具有声学衰减系统的排气圆锥管的制作方法

具有声学衰减系统的排气圆锥管的制作方法
【专利摘要】本发明涉及沿着纵向轴线从上游延伸至下游的飞机引擎排气圆锥管(1)。圆锥管(1)包括由轴对称部件(11)形成的复合材料制成的结构芯部(10)，所述轴对称部件(11)具有在其上游端部处的上游末端件(12)和在其下游端部处的下游末端件(13)，所述芯部提供圆锥管的结构强度。圆锥管还具有由复合材料制成并且紧固在结构芯部(10)上的声学衰减系统(20)。
【专利说明】具有声学衰减系统的排气圆锥管

【技术领域】
[0001] 本发明涉及用在飞机引擎的后体中的排气圆锥管。

【背景技术】
[0002] 为了减少飞机引擎的排气圆锥管附近的流管中的噪声，已知在所述圆锥管的一部 分表面上设置声学衰减嵌板。所述嵌板通常由具有多孔表面的外皮或壁以及实心的反射壁 组成，所述多孔表面对于待衰减的声波来说是可透过的，在这两个壁之间设置有箱体或多 孔体，例如蜂窝。以已知的方式，所述嵌板形成亥姆霍兹型谐振器，所述谐振器用于在一定 频率范围上衰减导管中产生的声波。
[0003] 所述嵌板的组成元件通常由金属制成。箱体或多孔体的隔板通常通过钎焊连接至 壁，它们有助于安装在其上的部件的结构强度。
[0004] 然而，这种声学衰减系统存在若干缺陷。首先，其增加排气圆锥管的总重量，这在 始终关心节省重量的航空领域中是不利的。
[0005] 而且，这种类型的系统相对难以制造，特别是当在圆锥管的轴对称结构上组装和 定中心多孔金属表皮时。
[0006] 此外，由于金属材料的大的膨胀系数，多孔表皮需要与圆锥管的内部承载结构机 械地脱离，因此造成声学衰减系统的制备更加复杂。


【发明内容】

[0007] 本发明的目的是提出适用于执行声学衰减功能的排气圆锥管的新颖设计，且这样 做不会不利于圆锥管的总重量，并且声学衰减系统的组成元件也无需与结构的剩余部分脱 离。
[0008] 为了实现该目的，本发明的排气圆锥管包括由轴对称部件制成的复合材料的结构 芯部，所述轴对称部件具有在其上游端部处的上游末端件和在其下游端部处的下游末端 件，所述芯部提供圆锥管的结构强度，所述圆锥管进一步包括由复合材料制成并且紧固在 结构芯部上的声学衰减系统；所述排气圆锥管的特征在于声学衰减系统包括通过机械的连 接装置紧固至上游末端件和下游末端件的复合材料的纵向隔板，和通过机械的连接装置紧 固至纵向隔板的复合材料的横向隔板，所述纵向隔板和横向隔板限定谐振器箱体。
[0009] 因此，通过提供具有本发明的复合材料的结构芯部的排气圆锥管，有可能在排气 圆锥管中合并同样由复合材料制得的声学衰减系统，并且所述声学衰减系统无需与芯部脱 离。特别地，在声学衰减系统和芯部之间不存在差异性热膨胀时，这两个组件的组成部件可 以机械地连接在一起，因此大大简化了声学衰减系统的合并同时也减少了排气圆锥管的总 重量。
[0010] 而且，通过使用形成自支撑结构的结构芯部，声学衰减系统无需具有结构特征。因 此，声学衰减系统可以用极薄的部件制得，因此允许更进一步地减轻排气圆锥管的总重量。 [0011] 此外，在结构芯部上通过纵向隔板和横向隔板形成谐振器箱体，所述纵向隔板和 横向隔板分别通过机械的连接装置安装在芯部的末端件上和纵向隔板上，因此简化了谐振 器箱体的提供，因为相比于通过使用粘合剂制得的组件（其需要部件彼此精确匹配并且需 要在部件之间不存在间隙从而获得可靠的连接），用机械的连接装置安装隔板能够调节形 状并且增加用于组装在一起的部件之间的公差。
