唇缘之间的接合处提供连接。由于声衰减结构的厚度，这种连接存在许多实施困难。
[0013]在进气口唇缘和装配有声衰减结构的内部面板之间存在确保过渡的多种可能。
[0014]首先，能够在内部面板和进气口唇缘之间的隔音表层处设置连接。
[0015]还存在多种采用实心表层和隔音操作表层的解决方案，但是力的路径和尺寸的计算更为复杂。
[0016]在传统的解决方案中，进气口唇缘是由非隔音表层(实心)制成的，内部面板在其隔音面板具有实心表层(也被称为“后表层”或二表层)，内部面板是结构化的(structurale)。该连接通过结构曲柄实现,该结构曲柄确保位于后表层和进气口唇缘之间机械连接和力的传输，尽管由于隔音面板的厚度引起偏移。由于这些几何约束，曲柄在结构上很难达到并因此影响单元的重量。此外，其阻止隔音面板的延伸，并且阻止其性能向进气口唇缘的结构的延伸。
[0017]因此，需要改进这种进气口结构的结构性强度并允许使用进气口唇缘区域至少一部分，以通过给其提供沿内壁之一延伸的声衰减结构来改进隔音性能。
【发明内容】
[0018]为此，本发明涉及一种用于涡轮发动机机舱的进气口结构，其包括:具有内壁、夕卜壁和连接至所述外壁和内壁上游的进气口唇缘结构的大致呈环形的主体结构；具有带孔隔音表层、蜂窝芯体和实心后表层的第一声衰减结构，该第一声衰减结构装配在所述内部面板上；以及具有与第一声衰减结构类似的体系结构的第二声衰减结构，该第二声衰减结构在基本上靠近进气口唇缘与内壁接合处装配至部分进气口唇缘上；所述进气口结构的特征在于，第一声衰减结构的后表层与第二声衰减结构的后表层对准，所述后表层也是结构化的。
[0019]因此，通过提供在两个声学衰减结构之间对准的后表层，大大促进了力通道并确保内壁和进气口的所有声衰减结构的结构性强度。对应于这些结构中的每一个的带孔隔音表层可以是非结构化的，不再必须提供连接曲柄。
[0020]由此带来了重量方面的改进和整体简化的结构，并能够实现沿可用暴露表面的最大部分延伸的声衰减结构。
[0021]此外，非结构化的隔音表层可以非常薄并且具有十分之几的毫米的缩减厚度，同时确保机械性能的结构化表层必须具有足够的厚度，典型为毫米级别。
[0022]然而之前，曲柄的存在导致在整个进气口外周大约5cm长度的吸音损失，而根据本发明的解决方案允许隔音结构的边缘到边缘接合在隔音区域仅产生最小的损失，在这些结构之间的非结构性结合情况下仅产生大约10毫米的损失。
[0023]根据优选特殊实施方式，第一声衰减结构的后表层与第二声衰减结构共有，所述后表层也是结构化的。
[0024]有利地，进气口唇缘与外壁整合在一起。
[0025]优选地，第二声衰减结构沿着进气口结构，在进气口唇缘的具有小曲率的前缘区域延伸。
[0026]有利地，前缘区域，第二声衰减结构的厚度逐渐减小。
[0027]更为有利地，第二声衰减结构减小，直到实心后表层接触进气口结构的外壁。
[0028]优选地，在前缘区域，第二声衰减结构的蜂窝芯体通过蜂窝螺柱的方式保持。
[0029]根据前述实施方式，在前缘区域，第二声衰减结构具有由多个段制成的间断的蜂窝芯体，每个都具有适当的曲率。
[0030]可选地或以互补的方式，进气口结构包括至少一个与第二声衰减结构的后表层相关联的结构角板。
[0031]本发明还涉及一种涡轮发动机机舱，其特征在于包括根据本发明的进气口结构。【专利附图】
【附图说明】
[0032]本发明根据下述说明并参考附图将会更好理解，其中:
[0033]-图1是根据现有技术的进气口结构的纵向剖面示意图；
[0034]-图2至5是根据本发明进气口结构的可选实施方式的纵向剖面示意图。
【具体实施方式】
[0035]如图1所示，根据现有技术的进气结构I具有大致环形的结构，该结构包括外壁11和内壁12，外壁11用于确保发动机舱下游(未示出)剩余部分的外部气动连续性，内壁12用于确保具有风扇罩的发动机舱的内部气动连续性。
[0036]外壁11和内壁12在上游连接至形成发动机舱前缘的进气口唇缘13壁。
[0037]各种壁11、12、13的内部保持使用隔板完成。特别地，具有下游隔板14和上游隔板15，下游隔板14大致接近风扇罩，上游隔板15大致位于进气口唇缘13的壁和内壁12和外壁11之间的接合处。隔板的数量绝不是限制性的，在本发明此实施方式中为两个。本发明通过使用任何数量的隔板都可以完成，即使不使用隔板也可以。
