CN101631941B - 一种具有热气防冰处理功能的消音衬垫 - Google Patents
一种具有热气防冰处理功能的消音衬垫 Download PDFInfo
- Publication number
- CN101631941B CN101631941B CN2008800055793A CN200880005579A CN101631941B CN 101631941 B CN101631941 B CN 101631941B CN 2008800055793 A CN2008800055793 A CN 2008800055793A CN 200880005579 A CN200880005579 A CN 200880005579A CN 101631941 B CN101631941 B CN 101631941B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- band
- noise reduction
- cellular structure
- passage
- compartment
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000012545 processing Methods 0.000 title claims description 30
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 title abstract 3
- 238000000576 coating method Methods 0.000 title abstract 3
- 210000003850 cellular structure Anatomy 0.000 claims abstract description 41
- 230000009467 reduction Effects 0.000 claims description 63
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims description 16
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 4
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 abstract description 2
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 abstract 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 11
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 3
- 238000003672 processing method Methods 0.000 description 3
- 241000264877 Hippospongia communis Species 0.000 description 2
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 2
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000000284 extract Substances 0.000 description 2
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 2
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 2
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000945 filler Substances 0.000 description 1
- 239000012467 final product Substances 0.000 description 1
- 230000001771 impaired effect Effects 0.000 description 1
- 238000000338 in vitro Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 238000011946 reduction process Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 1
- 238000005211 surface analysis Methods 0.000 description 1