[0012] 根据本发明的一个特别特征，纵向隔板分别通过机械可逆的连接装置紧固至上游 末端件和下游末端件，横向隔板通过机械可逆的连接装置紧固至纵向隔板，从而形成可拆 卸的组件。在该情况下，在磨损或损坏的情况下，在维修操作的过程中容易除去和更换形成 谐振器箱体的隔板。当通过粘合剂进行组装时不能获得这种可维修性，因为即使仅少数部 件需要进行更换，也必须完全更换声学衰减系统。
[0013] 根据本发明的另一个特别特征，结构芯部由复合材料制成，所述复合材料包括由 耐火纤维制得的通过至少部分由陶瓷制得的基质致密化的纤维增强体。在该情况下，结构 芯部可以特别由复合材料制成，所述复合材料包括由碳化硅纤维制得的通过包括一个或多 个自修复相的碳化硅基质致密化的纤维增强体。
[0014] 根据本发明的另一个特征，声学衰减系统包括由复合材料制得并且紧固至结构芯 部的纵向隔板和横向隔板，所述隔板限定谐振器箱体。由于隔板不具有任何结构作用，它们 可以以在0. 7毫米（mm)至1. 5mm范围内的相对小的厚度制成。
[0015] 根据本发明的又一个特征，声学衰减系统进一步包括紧固在芯部的上游末端件和 下游末端件之间的复合材料的多孔表皮，所述多孔表皮封闭谐振器箱体的顶部。像隔板那 样，由于多孔表皮不具有任何结构功能，其可以具有在〇. 7_至1. 5_范围内的相对小的厚 度。
[0016] 本发明还提供包括本发明的排气圆锥管的飞机引擎后体。

【专利附图】

【附图说明】
[0017] 本发明的其它特征和优点通过本发明的具体实施方案的如下描述并且参考附图 而显现，本发明的具体实施方案以非限制性实施例的形式给出，其中：
[0018] ?图1为显示根据本发明的一个实施方案的排气圆锥管的示意立体图；
[0019] ?图2为图1的排气圆锥管的结构芯部的示意立体图；和
[0020] ?图3为设置有形成声学衰减箱体的隔板的图2的圆锥管的示意立体图。

【具体实施方式】
[0021] 本发明的具体的但是并非唯一的应用领域是用于飞机引擎的排气圆锥管，例如在 飞机或直升机中使用的那些。
[0022] 图1显示了根据本发明的一个实施方案的排气圆锥管1。排气圆锥管1包括由轴 对称部件11组成的芯部10,所述轴对称部件11具有喇叭形状的上游端部110和下游端部 111，所述端部具有分别紧固至其上的上游末端12和下游末端13 (图2)。声学衰减系统20 安装在芯部10上。声学衰减系统20包括多个谐振器箱体21。谐振器箱体21的底部由芯 部10的外壁l〇a限定。箱体的侧壁由纵向隔板22和横向隔板23限定。谐振器箱体21通 过多孔表皮24封闭，所述多孔表皮24围绕芯部10形成排气圆锥管的外壁。谐振器箱体21 在其谐振频率附近吸收最大量的能量，其谐振频率根据亥姆霍兹型箱体的尺寸确定，并且 谐振器箱体21用于在一定频率范围上衰减在排气圆锥管1和排气喷嘴（图1中未示出） 之间限定的导管中产生的声波。
[0023] 排气圆锥管还具有由截头圆锥部件形成的终端部分30,所述截头圆锥部件具有喇 叭形状的第一部分31，所述第一部分31紧固至下游末端13并且通过管状部分32延伸，所 述管状部分32的自由端部32a对应于排气圆锥管1的下游端部lb。圆锥管还具有金属材 料的紧固凸缘（例如由：inconel? 718制成）（图1中未示出），所述紧固凸缘允许圆锥体 1的上游端部la紧固至引擎的排气外壳（图1中未示出）。紧固凸缘经由弹性紧固凸耳紧 固至上游末端件，从而抵消紧固凸缘的材料和上游末端件的材料之间的差异性膨胀。
