用于涡轮发动机中的声衬的制作方法

背景技术：

当今的飞行器发动机能够包括位于飞行器发动机机舱中的声音衰减面板以减少从飞行器发动机发出的噪声。这些声音衰减面板大体具有夹置结构，该夹置结构包括封装单元蜂窝类型内部结构的内衬。

技术实现要素：

在一个方面中，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的声衬，该声衬包括：支承层，该支承层包括具有开口面的一组分隔腔；面向板，该面向板可操作地联接到支承层，使得该面向板覆盖并且封闭开口面；一组穿孔，该一组穿孔定位在面向板中并且与腔中相应的一个腔流体连通以形成一组声音谐振器，并且穿孔的至少一个子集具有相对于由涡轮发动机限定的轴向流动路径的轴向定向入口，该入口具有沿轴向流动路径方向的细长横截面。

附图说明

在附图中：

图1是飞行器发动机组件的示意图，其中为了清楚起见，切除了外部机舱的一部分。

图2是图1的声音面板的剖面a的详细视图并且其中示出了具有面向板和背板的支承层。

图3是根据本发明的实施例的图1的声音面板的透视图，其中为了清楚起见去除了面向板和支承层的一部分并且面向板中形成有穿孔。

图4a和图4b是根据本发明的备选实施例的形成有入口的备选穿孔板的俯视图。

图5a是根据本发明的实施例的形成有入口的备选穿孔板的俯视图。

图5b是图5a的穿孔板的横截面图。

具体实施方式

图1示出了飞行器发动机组件10，该飞行器发动机组件10具有涡轮发动机12、风扇组件13、和机舱14。为了清楚起见切除了机舱14的一部分。机舱14包绕涡轮发动机12并且具有入口部段17和环形气流路径或环形旁路管道16，该入口部段17限定了向环境空气开口的入口19，该环形气流路径或环形旁路管道16穿过飞行器发动机组件10以限定大体由前向后的旁路气流路径，如箭头18所示。涡轮发动机12能够具有风扇部段21，该风扇部段21包括反推器(未示出)的后部管道25和环形风扇外壳23。风扇部段能够被设置于机舱内，其中风扇部段21与入口19流体连通。环形声音面板20在机舱内被设置于入口19或风扇部段21的至少一部分中。声音面板20形成用于衰减飞行器发动机组件10中的噪声的内衬并限定通过的气流。

图2示出了图1的环形声音面板的详细视图。环形声音面板20包括被布置于无孔背板26和面向板或穿孔板24之间的开口框架22。开口框架22形成具有一组分隔腔或单元28的支承层，该组分隔腔或单元28具有开口面。其中包括，开口框架22具有位于开口框架22的相对的前侧和后侧上的开口面。通过该方式，开口框架22形成位于开口框架22、背板26、和开孔板24之间的开口空间中的一组单元28。

如图3中更清楚地示出的，通过被布置于背板26和穿孔板24之间的开口框架22形成的单元28均具有由开口框架22的几何形状以及背板26和穿孔板24之间的间隙限定的预定体积。开口框架22能够包括蜂窝结构，其中的单元具有由开口框架22形成的六个壁、由背板26形成的顶壁和由穿孔板24形成的底壁。背板26可以是空气不可渗透的。更具体地，背板可以是无孔板，其可操作地联接到开口框架22与穿孔板24相对的一侧的，支承层或开口框架22。通过该方式，无孔板位于开口框架22的背侧上并且在背侧上封闭开口面。

穿孔板24能够被穿孔成使得形成入口的一组穿孔30以预订图案形成在穿孔板24中，以允许空气进入选定单元28。穿孔板24能够可操作地联接到开口框架22，使得穿孔30与开口框架22的开口面成覆盖关系，以形成限定声音谐振器单元28的成对的穿孔30和腔。穿孔板能够被直接支承在开口框架22上。备选地，能够利用介入层。穿孔板24能够由其中包括但不限于复合材料的任何合适的材料形成。穿孔能够具有相同的面积或者能够在穿孔板的不同区域中具有不同的面积。背板26和穿孔板24以及开口框架22能够形成为使得背板26和穿孔板24以及开口框架22中不存在接缝。