- 230000009897 systematic effect Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/047—Heating to prevent icing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
- B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/28—Three-dimensional patterned
- F05D2250/283—Three-dimensional patterned honeycomb
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Application Of Or Painting With Fluid Materials (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Surgical Instruments (AREA)
Abstract
本发明涉及一种在飞行器表面进行消音处理的消音衬垫，尤其是在前缘部位，诸如飞行器发动机机舱的进气道，所述消音衬垫有一个阻尼消音层、至少一个蜂窝结构(30)和一个反射层，所述蜂窝结构(30)有多个通向第一假想面(34)和第二假想面(36)的通道，其特征在于：所述蜂窝结构(30)在某些通道的侧壁上预置有切口或孔洞(38)，用以连通邻近的通道，以建立一个通道连通网来隔离至少一个或一组未连通的通道，至少一个已连通的通道与至少一条热气进口(40)相连通。
Description
技术领域
本发明涉及一种具有热气防冰处理功能的消音衬垫，所述衬垫主要适用于飞行器的前缘部位，尤其适用于飞行器发动机机舱的进气道。
背景技术
为了限制机场周边噪声污染的危害，国际标准对噪声源的限制越来越严格。
已经开发出某些技术来降低飞行器发出的噪音，主要是在发动机机舱管道的管壁上敷设消音衬垫来吸收部分声能，尤其可以利用亥姆霍兹共鸣器的原理来进行消音。众所周知，该消音衬垫从外向内包括一个多孔阻尼消音层，一个蜂窝结构和一个隔音反射层，使消音衬垫发挥效应。
目前，由于各种条件限制，例如成型加工或与其它设备兼容性的限制，限定了被处理表面的范围。这样，消音衬垫很难与那些避免冰和/或霜形成和/或堆积的系统相兼容，这些系统在那些部位是必不可少的。
这些系统分为两大类，第一类被称作防冰系统，用以限制冰和/或霜的形成；第二类被称作除冰系统，用以限制冰和/或霜的聚积，并且该系统在冰和/或霜一旦形成时就工作起来消除冰霜。在后面的说明中，冰霜处理系统或处理方法的表述，就是指一个防冰系统或一种防冰处理方法，或一个除冰系统或一种除冰处理方法。
本发明主要涉及一种利用从发动机提取的热空气回流到前缘的内管壁部位来进行防冰处理的方法。在消音衬垫相对厚实，且由多个充满气体起到隔绝作用的隔间组成的情况下，系统性能很难与消音衬垫相兼容。
在使消音处理和防冰处理功能相兼容的尝试中，EP-1.103.462和US-5.841.079文件中提出了一种解决方法，提议在反射壁上预置些小孔，使热空气进入到消音衬垫的隔间内。
但是这种解决方法不令人满意，理由如下：
蜂窝结构的隔间在反射层有一个或多个小孔的话，这些隔间在消音处理方面的性能就会不太好，因为声波在上述隔间里耗散不良。为了减少这种衰减，可以采用减小孔洞截面的解决方法。在这种情况下，恒定的空气流量减少了，降低了除冰功效。另外，这些孔洞由于截面缩小很容易自行堵塞，这样相应区域的除冰功能就被消除了。
根据另一个问题，由于蜂窝形填料组成的蜂窝结构在被安装启用时会出现变形，某些反射层的孔洞可能被置于形成两个隔间的侧壁的直角交汇处。在这种情况下，由于部分孔洞被侧壁堵上，这两个蜂窝的消音处理功能被削弱，除冰功能同样被削弱。
最后，另一个问题是，由于压力平衡在进气道唇缘内自然形成，不可能隔绝开唇缘处的某些部位，以便对它们施加更强的除冰气压，尤其是对冰霜已经形成，且堆积量相当大的部位。
发明内容
本发明旨在消除已有技术的缺陷，推荐一种能兼容消音处理功能和利用热气做防冰处理功能的防护衬垫，上述衬垫主要用于前缘部位，尤其是发动机机舱进气道的部位。
为此，本发明涉及一种在飞行器表面进行消音处理的消音衬垫，尤其是前缘部位，诸如飞行器发动机机舱的进气道。所述消音衬垫有一个阻尼消音层、至少一个蜂窝结构和一个反射层。所述蜂窝结构有多个通向第一假想面和第二假想面的通道，其特征在于：蜂窝结构在某些通道的侧壁上预置有切口或孔洞，用以能够连通邻近的通道，以建立一个通道连通网来隔离至少一个或一组未连通的通道，至少一个已连通的通道与至少一条热气进口相连通。
根据本发明，消音衬垫上的某些隔间专门用于消音处理，它们在阻尼消音层之外没有任何孔洞。
附图说明
下面将结合附图仅通过举例的方式对本发明的其他特性和优点进行描述，其中，
-图1是飞行器推进装置的透视图；
-图2是根据本发明的发动机机舱进气道的纵向剖面图；
-图3是根据本发明第一变例中蜂窝结构的俯视图；
-图4是根据本发明另一个变例中蜂窝结构的俯视图；
-图5是安放在径向平面的纵向条带的正视图；
-图6A是根据径向平面上的第一相交面放置的第一横向条带的正视图；