[0024] 根据本发明，芯部10由热结构复合材料（即适合于形成具有良好机械特征并且适 合于在高温下保留这些特征的结构部件材料）制成。换言之，热结构复合材料为芯部的组 成部件赋予足够的机械强度使其能够自支撑，即使其承受圆锥管所经受的力并且支撑圆锥 管的其它非结构性元件，例如如下所述的声学衰减系统。为了执行其结构功能，组成芯部的 部件被制成使其厚度足以提供该功能。举例而言，对于总长度为约180厘米（cm)并且在其 用于连接至排气外壳的部分处的直径在600mm至800mm范围内的排气圆锥管，芯部10的组 成部件由陶瓷基质复合（CMC)材料制成，轴对称部件具有在1mm至3mm范围内的厚度，而末 端件具有在2mm至5mm范围内的厚度。
[0025] 轴对称部件11和末端件12和13特别由碳/碳（C/C)复合材料或CMC复合材料 制成，所述碳/碳（C/C)复合材料以已知的方式为通过碳基质致密化的碳纤维增强件制成 的材料，所述CMC复合材料以已知的方式为通过陶瓷基质至少部分致密化的碳纤维增强件 或陶瓷纤维增强件形成的材料。热结构复合材料（例如C/C或CMC材料）的特征在于其良 好的机械性质及其在高温下保持这些机械性质的能力，所述良好的机械性质使其适合于构 成结构部件，对于C/C或CMC材料所述高温可以大于1300°C。轴对称部件10和末端件12 和13优选由CMC材料例如Cerasep? A40C材料制成，所述Cerasep? A40C材料由碳化硅 (Sic)纤维增强体和例如由Sic制成的自修复陶瓷基质制成。
[0026] 复合材料部件，特别是由C/C或CMC制成的部件的制造是公知的。其通常包括制 备纤维预成型体并且用基质致密化所述预成型体。纤维预成型体的形状与待制造的部件的 形状相似，并且由耐火纤维即例如由碳化硅（Sic)制成的陶瓷纤维、碳纤维或实际上由耐 火氧化物例如氧化铝（A1 203)制成的纤维制成。
[0027] 纤维预成型体构成部件的增强体并且在机械性质方面起主要作用。预成型体由耐 火纤维制成的纤维组织获得。所使用的纤维组织可以具有各种性质和形状，例如特别是：
[0028] ?二维（2D)织物；
[0029] ?三维（3D)织物，所述三维（3D)织物通过3D编织或多层编织获得，如特别是如文 献TO 2010/061140中所述，所述文献的内容以引用的方式并入本文；
[0030] ?编结物；
[0031] ?编织物；
[0032] ?毡；和/或
[0033] ?纱线或缆线的单向（UD)片或多向（nD)片，所述多向（nD)片通过以不同方向重 叠多个UD片并且将UD片结合在一起而获得，所述结合例如通过缝合、通过化学粘合剂或通 过针刺而进行。
[0034] 还有可能使用由织物、编结物、编织物、毡、片、缆线等的多个重叠的层制成的纤维 结构，所述层例如通过缝合，通过植入纱线或刚性元件或通过针刺结合在一起。
[0035] 通过在心轴上缠绕长丝、缠绕UD片、编织、堆叠、针刺二维/三维帘布层或缆线片 等进行成型。
[0036] 在致密化之前，可以固结纤维预成型体从而赋予其足够的机械强度，使得其在被 处理时维持其形状。
[0037] 可以使用液相技术用C/C材料致密化纤维预成型体，其中用碳基质的前体树脂例 如酚醛类型的树脂浸渍预成型体。
[0038] 在被浸渍之后，借助于支撑工具加工，纤维预成型体被赋予其最终形状，所述纤维 预成型体用以构成待制备部件的纤维增强体并且具有基本上对应于所述部件的形状的形 状的。然后通过热处理使树脂转化（聚合/碳化）。如果必要的话，浸渍操作和聚合/碳化 操作可以重复数次，从而获得一定的机械特征。
[0039] 纤维预成型体还可以以已知的方式通过使用气相技术（包括碳基质的化学气相 渗透（CVI))进行致密化。
[0040] 有时使用结合液相技术和气相技术的致密化，从而有助于加工、限制成本和缩短 制造周期，同时获得对于目标应用来说令人满意的特征。