单元28能够形成声音谐振器的一部分。例如，穿孔30的面积和穿孔板24的厚度能够限定亥姆霍兹谐振器的颈部，并且单元28的体积能够限定腔体积。此外，声音谐振器能够被调谐为衰减发动机声音。例如，声音谐振器能够被调谐为衰减与进入声音谐振器的发动机声音相关联的预定频率。蜂窝单元28能够是六边形几何形状单层或者由多孔层(通常被标识为隔壁)分开的相同或不同几何形状多层。此外，可以设想出除了六边形之外的备选几何形状，包括由开口单元泡沫或类似材料形成的任意尺寸单元。

如图3中所示，穿孔30具有轴向定向入口32。如在本文的描述中所使用的，轴向定向入口包括沿轴向流动路径方向(由箭头18示出)具有细长横截面的入口。当在本文中使用时，轴向定向入口能够备选地包括其摩擦阻力小于具有相同横截面积的圆形入口的穿孔的任何形状、轮廓或外形。尽管所有的穿孔30都被图示为具有拥有细长横截面的入口32，但是应当理解，能够通过该方式成形任何数量的穿孔30。尽管入口32成形为椭圆形，但是应当理解，穿孔的入口能够以任何合适的方式成形，只要入口沿轴向流动路径方向具有细长横截面。通过进一步的非限制性的例子，入口的形状能够备选地包括锥形几何形状或泪滴形状132(图4a)、三角形状232(图4b)等。

应当理解，横截面形状不必是几何形状并且能够使用气动形状，其中包括，入口可包括naca勺形入口332(图5a)。通过该方式，应当理解，能够利用相比圆形入口具有减小的阻力的任何合适的轴向定向入口。

如图5b中所示，naca勺形入口332从穿孔板24的上表面340延伸至位于穿孔板24的上表面340下方的穿孔板24的一部分中。naca勺形入口以及其它轴向细长穿孔能够垂直于穿孔板24的表面或者能够结合成角度的边缘或斜坡(如图5b中所示)，以增强进入单元28中的声波，从而改进面板的声音特性。

在又一个例子中，能够通过至少一个不连续部来利用具有最小阻力的该等入口，该至少一个不连续部能够被包括在入口上游的面向板中。通过非限制性例子，至少一个不连续部能够包括被包括在面向板中的至少一个肋条。若干肋条400已被图示为穿孔板24的上表面340中的凹入部，而备选的肋条404已被图示为从穿孔板24的上表面340延伸的突出部。能够构想，肋条(多个肋条)能够以任何合适的方式成形，其中包括但不限于可包括任何数量的肋条并且肋条(多个肋条)能够具有任何合适的横截面。此外，该等肋条能够是可散布有穿孔的不连续的肋条或者连续的肋条。能够构想，肋条(多个肋条)能够通过任何合适的方式形成，其中非限制性的例子包括通过喷砂工艺形成。能够构想，任何数量的肋条都能够定位在穿孔之间，以增强层流的连续性并且减少由于来自穿孔的旋涡的周向流而造成的表皮摩擦。

上文所描述的实施例提供了多种益处，其中包括，包括声衬的飞行器发动机组件能够相对于传统的声音面板提供改进的气动性能。具有轴向定向穿孔的上述实施例相比传统的或微穿孔圆形穿孔提供了减小的表皮摩擦以及所获得的减小的阻力。该等改进的气动性能能够获得改进的发动机燃料消耗并且仍然提供声音衰减的益处。此外，上述实施例相对于微穿孔内衬(穿孔尺寸范围0.005至0.008直径)或者线性内衬(0.040直径或更大，其中板与线或织物网结合以产生行业内所认为的线性内衬的那种)能够具有减小的制造复杂性和成本。

就尚未描述的程度而言，多个实施例的不同特征和结构可以根据期望彼此结合使用。可能未示于所有实施例中的一个特征不意味着应当被理解为其不可以用于所有实施例中，而这样做仅仅是为了描述简洁起见。因此，不同实施例的多个特征可以根据期望混合和匹配，以形成新的实施例，无论是否清楚描述了新的实施例。本发明覆盖本文中所描述的特征的所有组合或排列。

本书面描述使用例子对本发明进行了公开(包括最佳模式)，并且还使任何本领域技术人员能够实施本发明(包括制造和使用任何装置或系统并且执行所包含的任何方法)。本发明的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其它的例子。如果该等其它的例子具有与权利要求书的字面语言没有区别的结构元件，或者如果该等其它的例子包括与权利要求书的字面语言没有实质区别的等同结构元件，则期望该等其它的例子落入权利要求书的范围内。