飞行器短舱进气口的声学面板、相关的推进单元及飞行器制造技术

本发明专利技术涉及用于飞行器短舱进气口的声学面板，还涉及短舱进气口配有这种声学面板的飞行器推进单元和包括这种推进单元的飞行器，声学面板包括被噪声吸收孔(10)穿孔的抵抗性蒙皮(1)和抵抗性蒙皮(1)抵靠其延伸的芯部(2)，其特征在于，抵抗性蒙皮(1)具有光滑的可见面(11)和带有交替的肋(14)和凹槽(13)的堞形后部面(12)，噪声吸收孔(10)仅在凹槽(13)中即在蒙皮不太厚的区域中形成，这使得孔的直径既大于蒙皮的厚度，又足够小，从而不会对阻力产生任何影响。抵抗性蒙皮在凹槽中的较小厚度不会使得抵抗性蒙皮比现有技术中的蒙皮更柔韧，因为根据本发明专利技术的抵抗性蒙皮的机械强度由肋确保。

【技术实现步骤摘要】
飞行器短舱进气口的声学面板、相关的推进单元及飞行器
本专利技术涉及一种用于飞行器短舱进气口的声学面板、一种推进单元、以及一种装配有这种声学面板的飞行器。
技术介绍
常规地，短舱从前到后包括在空气动力流上游的第一区段(称为进气口)、覆盖发动机风扇的外壳的第二区段(称为风扇罩)、以及空气动力流下游的第三区段，该第三区段通常具有围绕发动机的涡轮本体的推力反向区域。如在附图1中所展示的，进气口通常包括比如前部框架101和后部框架104的结构元件、以及(从短舱的前部到后部)承载在前部框架101上的唇缘100、在短舱外部使唇缘延伸的外面板102、在短舱内部使唇缘延伸的内部声学面板103，这些内部声学面板形成用于将空气朝向发动机引导的内部导管，外面板102和内面板103由前部框架101和后部框架104承载。进气口和/或装配在其上的系统(例如除冰管道105)的形状必须防止冰或霜的形成和/或积聚、限制不希望的噪音的影响、执行空气动力学功能、并且防止鸟类进入包含发动机系统的风扇隔室。通常通过设置前述的声学面板103来使不期望的噪声衰减。在整个说明书中，声学面板(来自现有技术或根据本专利技术)被视为安装在飞行器的进气口中。表述“横向方向”和“横向地”因此指代在进气口的横向平面中延伸的方向，即与进气口的中心轴线正交的方向。表述“纵向地”指代与进气口的中心轴线X平行的方向(如果进气口可以被认为是圆柱形的)，或者指代与进气口的发生器平行的方向(如果进气口可以被认为是圆锥形的)。“纵向平面”是包含进气口的中心轴线的平面。<br>已知的用于进气口的声学面板通常包括：√抵抗性蒙皮，该抵抗性蒙皮形成(在唇缘下游的)进气口的内部管道的可见面，并且被设计成吸收声波；√后部蒙皮，该后部蒙皮基本上被设计成确保面板结构强度；√蜂窝状芯部，抵抗性蒙皮和后部蒙皮紧固在该蜂窝状芯部的两侧，所述芯部既有助于面板的机械强度又有助于声学衰减，衰减的声音频率由芯部的厚度确定。机械地，应当注意的是，声学面板必须能够承受给定的空气动力载荷(超压)、与外部物体(比如鸟类)的潜在碰撞、以及显著的热变化。已知的声学面板的抵抗性蒙皮被许多孔穿透以吸收声波。为了确保孔在使用过程中不会被堵塞，孔的直径必须等于或大于穿孔层的厚度。实际上，已知的抵抗性蒙皮由两个片层或三个片层组成，总厚度在0.8mm与1.6mm之间，使得孔直径在0.8mm与1.6mm之间。孔对阻力的影响与孔的直径成比例地增大。在现有技术中，减小抵抗性蒙皮的厚度以减小孔的直径仅在上至0.6mm是可行的，因为以其他方式获得的抵抗性蒙皮在机械上不够坚固。
技术实现思路
本专利技术旨在限制由进气口的声学面板产生的阻力，同时提出一种设计简单、易于制造的声学面板，并且在该声学面板中抵抗性蒙皮提供令人满意的机械强度。为此，本专利技术提出了，本专利技术涉及一种用于飞行器短舱进气口的声学面板，所述声学面板包括被噪声吸收孔穿孔的抵抗性蒙皮和所述抵抗性蒙皮抵靠其延伸的芯部，其特征在于，抵抗性蒙皮具有光滑的可见面和堞形后部面，该堞形后部面具有交替的凹槽和肋，这些凹槽与抵抗性蒙皮的第一层(称为声学层)相对应，这些肋由第二层(称为结构层)形成，噪声吸收孔仅在凹槽中、即在抵抗性蒙皮最薄的区域中形成。根据本专利技术，抵抗性蒙皮在凹槽(第一声学层)中的厚度可以小于0.6mm，较厚的肋确保了抵抗性蒙皮的机械强度。