[0041] 可以用于制造构成本发明的圆锥管的结构芯部的轴对称部件和末端件的CMC材 料，是通过由碳纤维或陶瓷纤维制成的纤维增强体形成的，所述碳纤维或陶瓷纤维已经用 至少部分由陶瓷和特别是碳化物、氮化物、耐火氧化物等制成的基质进行致密化，例如：
[0042] ?碳/碳-碳化硅（C/C-SiC)复合材料，其为由碳纤维增强体构成的材料，所述碳 纤维增强体已经用包含碳相和碳化硅相的基质进行致密化；
[0043] ?碳/碳化硅（C/SiC)复合材料，其为由碳纤维增强体构成的材料，所述碳纤维增 强体已经用碳化硅基质进行致密化；和/或
[0044] ?碳化硅/碳化硅（SiC/SiC)复合材料，其为由碳化硅纤维增强体构成的材料，所 述碳化硅纤维增强体已经用碳化硅基质进行致密化。
[0045] 在C-C/SiC材料的情况下，基质的第一碳相为待沉积的第一相，从而尽可能地接 近纤维并且随后被由SiC制成的第二相所覆盖，因此使得有可能在由碳制成的第一相上形 成SIC氧化保护层。
[0046] 当使用液相技术进行致密化时，基质（或其陶瓷相）由陶瓷前体树脂制成，所述陶 瓷前体树脂可以例如为作为碳化硅（SiC)的前体的聚碳硅烷树脂，或作为SiCO的前体的聚 硅氧烷树脂，或作为SiCNB的前体的聚硼碳硅氮烷树脂，或聚硅氮烷树脂（SiCN)。在C-C/ SiC材料的情况下，首先用基质的碳相的前体树脂（例如酚醛类型的树脂）浸渍纤维预成型 体。
[0047] 当使用通过化学气相渗透（CVI)致密化基质的气相技术时，使用SiC的气相前体 制备基质（或其陶瓷相），当制备C-SiC材料时，所述气相前体可以为例如甲基三氯硅烷 (MTS)，通过MTS的分解形成SiC。当制备C-C/SiC材料时，可以使用通过裂化形成碳的烃气 体例如甲烷和/或丙烷制备第一碳相，然后例如通过分解MTS在第一碳相上沉积第二SiC 相。
[0048] 当然有可能组合使用液相技术的致密化和使用气相技术的致密化。
[0049] 在目前描述的实施例中，轴向对称的部件10和末端件12和13单独地由 Cerasep? A40C类型的CMC复合材料制成。对于这些部件的每一者，首先由SiC纤维制备 纤维组织。一旦制备完成，使纤维组织成型，并且通过用包含陶瓷前体固结树脂的液体组合 物浸渍而固结。
[0050] 为了实现该目的，将纤维组织浸入包含树脂并且通常还包含用于树脂的溶剂的浴 槽中。在浙干之后，在炉中干燥纤维组织。干燥可以伴随着树脂的预固化或部分固化。由 于所述预固化赋予额外的刚度，如果一定要使用的话，预固化必须维持有限，从而为纤维组 织保留足够的可变形性。
[0051] 还有可能使用其它已知的浸渍技术，例如通过使纤维组织通过连续的浸渍器、通 过浸泡浸渍或实际上通过树脂转移成型（RTM)浸渍从而制备预浸渍部件。
[0052] 选择固结树脂，使得在热解之后，固结树脂留下足以保证随后制得的纤维预成型 体的固结的陶瓷残留物。
[0053] 陶瓷前体树脂可以例如为作为碳化硅（SiC)的前体的聚碳硅烷树脂，或作为 SiCO的前体的聚硅氧烷树脂，或作为SiCNB的前体的聚硼碳硅氮烷树脂，或聚硅氮烷树脂 (SiCN)。
[0054] 在被浸渍之后，借助于支撑工具加工，通过使纤维组织成型使纤维预成型体达到 其最终形状，所述纤维预成型体要构成待制备部件的纤维增强体并且具有基本上对应于所 述部件的形状的形状。
[0055] 纤维预成型体的成型优选伴随着压实纤维结构从而增加待制备的部件的复合材 料中的纤维的体积密度。
[0056] 在预成型体成型之后，树脂固化同时对预成型体进行工具加工，或者如果已经存 在一些预固化则完成其固化。