-图6B是图6A所示的第一条带的透视图；
-图7A是根据径向平面上的第二相交面放置的第二横向条带的正视图，所述第二相交面处在发动机机舱进气道的唇缘的顶部部位之后；
-图7B是图7A所示的第二条带的透视图，该条带可以弯曲以便与第一条带交错在一起；
-图8是根据第一视角的蜂窝结构的透视图，示出了根据本发明能与进气道的角扇形相匹配的蜂窝结构；
-图9是纵向条带和横向条带之间连接的局部透视图；
-图10是根据第二视角的蜂窝结构的透视图，示出了根据本发明能与进气道的角扇形相匹配的蜂窝结构，及
-图11是空气进口的局部透视图。
具体实施方式
现在描述的本发明适用于飞行器推进装置的进气道。然而，本发明可应用于飞行器上已经进行过消音处理和防冰处理的各个不同前缘部位，例如机翼的前缘。
在后面的说明中，无论是霜还是冰，是指各种性质、各种结构及厚度的冰和霜。
图1示出一个飞行器的推进装置10，其通过支撑杆12连接在机翼下。然而，这个推进装置还可以连接到飞行器的其他区域。
该推进装置包括一个发动机机舱14，其中有大致以同心方式装配的动力系统，以驱动安装在主轴16上的进气装置。发动机机舱的纵轴由参考数字18标识。
发动机机舱14有一个内管壁20，限定了前端为进气道22的管道。
进气道22的顶部24大致形成一个环状体，该环状体沿着一个与纵轴18基本垂直的平面延伸，如图2所示，或者不垂直于纵轴延伸，但其顶部处于12点钟略微向前的位置上。当然，也可以考虑其他形式的进气道。
在后面的说明中，所谓的空气动力面，就是指与空气动力气流接触的飞行器的蒙皮面。
为了限制噪声污染的危害，已经在空气动力面上采用了消音衬垫26来吸收部分声能，尤其可以利用亥姆霍兹共鸣器的原理来进行消音。众所周知，这个消音衬垫同样被称作消音板，其从外向内包括一个阻尼消音层28，至少一个蜂窝结构30和一个反射层32。
所谓的层，就是指由一层或多层同种或非同种性质的材料制成的层。
阻尼消音层28是一个起到耗散作用的多孔结构，其将通过该结构的声波声能部分转换成热能。
反射层32隔绝声波，并且没有任何用于消音处理的孔洞。
这些不同的层不再详述，因为业内人士均已知晓。
蜂窝结构30对应的体积，一方面由与反射层32相关的第一假想面34限定；另一方面该体积还由与阻尼消声层28相关的第二假想面36限定，如图8所示。
第一假想面34和第二假想面36之间的距离可以不是常数。这样，这个距离在进气道的唇缘部位时可以更大些，以便给予该结构一个更大的强度，尤其是抗撞击强度。
蜂窝结构30有多个通向第一表面和第二表面的通道。这些通道一方面被多孔阻尼消音层封闭，另一方面被反射层封闭，从而形成了一个隔间。
最好两个邻近的通道被一个侧壁分开。
为了减轻噪音的影响，至少在进气道22的部分空气动力面上要敷设消音衬垫26。
根据一种实施方式，该消音衬垫26从发动机机舱的内管壁20沿着进气道的整个周边延伸至进气道的顶部24。消音衬垫26最好延伸超出进气道的顶部24，并覆盖住发动机机舱的外表面34的一部分，如图2和图6所示。
为了限制冰霜的形成或避免其堆积，进气道22要有防冰处理装置。
更确切地说，本发明涉及一种利用从发动机提取的热空气回流到空气动力面的内管壁部位来进行防冰处理的方法。
根据本发明，蜂窝结构30在某些通道的侧壁部位预置有切口或孔洞38，用以连通邻近的通道，从而建立一个通道连通网来隔离至少一个或一组未连通的通道。另外，蜂窝结构在其一侧至少有一条热气进口40。
根据一种实施方式，蜂窝结构在侧壁的某些边缘部位上有切口，这些切口能够安置在覆盖有阻尼消音层的第二假想面36。
这样，与现有技术不同，蜂窝结构保留着一些相互间未连通的隔间，但有一个允许声波通过的表面，即覆盖着阻尼消音层的表面。这样，这些相互间未连通的隔间的防冰处理功能没有被削弱，因为反射层仍旧是密闭的。
根据图3所示的第一种实施方式，蜂窝结构30由蜂窝状填料组成。因而，通道为六角形，且邻近的通道被侧壁分离开。根据本发明，由于有了切口或孔洞38，根据某种对角线布置的通道是相连通的。最好沿着朝第一方向的第一对角线42，及沿着朝第二方向的第二对角线44来连通通道。这种布局可以利用通道侧壁把未连通的通道的各组群46之间隔离开。举例说明，图3中用灰色表示的连通通道可以把九个未连通的通道隔离开来。
根据图4、5、6A、6B、7A、7B、8至11所示的另一种变例，蜂窝结构30一方面有多个被称作纵向条带的第一条带48，它们对应于上述体积与带有纵轴18的径向平面的交叉，另一方面蜂窝结构还有多个被称作横向条带的第二条带50，它们对应于上述体积与径向平面上的相交面的交叉。最好每个横向条带50在与第二假想面36的每个交叉点上大致地垂直于该点在第二假想面36的正切线。
最好每个纵向条带48在与横向条带50的每个交叉点上大致地垂直于该点在每个横向条带50上的正切线。
所谓的相交面，就是指与第一假想面34和与第二假想面36相交的那个平面或表面。
一般情况下，蜂窝结构在相交面上有一系列的第一条带48，所述第一条带48之间不相交且相互之间有间距，蜂窝结构在相交面上至少有一个第二系列的第二条带50，所述第二条带50之间不相交且相互之间有间距。第一条带48与第二条带50相交时，一方面限定了两个邻近的第一条带之间的通道，另一方面还限定了两个邻近的第二条带之间的通道。这样获得的通道具有四个侧面。
