用于降低飞行器发动机噪声的吸声夹层板的制造方法与流程

1.本发明涉及一种用于航空用途的吸声板的制造方法以及相关的吸声板。


背景技术：

2.吸声板的使用在航空领域中是公知的，特别是当将吸声板布置在发动机周围的发动机舱上以便吸收其散布的声功率时。通常，这些吸声板具有所谓的“夹层”结构，或者具有包括一对外蒙皮和位于外蒙皮之间的中间层的结构。通常，中心层由蜂窝结构制成，并且面向发动机的蒙皮设置有多个孔；这样，声波可进入中心层并保持限制在容积部的还称为共振室的蜂窝结构中。外蒙皮的层通常由具有热固性基质(例如环氧树脂)的复合材料或由铝制成。
3.例如，从us 9,856,030b2中已知一种用于航空用途的吸声板，其中图1示出了这样的吸声板，该吸声板具有穿孔的第一蒙皮、带有蜂窝结构的中间层并具有第二蒙皮。
4.例如，在专利公开cn 105346152a、gb 2,452,476b、us 4,817,756a、us 7,631,483b2、us 7,640,961b2、us 9,194,293b2、us 2005/0060982a1、us 2005/0082112a1、us 2015/0315972a1和ep 2,017,077a2中示出了用于航空用途的吸声板的其他实例。后一文献特别地示出了使用不同材料的可能性，但是没有示出使用热塑性材料来制造穿孔的蒙皮的可能性。事实上，由于难以将热塑性材料的层粘合到不同材料(例如铝、间位芳族聚酰胺基材料或用玻璃纤维增强的酚醛树脂基复合材料)的层上，所以这种热塑性材料的使用是复杂的。
5.为了在面向发动机的蒙皮中形成孔，通常使用激光钻孔工艺，这是因为更便宜的传统机械冲孔工艺不适于机加工复合材料。事实上，复合材料的钻孔可能涉及一系列特定的问题和材料的缺陷，例如分层(即，多个材料层彼此分离)和碎裂(即，增强纤维在孔的区域中的磨损)。事实上，复合材料的机械钻孔导致材料的纤维部分的断裂，并且因为作为不良热导体的复合材料不产生碎屑，所以在机加工期间产生的热量对于材料的树脂相而言也是问题。因此，为了实现精确的切割，就工具和方法而言必须采用特定的方法，这意味着用复合材料制造吸声板决不是经济的工艺。


技术实现要素：

6.本发明的目的是提供一种用于制造用于航空用途的吸声板的方法，该方法不具有现有技术的缺点。
7.根据本发明，由于如所附独立权利要求1中限定的制造方法，完全实现了这些和其他目的。
8.在从属权利要求中说明了本发明的有利实施方式，从属权利要求的内容被视为形成说明书的组成部分。
9.简而言之，本发明基于这样的构思，即不使用将根据对复合材料钻孔的特定技术而进行钻孔的复合材料的第一蒙皮，而是使用热塑性聚合物材料的第一蒙皮，通过该第一
蒙皮，首先借助于机械冲孔以传统方式形成多个微孔，然后借助于热焊接和/或胶合工艺将该第一蒙皮固定到吸声板的其他部件，该热焊接和/或胶合工艺可以由共固化或共聚或所谓的共胶接工艺来支持(通过插入粘合层来支持共固化)。
10.由于可以以传统的方式制造多个微孔，所以显著降低了制造吸声板的成本。
11.此外，由于使用热焊接和/或胶合，所以可以将热塑性材料的层胶合到不同类型的材料上。
附图说明
12.从以下参考附图以非限制性实例的方式给出的详细描述中，本发明的特性和优点将变得更加清楚，在附图中：
13.图1是吸声板的局部横截面的透视图；以及
14.图2是具有吸声板的发动机舱的一部分的剖视图。
具体实施方式
15.参考图1和图2，具有夹层结构以用于降低航空发动机噪声影响(noise impact，噪声冲击)的吸声板总体上用10表示。吸声板10基本上包括第一蒙皮12、中心层或中间层(也称为芯层)14以及第二蒙皮16。