[0057] 因此，通过用于使树脂热解的热处理完成固结。举例而言，在约900°C至1000°C范 围内的温度下进行热解。
[0058] 也可以通过化学汽相渗透（CVI)进行固结。
[0059] 在该固结之后，继续用陶瓷基质致密化纤维预成型体。
[0060] 有利地通过化学气相渗透（CVI)进行致密化，CVI过程的参数和反应气体的性质 适合于待形成的基质的性质。因此有可能在相同的炉中依次进行树脂的热解操作、固结和 致密化。
[0061] 由CVI制成的陶瓷基质为至少部分自修复的SiC基质，例如硅-硼-碳（Si-B-C) 基质，或碳化硼（B 4c)基质，或实际上具有非修复陶瓷和修复陶瓷的交替基质相的序列基 质。可以特别参考如下文献：FR 2401888、US 5246736、US 5965266、US 6068930 和 US 6291058。
[0062] 陶瓷基质可以在多个连续的渗透循环中沉积，在每个循环之间具有机械加工操作 用于打开材料表面中的孔，从而促进基质沉积在纤维增强体内。
[0063] 如图2中所示，因此获得由CMC复合材料制成的轴对称部件11和上游和下游末端 件12和13。在目前描述的实施例中，通过螺栓连接件121和131将上游末端件和下游末端 件12和13分别安装在轴对称部件11的上游和下游端部110和111上从而获得芯部10， 如图2中所示。可以通过其它手段例如钎焊将末端件紧固至轴对称部件。此外，芯部10也 可以以单个部件的形式制得，所述单个部件直接合并轴对称部件与上游末端件和下游末端 件。
[0064] 一旦已经制得芯部10,将声学衰减系统安装在芯部10上。根据本发明，通过使用 机械的连接装置组装纵向隔板和横向隔板从而制得声学衰减系统，所述机械的连接装置为 例如螺母和螺栓类型的连接件、铆钉等，因此获得可观的组装公差。所述机械连接装置为优 选可逆的，例如螺母和螺栓类型的系统，因为它们允许声学衰减系统为可拆卸的组件，因此 赋予其良好的可维修性，因为仅需要更换磨损或损坏的部件。在通过粘合剂或通过钎焊将 声学衰减系统的隔板组装在一起的情况下，用于组装在一起的部件需要在形状和尺寸方面 极为精确从而允许组装隔板，因为这种组装能够适应待组装在一起的部件之间的极小的尺 寸变化或者没有尺寸变化。因此，当通过粘合剂或钎焊进行组装时，进行组装的复杂性和成 本大于当通过机械连接装置进行组装的情况。而且，当通过粘合剂或钎焊将隔板组装在芯 部上时，更换一个或多个损坏或磨损的隔板需要更换所有隔板，因此增加了维修声学衰减 系统的成本，并且增加了具有排气圆锥管的引擎的停工期。
[0065] 如图3中所示，纵向隔板22通过角形支架220以及螺母和螺栓连接系统221紧固 在上游末端件和下游末端件12和13之间。横向隔板23同样地通过角形支架230以及螺 母和螺栓连接系统231紧固在纵向隔板22之间从而限定箱体21。在安装隔板之后或之前， 通过螺栓连接件33 (图1)将终端部分30紧固在下游末端件13上。
[0066] 以这种方式形成成组的箱体21，然后在其顶部通过多孔表皮24进行封闭，所述多 孔表皮24首先通过铆钉241紧固至上游末端件12,然后通过铆钉242紧固至下游末端件 13,如图4中所示。