因此，再次根据本专利技术，噪声吸收孔有利地具有等于或大于凹槽中的抵抗性蒙皮的厚度的直径、或更一般地至少一个正面尺寸(如果孔不是圆形的)。孔的尺寸小于现有技术中的声学面板中的孔的事实减小了所引起的阻力，而不会增大孔被堵塞的风险。因此，第一声学层可以被认为具有微穿孔的线性层。根据本专利技术的一个可能特征，抵抗性蒙皮的肋和凹槽在纵向平面中延伸。因此，这些被称为纵向肋和纵向凹槽。在这种情况下，优选地，声学面板还包括呈一螺旋条带或多个横向条带形式的加强带材，这些加强带材在声学面板的抵抗性蒙皮与芯部之间延伸并且环绕肋。在这种情况下，“横向条带”是指在横向平面中沿圆周方向延伸的条带。将加强带材胶合至肋对抵抗性蒙皮的吸声性能没有影响，因为肋的形状使加强带材背离在凹槽中形成的孔移动。无论抵抗性蒙皮是否通过带材进行结构加固，声学面板的开放表面比(TSO)都保持相同。开放表面比(TSO)因此得到精确控制。在变体中，抵抗性蒙皮的肋基本上在横向平面中延伸，即在与进气口的中心轴线X正交的平面中延伸。这些因此被称为横向肋。类似地，基本上在横向平面中延伸的凹槽被称为横向凹槽。在这种情况下，如上所述添加加强带材是不必要的，因为力被肋本身吸收。如果必要的话，可以增大肋(或一些肋)的厚度，以提高抵抗性蒙皮的刚度和坚固度。增大肋的厚度对面板的声学质量没有影响，因为噪声吸收孔形成在凹槽中。在上述(具有纵向肋或横向肋)的两个实施例中，抵抗性蒙皮的第二结构层采取彼此分离的条带形式。根据第三选择，抵抗性蒙皮的第二结构层是穿孔连续层，在该连续层中形成可以是矩形或椭圆形或圆形或任何形状的开口，在第一声学层中形成的噪声吸收孔面对这些开口布置；于是获得不同方向(或者甚至可变宽度)的肋的网络，例如横向肋和纵向肋的网格(如果开口是矩形的)。根据本专利技术的可能特征，抵抗性蒙皮还具有前部凸缘和/或后部凸缘，该前部凸缘和/或后部凸缘在横向平面中朝向进气口的外部(即，在离心方向上)延伸蒙皮的可见面，以在其前部端部和/或后部端部封闭声学面板。前部凸缘或后部凸缘优选具有与肋相同的厚度，以便有效地有助于面板的刚性。如果必要的话，所述凸缘可以更厚。根据本专利技术的可能特征，抵抗性蒙皮是一件式零件，即一体形成。该零件可以在单个模制步骤中获得，或者优选地由相继的片层形成。应当注意的是，第一声学层可以由一个或多个片层形成。这同样适用于第二结构片层。第二结构层可以使用任何合适的方法(胶合、焊接、固结、烧制等)、尤其通过3D打印布置和紧固在第一声学层上。根据本专利技术的可能特征，抵抗性蒙皮和上述加强带材由热塑性复合材料或热固性复合材料、优选热塑性碳(即基于碳纤维和热塑性树脂的材料，例如高性能热塑性树脂，比如聚醚醚酮(PEEK)、聚苯砜(PPSF)、聚醚酰亚胺(PEI)、聚醚酮酮(PEKK)等)制成。本专利技术还涉及一种进气口，其特征在于，该进气口包括根据本专利技术的声学面板。更具体地，根据本专利技术的进气口具有由根据本专利技术的声学面板形成的内壁(唇缘的下游，在前部框架与后部框架之间)。通常，每个面板对应于在进气口的前部框架与后部框架之间纵向延伸并且具有直线纵向侧的内壁部分，两个相继的面板具有相邻的纵向侧。可以使用不同的解决方案来沿相邻的纵向侧紧固两个相继的面板。总体上，在下面提出的不同解决方案中，两个相继的面板通过面板的抵抗性蒙皮组装，并且为此目的，每个面板在其至少一个纵向侧上具有薄边缘舌部。在大多数提出的解决方案中，薄边缘舌部有利地是抵抗性蒙皮的第一层(凹槽中的厚度)。因此，在这些边缘本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于飞行器短舱进气口的声学面板，所述声学面板包括抵抗性蒙皮(1)、和芯部(2)，所述抵抗性蒙皮被噪声吸收孔(10)穿孔，所述抵抗性蒙皮(1)抵靠所述芯部延伸并且被紧固于所述芯部，所述噪声吸收孔使得波能够在芯部内部传播并在其中衰减，其特征在于，所述抵抗性蒙皮(1)具有光滑的可见面(11)和堞形后部面(12)，所述堞形后部面具有交替的凹槽(13，13’)和肋(14，14’)，所述凹槽与所述抵抗性蒙皮的较薄的第一声学层相对应，所述肋由所述抵抗性蒙皮的较厚的第二结构层形成；并且，所述噪声吸收孔(10)仅在所述凹槽(13，13’)中形成。/n