同样，为了简化设计，将第一条带安置在带有发动机机舱的纵轴的径向平面上。
为了获得坚固的结构，将第二条带设置为大致垂直于第一条带，从而得到的通道截面为方形或长方形。这种办法同样可以简化设计。当然，人们还可以考虑采用其他形状的截面，例如菱形。
通道的截面在弯曲区域是变化的。这样，通道的截面在第二假想面36和第一假想面34之间发生变化，第二假想面36上的通道截面大些，而第一假想面34上的截面小些。
为了把相互交错的不同系列的条带组装起来，第一切口52预置在纵向条带48上，它们与横向条带50上的第二切口54相配合。应理解的是，在条带系列的数量超过两个时，只须在每个条带上增加切口数量即可。
第一切口52和第二切口54不从一个边延伸到另一个边，方便了组装工序。
第一切口52的长度和第二切口54的长度均经过调校，使纵向条带和横向条带的边缘能安置在假想面34和36上。
根据一种实施方式，第一切口52从安置在第二假想面36上的纵向条带边缘开始延伸。另外，第二切口54从安置在第一假想面34的横向条带边缘开始延伸。
根据一种实施方式，蜂窝结构被放置在待处理的表面上时，将蜂窝结构30可能有的形状数值化。然后，以可行的方法对纵向条带和横向条带进行定位，以确定它们之中每一个的几何形状。可以采用如网格软件的方法来分析表面。通过采用几何投影方法进行表面分析。
这样，如图5所示，在进气道的情况下，纵向条带48的外形如C，其第一边缘56能与第一假想面34相连，而第二边缘58能与第二假想面36相连。根据一些变例，边缘56和边缘58的分离距离可以从一个条带变化到另一个条带，或者沿着同一个条带的型面变化。纵向条带48是用基本平整的板材切割制成。这种平面切割技术简化了制作工艺。在纵向条带48安放在径向平面的情况下，纵向条带与横向条带50组装时不会弯曲。
如图6A、6B、7A和7B所示，在进气道的情况时，横向条带50的外形为环形，其第一边缘60能够与第一假想面34相连，第二边缘62能够与第二假想面36相连。边缘60和62的曲率半径能够随着离开顶部24的距离而逐步发生变化，对横向条带50来说，变化是从一个与形成发动机机舱的管道的曲率半径相对应的数值R开始，如图6A所示。对于安放在进气道顶部24位置的横向条带50来说，当半径为无限时，边缘60和62几乎是直线，如图7A所示。
横向条带50最好由基本平整的板材切割制成。
本发明的一个优点在于横向条带和纵向条带均采用了平面切割，这样简化了制作工艺，而且它们不再需要任何成型加工，确保了反射层和阻尼消音层上各隔间的校准工作。
横向条带相当柔韧，能够根据它们的位置尽可能的弯曲，从而交错在纵向条带里。如图6B所示，安放在蜂窝结构区域里的横向条带50只有一个曲率半径，尤其是其大致圆柱形的部分一旦被组装就置于平面当中。
大部分横向条带50足够柔韧，能够根据它们在蜂窝结构里的位置，按着一个垂直于条带表面的曲率半径r做尽可能的弯曲，如图7B所示。这样，远离顶部24部位的横向条带50不会弯曲，而与无限的曲率半径r相对应，对置于顶部24处的横向条带50而言，随着相关的横向条带与顶部24之间分离距离的变化，横向条带50的曲率半径r在逐步的减小，直至半径r完全与顶部半径相等，如图7A和7B所示。
根据本发明的一个重要优点，条带一旦被组装，或者反射层或阻尼消音层被敷设就位时，条带不会再变形。
由于这样制成的消音衬垫的外形与待处理表面的外形相匹配，消音衬垫在上述待处理的表面敷设就位后不会再变形。因此，与现有技术不同，蜂窝结构与反射层或阻尼消音层之间的连接不再存在被损坏的风险，且与条带对应的通道壁的位置完全在掌控之中，侧壁在数值化时保持在期待的位置上。
如图9所示，纵向条带48和横向条带50组装之后，再把它们用焊接方式连接起来，例如用钎焊64，或用粘接连接。当然，也可以考虑其他确保条带之间连接的解决办法。
根据一些变例，条带的边缘可以具有更加复杂的外形和多个曲率半径，以期得到更加复杂的表面。
根据一些情况，可以改变同一系列条带间的间距。
这样，依次连续的第一切口52′和52″之间可有很小的间隔，使依次连续的横向条带50′和50″之间有较小的间距，如图8所示。同样如图8所示，依次连续的第二切口54′和54″之间有很小的间隔，使依次连续的纵向条带48′和48″之间有较小的间距。
这种布局可以获得截面可变的隔间。
根据本发明，为了获得防冰处理功能，条带48和50可以有切口38，使某些隔间之间相互沟通，从而获得一个通道网。这种解决办法能够在预置的依次连续和邻近的条带48和50之间形成一个用以输送热空气来获得防冰处理功能的通道网，如图4所示。
那些未连通的隔间用于消音处理功能。
这种结构配置能使防冰处理功能和消音处理功能相兼容，在某些消音衬垫的隔间中，那些相互之间未连通的隔间专门用于消音处理功能；相互之间相连通的隔间专门用于防冰处理功能。