16.吸声板10能够用于形成绝缘覆盖物，该绝缘覆盖物作为整体具有大致柱形的形状或者适于至少部分地包围航空发动机的发动机舱的形状。例如，在一个实施方式中，航空发动机的隔音是通过接合多个吸声板10而获得的，这些吸声板具有柱形表面的部分的形状。在其他实施方式中，吸声板可以具有基本上扁平或稍微弯曲的形状。
17.第一蒙皮12具有基本上薄的或膜状的结构，或者具有比其他两个维度小得多的厚度，并且当吸声板10装配好以供使用时，该第一蒙皮布置成面向声源；特别地，第一蒙皮12在发动机舱的径向内部方向上面向发动机。
18.第一蒙皮12可以由不同的热塑性聚合物材料制成。在一些仅通过实例描述的非限制性实施方式中，第一蒙皮12可以由包括在以下所列项中的热塑性聚合物材料制成：peek(聚醚醚酮)、pek(聚醚酮)、pei(聚醚酰亚胺)、尼龙、pet(聚对苯二甲酸乙二醇酯)、paek(聚芳基醚酮)、pps(聚对苯硫醚)、pa(聚酰胺)、ppsu(聚苯砜)、pc(聚碳酸酯)和pp(聚丙烯)。
19.第一蒙皮12可以优选地具有大约300微米至大约1500微米之间的厚度。还更优选地，第一蒙皮12具有大约500微米至大约1200微米之间的厚度。
20.第一蒙皮12设置有多个贯穿的微孔18，这些微孔通过传统的机械冲孔工艺制成并且分布在第一蒙皮的整个区域上。微孔18适于使得声波能够从吸声板10的外部通过到达吸声板的中心层14。这些微孔18可以以各种方式分布在第一蒙皮12的表面上方。
21.优选地，微孔18以规则和重复的模式分布，例如如图1所示的偏移的行。优选地，微孔18覆盖第一蒙皮12的面积的大约3％至大约50％之间的百分比，更优选地大约3％至大约15％之间的百分比。优选地，微孔18的直径在大约100微米和大约3000微米之间。还更优选地，微孔18具有大约1000微米至大约1500微米之间的直径。然而，微孔18覆盖的面积的百分比和微孔的直径二者可以小于或大于这里仅通过非限制性实例描述的。微孔18的直径和数量取决于待抵消的噪声的性质。为此，在航空发动机的不同部件中将使用不同的微孔18。例
如，根据与气流一致的噪声的频率和传播，虽然在发动机的前部(根据向前传播的噪声)使用一些直径和开口百分比，但是在发动机的旁通管道中必须使用不同的百分比和直径。
22.第一蒙皮12的厚度、微孔18的数量及微孔的直径根据待降低的噪声的性质(等级和频率)通过一组数学模型来计算，这组数学模型利用申请人所拥有的实验测试来验证。然后评估理想的蒙皮12的机械阻力和可维护性以及可修复性要求。通过在耐受性和需要最小厚度的声学性能之间进行折衷来限定最佳范围。
23.通常，本文优选地相对于微孔18的直径、微孔18在第一蒙皮12上的百分比以及第一蒙皮12的厚度描述的尺寸范围特别适合于在民用飞行器中应用。
24.中心层14可以由几种材料制成。纯粹作为非限制性实例，中心层14可由热塑性聚合物材料制成或铝制成，或者甚至由具有用玻璃纤维增强的酚醛树脂基体的复合材料制成，或者由具有间位芳族聚酰胺的材料制成，例如中心层14优选地具有已知的蜂窝结构。
25.在任何情况下，中心层14制成为限定容积部的垂直间隔，例如如图1所示的。与第一蒙皮12和第二蒙皮16一起，这些容积部限定了多个共振室20。在另一实施方式中，中心层14可以具有由多个壁形成的三维结构，这些壁相互会聚和/或相交，该中心层适于使第一蒙皮12与第二蒙皮16相距一段距离并且在它们之间限定多个可变几何形状的空腔或共振室20，每个空腔或共振室通过第一蒙皮12的至少一个微孔18与吸声板10的外部连通。在这个特别优选的后一种实施方式中，中心层14也由热塑性材料制成。