[0067] 终端部分30、隔板22和23以及多孔表皮24同样由C/C或CMC复合材料制成。这 些元件以与上述相同的方式制造。然而，由于这些元件不具有结构功能，它们的厚度可以比 构成结构芯部10的部件的厚度小得多。由于隔板22和23不具有任何结构作用，它们可以 以极小的厚度，例如在〇. 7_至1. 5_范围内的厚度制成。对于多孔表皮24,多孔性可以具 体通过如下方式形成：常规的机械加工（例如用钻头钻孔）、使用加压水射流、或激光、或实 际上通过在纤维增强体中包括大头钉并且在致密化之后通过压机除去大头钉。在一个变体 实施方案中，纤维增强体可以做出多个开口，例如通过编织具有孔的片而制得，所述孔在致 密化的过程中不完全填充从而形成多孔性。在目前描述的实施例中，多孔表皮24由多个扇 区240制成，两个相邻扇区的纵向边缘重叠，这些边缘通过铆钉243连接在一起。然而，多 孔表皮也可以以单片的形式制成。
[0068] 由于多孔表皮24不具有任何结构作用，其可以具有例如在0. 7mm至1. 5mm范围内 的极小的厚度，因此赋予其更大的柔性并且使其更易于安装在排气圆锥管上。
[0069] 以通常的方式，构成芯部的结构部件的厚度和构成声学衰减系统的非结构部件的 厚度之间的比例在3至5的范围内。
[0070] 隔板22和23和多孔表皮24优选由与用于制造结构芯部10的部件的相同的复合 材料（例如Cerasep? A40C类型的CMC复合材料）制成。
【权利要求】
1. 一种用于飞机引擎的沿着纵向轴线从上游延伸至下游的排气圆锥管（1)，所述圆锥 管包括由轴对称部件（11)制成的复合材料的结构芯部（10)，所述轴对称部件（11)具有在 其上游端部处的上游末端件（12)和在其下游端部处的下游末端件（13)，所述芯部提供圆 锥管的结构强度，所述圆锥管进一步包括由复合材料制成并且紧固在结构芯部（10)上的 声学衰减系统（20);排气圆锥管的特征在于声学衰减系统（20)包括通过机械的连接装置 紧固至上游末端件和下游末端件（12、13)的复合材料的纵向隔板（22)，和通过机械的连接 装置紧固至纵向隔板（22)的复合材料的横向隔板（23)，所述纵向隔板和横向隔板限定谐 振器箱体（21)。
2. 根据权利要求1所述的排气圆锥管，其特征在于，所述纵向隔板通过机械可逆的连 接装置分别紧固至上游末端件和下游末端件，横向隔板通过机械可逆的连接装置紧固至纵 向隔板，从而形成可拆卸的组件。
3. 根据权利要求1或权利要求2所述的排气圆锥管，其特征在于，所述结构芯部（10) 由复合材料制成，所述复合材料包括由耐火纤维制得的通过至少部分由陶瓷制得的基质致 密化的纤维增强体。
4. 根据权利要求3所述的排气圆锥管，其特征在于，所述结构芯部（10)由复合材料制 成，所述复合材料包括由碳化硅纤维制得的通过包括一个或多个自修复相的碳化硅基质致 密化的纤维增强体。
5. 根据权利要求1至4任一项所述的排气圆锥管，其特征在于，所述纵向隔板和横向隔 板（22、23)具有在0· 7mm至1. 5mm范围内的厚度。
6. 根据权利要求1至5任一项所述的排气圆锥管，其特征在于，所述声学衰减系统 (20)进一步包括紧固在芯部（10)的上游末端件（12)和下游末端件（13)之间的复合材料 的多孔表皮（24)，所述多孔表皮封闭谐振器箱体（21)的顶部。
7. 根据权利要求6所述的排气圆锥管，其特征在于，所述多孔表皮（24)具有在0.7mm 至1.5mm范围内的厚度。
8. 根据权利要求1至7任一项所述的排气圆锥管，其特征在于，其进一步包括紧固至结 构芯部（10)的下游末端件（13)的复合材料的终端部分（30)。
9. 一种飞机引擎后体，其特征在于，其包括根据权利要求1至8中任一项所述的排气圆 锥管（1)。
【文档编号】F02C7/24GK104114843SQ201380009393
【公开日】2014年10月22日 申请日期:2013年2月15日 优先权日:2012年2月17日
【发明者】G·梅库森, E·科内特 申请人:赫拉克勒斯公司