[0038]内壁12被装配到声衰减结构,该声衰减结构包括外部隔音表层16 (带孔并向结构外部定向，以便被暴露在空气流中)、形成共鸣器的蜂窝芯体17，以及实心的(未穿孔)后表层18或二表层(backskin)。
[0039]进气口唇缘壁13没有被装配到声衰减结构，仅由实心表层构成。
[0040]根据现有技术实施方式，声衰减结构的后表层18是结构化的并且可操作的。特别是，允许通过连接法兰19将力向风扇罩转移并吸收。
[0041]进气口唇缘的壁的力吸收可以通过隔音表层16完成，从而使得结构化且可操作，或通过将力路径向后表层18重定向的曲柄。在任何情况下，都具有形成导致隔音表面损失的结构节点的区域20。
[0042]图2至5示出了根据本发明进气口结构2至5的不同实施方式。
[0043]根据本发明的进气口结构2与根据现有技术的进气口结构I不同在于，进气口唇缘装配至具有蜂窝芯体171和带孔的隔音表层161的声衰减结构。
[0044]根据本发明，声衰减结构121还具有与第一声衰减的后表层18对齐的实心结构性后表层182，因此确保了在进气口唇缘和内壁12之间力的传递。
[0045]如图2所示，第二声衰减结构121沿着进气口壁13，在具有小曲率的前缘区域延伸。
[0046]在这样的小曲率区域，很难相应地形成单个蜂窝芯体。
[0047]同样，能够实现蜂窝芯体171分成几个间断的段，每个都具有适当的曲率。不同的段可以通过蜂窝的固定螺柱172植入。
[0048]更为特别地，可以注意到，进气口唇缘13的前缘区域、声衰减结构121的厚度渐渐降低，直到后表层182接触壁13。
[0049]图3和图4示出了进气口结构3，4，其中进气口唇缘的声衰减结构121通过角板181保持。
[0050]如果蜂窝结构允许，如图5所示，部分力能够被吸收并通过穿过蜂窝芯体171的剪切转移到后表层182。[0051]虽然本发明通过实施方式的特定实施例来描述，显然它绝不限制于此并且包含所描述的所有技术等同物以及其组合，只要它们落入本发明的范围内。
【权利要求】
1.一种用于涡轮发动机机舱的进气口结构(2，3，4，5)，包括: 大致呈环形的主体结构，其具有内壁(12)、外壁(11)和连接至所述外壁和内壁上游的进气口唇缘结构(13)； 第一声衰减结构，其具有带孔隔音表层(16)、蜂窝芯体(17)和实心后表层(18)，所述第一声衰减结构装配在所述内部面板上；以及 第二声衰减结构(121)，其具有与第一声衰减结构类似的体系结构，所述第二声衰减结构(121)在基本上靠近进气口唇缘与所述内壁的接合处装配至部分进气口唇缘上； 其特征在于，所述第一声衰减结构的后表层与所述第二声衰减结构的后表层(182)对准，所述后表层也是结构化的。
2.根据权利要求1所述的进气口结构(2，3，4，5)，其特征在于，所述进气口唇缘(13)整合到所述外壁(11)中。
3.根据权利要求1或2所述的进气口结构(2)，其特征在于，所述第二声衰减结构(121)沿进气口结构在进气口唇缘(13)的小曲率的前缘区域处延伸。
4.根据权利要求3所述的进气口结构(2)，其特征在于，在前缘区域，所述第二声衰减结构(121)的厚度逐渐减小。
5.根据权利要求4所述的进气口结构(2)，其特征在于，所述第二声衰减结构(121)减小，直到所述实心后表层(182)接触所述进气口结构的外壁(13)。
6.根据权利要求3至5中任一项所述的进气口结构(2)，其特征在于，在前缘区域，所述第二声衰减结构(121)的蜂窝芯体(171)通过蜂窝螺柱(172)保持。
7.根据权利要求3至5中任一项所述的进气口结构(2)，其特征在于，在前缘区域，所述第二声衰减结构(121)具有由多个段制成的间断蜂窝芯体，每个都具有适当的曲率。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的进气口结构(2)，其特征在于，所述进气口结构包括至少一个与所述第二声衰减结构的后薄板相关联的结构化角板(181)。
9.一种涡轮喷气发动机机舱，其特征在于，包括根据权利要求1-8中任一项所述的进气 口结构(2，3，4，5)。
【文档编号】F02C7/045GK103987624SQ201280061589
【公开日】2014年8月13日 申请日期:2012年12月7日 优先权日:2011年12月15日
【发明者】尼古拉斯·德泽斯特, 皮埃尔·卡吕埃勒, 帕特里克·哥诺迪克, 帕特里克·波瓦洛 申请人:埃尔塞乐公司