26.第二蒙皮16具有基本上薄的或膜状的结构或者具有比其他两个维度小得多的厚度，并且当吸声板10装配好以供使用时，第二蒙皮面向与声源相反的一侧；特别地，第二蒙皮16面向与发动机相反的一侧，也就是说相对于发动机舱在径向外部方向上。第二蒙皮16在厚度、面积和形状方面可以等于或等同于第一蒙皮12，但是没有微孔。仅作为非限制性实例，第二蒙皮16可以由聚合物材料制成，或者由复合材料(如由用诸如碳纤维的纤维增强的环氧树脂基体)制成。适合于制造第二蒙皮16的材料的非限制性实例是：环氧树脂和用纤维增强的环氧树脂、双马来酰亚胺树脂和用纤维增强的双马来酰亚胺树脂、氰酸酯和用纤维增强的氰酸酯以及聚酰亚胺和用纤维增强的聚酰亚胺。有利地，第二蒙皮16、中心层14和第一蒙皮12全部由相同的热塑性材料制成。
27.由于存在贯穿的微孔18，所以声音可穿过第一蒙皮12并到达吸声板10的内部，从而进入共振室20，在共振室，声音由于第二蒙皮16的连续且无孔的表面而保持受到约束，从而能够显著降低所散布的声功率。
28.特别是如图2所示，吸声板10可以装配在发动机舱22中，例如装配在发动机舱的进气口26中的一个的内侧24上。特别地，图2还示出了发动机涡轮的叶片28和发动机的纵向轴线x。如清楚示出的，吸声板10安装成第一蒙皮12朝向噪声源(即朝向发动机)布置，并且第二蒙皮16布置在相对侧上。
29.根据本发明，通过将第一蒙皮12和中心层14以及中心层14和第二蒙皮16分别两两固定在一起而获得吸声板10。特别地，根据本发明的用于制造吸声板10的方法依次包括以下步骤：
30.步骤a)提供热塑性聚合物材料的第一蒙皮12；
31.步骤b)通过机械冲孔制造多个穿过第一蒙皮12的微孔18；
32.步骤c)通过在第一蒙皮12和中心层14之间布置结构性粘合层以及/或者通过在第一蒙皮12和中心层14之间的热焊接将所述第一蒙皮12固定到中心层14；以及
33.步骤d)通过在中心层14和第二蒙皮16之间布置结构性粘合层以及/或者通过中心层14和第二蒙皮16之间的热焊接将所述中心层14固定到第二蒙皮16。
34.因此，首先，提供热塑性聚合物材料的第一蒙皮12。此第一蒙皮12例如可通过在模具上热成形热塑性聚合物膜的工艺制成或者通过类似的已知工艺制成，以用于获得热塑性聚合物材料的薄的第一蒙皮12。
35.通过热塑性聚合物材料的所述第一蒙皮12，通过机械冲孔或通过等同的传统机械工艺来制造贯穿的多个微孔18。此工艺是公知的并且将不进一步详细描述。有利地，用于制造多个穿过第一蒙皮12的微孔18的机械冲孔可以在使第一蒙皮12热成型的过程之前执行。可替代地，用于制造多个穿过第一蒙皮12的微孔18的机械冲孔甚至可以在使第一蒙皮12热成型的过程之后执行。中心层14和第二蒙皮16以该顺序固定到所述第一蒙皮12。
36.有利地，在根据本发明的方法的实施方式中，第一蒙皮12、中心层14和第二蒙皮16之中的至少两个相邻部件(并且优选地所有三个部件)由未固化的材料制成，并且上述步骤c)和/或步骤d)还包括以下步骤：
37.步骤e)使第一蒙皮12、中心层14和第二蒙皮16在具有真空袋的高压釜中根据特定的压力和温度循环经历固化过程，以用于共固化未固化的组分。
38.当通过共固化实现吸声板10的部件之间的结合时，所述第一蒙皮12以已知的方式布置在固化床上。然后，将中心层14布置成搁置在第一蒙皮12上。最后，在中心层14上布置第二蒙皮16。此时，可以用在具有真空袋的高压釜中的固化过程中使用的常见装袋材料(例如用于高温的尼龙膜、尼龙或聚酯中的表面通风织物和用于高温的隔离膜的材料)进行覆盖。第一蒙皮、中心层和第二蒙皮可以例如手动地依次布置在彼此的顶部上。在完成覆盖步骤后，可以执行将真空施加到固化袋的最外层上，以便确保装袋材料适应吸声板10的表面，从而避免起皱和气泡。最后，包括第一板12、中心层14和第二板16的组件经历共聚或共固化过程；此过程包括应用特定的温度和压力循环(通常为大约180℃和6bar)，这些温度和压力循环是已知的因此不再进一步详细描述。在完成共固化过程后，第一板12、中心层14和第二板16连接以形成单个吸声板10。