【技术特征摘要】
20190912 FR 19100291.一种用于飞行器短舱进气口的声学面板，所述声学面板包括抵抗性蒙皮(1)、和芯部(2)，所述抵抗性蒙皮被噪声吸收孔(10)穿孔，所述抵抗性蒙皮(1)抵靠所述芯部延伸并且被紧固于所述芯部，所述噪声吸收孔使得波能够在芯部内部传播并在其中衰减，其特征在于，所述抵抗性蒙皮(1)具有光滑的可见面(11)和堞形后部面(12)，所述堞形后部面具有交替的凹槽(13，13’)和肋(14，14’)，所述凹槽与所述抵抗性蒙皮的较薄的第一声学层相对应，所述肋由所述抵抗性蒙皮的较厚的第二结构层形成；并且，所述噪声吸收孔(10)仅在所述凹槽(13，13’)中形成。


2.根据权利要求1所述的用于飞行器短舱进气口的声学面板，其特征在于，所述抵抗性蒙皮在所述凹槽(13，13’)中比所述抵抗性蒙皮(1)在所述肋(14，14’)中薄至少30％。


3.根据权利要求1或2所述的用于飞行器短舱进气口的声学面板，其特征在于，所述抵抗性蒙皮(1)在所述凹槽(13，13’)中的厚度在圆形或方形的噪声吸收孔的情况下至多等于噪声吸收孔(10)最小尺寸的150％，或者在椭圆形的噪声吸收孔的情况下至多等于噪声吸收孔最小尺寸的200％。


4.根据权利要求1至3之一所述的用于飞行器短舱进气口的声学面板，其特征在于，所述噪声吸收孔(10)是圆形的，并且对于在0％与2％之间的开放表面比(TSO)所述噪声吸收孔具有小于0.6mm的直径，对于大于2％的开放表面比(TSO)所述噪声吸收孔具有小于0.3mm的直径。


5.根据权利要求1至3之一所述的用于飞行器短舱进气口的声学面板，其特征在于，所述噪声吸收孔是椭圆形的，长宽比在5到15之间。


6.根据权利要求1至5之一所述的用于飞行器短舱进气口的声学面板，其特征在于，所述抵抗性蒙皮的肋基本上在纵向平面中延伸。


7.根据权利要求6所述的用于飞行器短舱进气口的声学面板，其特征在于，所述声学面板包括呈一螺旋结构条带或多个横向结构条带(4)形式的加强带材，所述加强带材在所述声学面板的抵抗性蒙皮(1)与芯部(2)之间延伸、并且环绕纵向的所述肋。


8.根据权利要求1至5之一所述的用于飞行器短舱进气口的声学面板，其特征在于，所述抵抗性蒙皮的凹槽和肋在横向平面中延伸。


9.根据权利要求1至5之一所述的用于飞行器短舱进气口的声学面板，其特征在于，所述抵抗性蒙皮的第二结构层是具有矩形或椭圆形或...

【专利技术属性】
技术研发人员：A·波特，J·拉兰纳，B·普兹比，T·科尔科姆特，F·科尔科姆特，
申请(专利权)人：空中客车运营简化股份公司，
类型：发明
国别省市：法国;FR