与使用蜂窝形填料组成蜂窝结构的解决方法不同，这种布局能够按照隔间的功能来调配它们的截面。这样，相邻的条带48，50所限定的专门用于防冰处理中输送热空气的隔间66的截面就小些，而专门用于消音处理的隔间68的截面就大些。这样，如图10所示，用于消音处理的隔间66在第二假想面上占用的表面就小些，以便不减少负责消音处理工作的隔间68所对应的表面面积。
如图11所示，至少一条热气进口40通向一个空腔或一条通路70，该热气尤其是来自动力系统的热空气，其预备用于蜂窝结构30的周边部分，至少是局部地方。至少一个所述通路或空腔70通过孔洞或切口38与至少一个用于防冰处理工作的隔间66相连通。
根据另一个从图10所描绘的实施方式中得出的优点，由于蜂窝结构30在条带组装之后不再会变形，用于防冰处理中的通道不再有任何被压扁的风险，这与使用蜂窝形填料的方法不同，用蜂窝形方法敷设防护层时，侧壁的任意变形会导致压扁某些通道。
根据另一个优点，采取调配条带之间的间距，并按照需要大面积除冰的位置来减小流通截面的办法，就可能准确地提供除冰所需的空气。
在第二假想面上所布置的阻尼消音层28最好能有小孔或微型孔，以便蜂窝结构的隔间内部能与外部沟通。某些小孔或微型孔用于消音处理，其他的则用于防冰处理。
有利地，至少用于防冰处理工作的小孔或微型孔在阻尼消音层外表面是倾斜的而不是规范的，用以通过分层方式把热空气输送至待处理的外表面。这种结构配置同样能降低孔洞(小孔或微型孔)堵塞的危险，尤其是污染造成的孔洞堵塞。
当然，本发明绝不局限在上面图示和说明的实施方式，反之它包括了全部变例。因而，本发明不局限在前缘部位，它适用于所有能用热空气进行防冰处理的各种消音处理衬垫。
Claims (10)
1.一种消音衬垫，其附加在飞行器表面用于消音处理，所述消音衬垫有一个阻尼消音层(28)、至少一个蜂窝结构(30)和一个反射层(32)，所述蜂窝结构(30)有多个通向被所述反射层(32)封闭的第一假想面(34)和被所述阻尼消音层(28)封闭的第二假想面(36)的通道，其特征在于：所述蜂窝结构(30)包括在某些通道的侧壁上预置的切口或孔洞(38)，用以连通邻近的通道，以建立一个通道连通网来隔离至少一个或一组未连通的通道，至少一个已连通的通道与至少一条热气进口(40)相连通。
2.根据权利要求1所述的消音衬垫，其特征在于：所述蜂窝结构(30)有一系列的第一条带(48)，所述第一条带相互之间不相交且有间距，所述蜂窝结构还有第二系列的第二条带(50)，所述第二条带相互之间不相交且有间距，其中，所述第一条带(48)与所述第二条带(50)相交时，一方面在两个邻近的第一条带(48)之间，另一方面在两个邻近的第二条带(50)之间限定出通道。
3.根据权利要求2所述的消音衬垫，其安置在飞行器发动机机舱的进气道位置，其特征在于：被称作纵向条带的所述第一条带安置在带有发动机机舱的纵轴(18)的径向平面上。
4.根据权利要求2所述的消音衬垫，其特征在于：每个被称作横向条带的所述第二条带(50)大致垂直于所述第二假想面(36)的正切线。
5.根据权利要求3所述的消音衬垫，其特征在于：每个被称作纵向条带的第一条带(48)大致垂直于每个被称作横向条带的第二条带(50)的正切线。
6.根据权利要求2所述的消音衬垫，其特征在于：被称作纵向条带的所述第一条带(48)上有第一切口(52)，该第一切口与被称作横向条带的所述第二条带(50)上预置的第二切口(54)相配合。
7.根据权利要求2所述的消音衬垫，其特征在于：由相邻的条带(48，50)限定的在防冰处理中专门输送热空气的第一隔间(66)的截面较小，由条带(48，50)限定的专门用于消音处理的第二隔间(68)的截面较大，限定第二隔间的条带(48，50)的间距比限定第一隔间的条带(48，50)的间距大。
8.根据权利要求7所述的消音衬垫，其特征在于：所述消音衬垫有一个空腔或一条通路(70)，其与一个安置在蜂窝结构周边部分的热气进口(40)相连通，所述空腔或通路能与至少一个输送热空气的第一隔间(66)相连通。
9.一种飞行器的前缘部位，其敷设有根据前述权利要求中任意一项所述的消音衬垫。
10.一种飞行器发动机机舱的进气道，其敷设有一种根据权利要求1至8中任意一项所述的消音衬垫。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0753358A FR2912781B1 (fr) | 2007-02-20 | 2007-02-20 | Revetement pour le traitement acoustique integrant la fonction de traitement du givre avec de l'air chaud |
| FR0753358 | 2007-02-20 | ||
| PCT/FR2008/050244 WO2008104714A2 (fr) | 2007-02-20 | 2008-02-14 | Revetement pour le traitement acoustique integrant la fonction de traitement du givre avec de l'air chaud |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN101631941A CN101631941A (zh) | 2010-01-20 |