39.通过适当地制备待胶合的表面和/或通过使用涂层(所谓的底层涂料)，可将热塑性材料胶合到其他部件，这些其他部件是由铝、间位芳族聚酰胺基材料或者由用玻璃纤维增强的酚醛树脂基复合材料制成的。
40.实际上，当执行步骤c)和/或步骤d)时，为了分别将第一蒙皮12和中心层14以及/或者中心层14和第二蒙皮16两两固定在一起，可以在第一蒙皮12和中心层14之间以及/或者中心层14和第二蒙皮16之间分别布置结构性粘合层。例如，乐泰ea 9658 aero(也称为环氧树脂类粘合剂ea 9658)的粘合膜可以用作结构性粘合剂。
41.可使用结构性粘合剂通过简单的胶合方法直接将第一蒙皮12和中心层14以及/或者中心层14和第二蒙皮16两两固定在一起，或者可替代地，在共固化或共聚工艺的情况下可通过所谓的共胶接工艺来使用结构性粘合剂。
42.此外，当执行步骤c)和/或步骤d)时，也可以分别在第一蒙皮12和中心层14之间执行热焊接以便将所述第一蒙皮12固定到中心层14以及/或者在中心层14和第二蒙皮16之间
执行热焊接以便将所述中心层14固定到第二蒙皮16，这两者都与刚才描述的胶合过程独立且一起进行。
43.使用热焊接工艺将由热塑性材料制成的所述第一蒙皮12固定到其他或相同的热塑性材料，实际上使得能够使用具有各种且可变几何形状的空腔和形式的填充物，其中传统填充物将空腔的形式限制为重复的单一几何形状。
44.显然，当第一蒙皮12、中心层14和第二蒙皮16的布置顺序颠倒时，根据本发明的方法被认为是等同的。在此情况下，除了颠倒步骤b)、步骤c)和步骤d)的顺序之外，该方法保持不变，因此首先布置第二蒙皮16，然后将中心层14固定到第二蒙皮上，最后将第一蒙皮12固定到中心层14。
45.关于在吸声板的各种部件的制造方法中使用的热塑性聚合物材料，所呈现的具体实施方式应被认为是仅通过非限制性实例给出的。特别地，根据航空部件的通常要求，在根据本发明的方法中适合使用具有被包括在大约
‑
70℃至大约120℃之间的工作温度、足够的抗外部污染物(油、燃料和除冰流体)能力、足够的结构阻力和足够的抗冲击性的热塑性材料。
46.在根据本发明的制造方法的最优选的实施方式中，第一蒙皮12、中心层14和第二蒙皮16全部由相同的热塑性聚合物材料制成，并且通过热焊接工艺和使用结构性粘合层而固定在一起。在此情况下，可以执行第一热焊接以将第一蒙皮12和中心层14固定在一起，并且可以执行第二热焊接以将中心层14和第二蒙皮16固定在一起。
47.在根据本发明的制造方法的另一优选实施方式中，第一蒙皮12由热塑性聚合物材料制成，中心层14由用玻璃纤维增强的复合材料制成，并且第二蒙皮16由环氧树脂基复合材料制成并用碳纤维增强。在此实施方式中，第一蒙皮12、中心层14和第二蒙皮16通过简单的胶合两两固定在一起，也就是说，通过分别在第一蒙皮12和中心层14之间以及中心层14和第二蒙皮16之间插置结构性粘合层的相应的层而两两固定在一起。
48.通常，通过根据本发明的方法获得的吸声板可以在任何必须使声音影响衰减或噪声传递减小的航空环境中使用，如特别是在发动机舱中所必须的。
49.如通过以上描述说明的，根据本发明的制造方法提供了各种优点。
50.首先，由于可以使用简单的机械工艺(例如冲孔)来制造微孔，所以制造吸声板所需的成本和时间显著减少。
51.此外，由于使用聚合物材料来制造具有微孔的第一蒙皮，所以降低了吸声板的重量，对于航空应用具有明显的优点。
52.然后，用于制造微孔的机械技术的简单性使得能够在改变制孔模式(微孔的尺寸方面和在微孔的位置和数量方面二者)上实现最大的灵活性。
53.最后，由于在制造中间层时优选地还使用热塑性材料，所以可以获得复杂的形式和不同的声腔。
54.在不动摇本发明原理的情况下，在不脱离如所附权利要求中限定的本发明的范围下，实施方式和制造细节与仅通过非限制性实例描述和示出的相比可以被广泛地改变。