| CN101631941B true CN101631941B (zh) | 2013-06-12 |
Family
ID=38477324
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN2008800055793A Active CN101631941B (zh) | 2007-02-20 | 2008-02-14 | 一种具有热气防冰处理功能的消音衬垫 |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7938224B2 (zh) |
| EP (1) | EP2118471B1 (zh) |
| JP (1) | JP5083918B2 (zh) |
| CN (1) | CN101631941B (zh) |
| BR (1) | BRPI0807277A2 (zh) |
| CA (1) | CA2678368C (zh) |
| FR (1) | FR2912781B1 (zh) |
| RU (1) | RU2468226C2 (zh) |
| WO (1) | WO2008104714A2 (zh) |
Families Citing this family (35)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010519445A (ja) * | 2007-02-20 | 2010-06-03 | エアバス フランス | 複雑な形状の、セル状構造を備える吸音処理被覆材の製作方法及びそのようにして得られる吸音処理被覆材 |
| EP2393711B1 (fr) * | 2009-02-03 | 2015-08-19 | Airbus Opérations SAS | Panneau pour le traitement acoustique plus particulierement adapte a une entree d'air d'une nacelle d'aeronef |
| EP2393648B1 (fr) | 2009-02-03 | 2012-11-07 | Airbus Opérations SAS | Procede de fabrication d'un reseau de conduits de drainage pour un panneau pour le traitement acoustique |
| FR2950289B1 (fr) * | 2009-09-23 | 2012-06-01 | Airbus Operations Sas | Procede de fabrication d'un reseau de conduits de drainage |
| FR2953811B1 (fr) | 2009-12-15 | 2012-03-16 | Airbus Operations Sas | Panneau pour une entree d'air d'une nacelle d'aeronef assurant un traitement acoustique et un traitement du givre optimises |
| JP2011183922A (ja) * | 2010-03-08 | 2011-09-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機における翼前縁部の防除氷装置及び航空機主翼 |
| FR2969702B1 (fr) * | 2010-12-23 | 2014-10-10 | Ge Energy Products France Snc | Enceinte pour equipement thermique et procede de montage |
| FR2979385A1 (fr) * | 2011-08-22 | 2013-03-01 | Snecma | Panneau d'isolation acoustique pour turbomachine et turbomachine comportant un tel panneau |
| FR2981049B1 (fr) * | 2011-10-07 | 2014-04-11 | Aircelle Sa | Procede de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique |
| FR2983835B1 (fr) * | 2011-12-13 | 2014-02-21 | Airbus Operations Sas | Procede de realisation d'un panneau pour le traitement acoustique |
| CN102431650B (zh) * | 2011-12-27 | 2015-08-19 | 东南大学 | 飞机翼型超声波辅助热气联合防除冰装置 |
| US8919494B2 (en) | 2012-07-31 | 2014-12-30 | Rohr, Inc. | Electric heater for integration into an aircraft acoustic panel |
| FR3013329B1 (fr) | 2013-11-15 | 2017-08-11 | Aircelle Sa | Dispositif de degivrage d’entree d’air de nacelle d’un moteur d’aeronef, procede de fabrication d’un tel dispositif de degivrage et nacelle de moteur d’aeronef equipe d’un tel dispositif de degivrage |
| US9951690B2 (en) * | 2014-08-19 | 2018-04-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Low noise aeroengine inlet system |
| US10054050B2 (en) | 2014-08-19 | 2018-08-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Low noise aeroengine inlet system |
| US10221764B2 (en) | 2014-08-19 | 2019-03-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Variable geometry inlet system |
| US9957889B2 (en) | 2014-08-19 | 2018-05-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Low noise aeroengine inlet system |
| FR3041937B1 (fr) * | 2015-10-05 | 2017-10-20 | Airbus Operations Sas | Structure compartimentee pour le traitement acoustique et le degivrage d'une nacelle d'aeronef et nacelle d'aeronef incorporant ladite structure |
| US10040535B2 (en) * | 2015-12-02 | 2018-08-07 | Embraer S.A. | Composite accoustical panels especially useful for interior panel assemblies of aircraft passenger cabins |
| FR3051019B1 (fr) * | 2016-05-03 | 2020-01-10 | Airbus Operations | Structure assurant une attenuation d'ondes acoustiques et un echange thermique |
| US10323532B2 (en) | 2016-05-19 | 2019-06-18 | General Electric Company | Flow discourager and method of making same |
| US20180029719A1 (en) * | 2016-07-28 | 2018-02-01 | The Boeing Company | Drag reducing liner assembly and methods of assembling the same |
| FR3065473B1 (fr) * | 2017-04-25 | 2019-04-19 | Airbus Operations | Panneau pour le traitement acoustique comprenant des alveoles contenant chacune une pluralite de conduits |
| US20190062569A1 (en) * | 2017-08-22 | 2019-02-28 | Rohr, Inc. | Laminar flow coating for aerodynamic surfaces |
| US10851713B2 (en) * | 2017-08-29 | 2020-12-01 | Mra Systems, Llc. | Acoustic liner having internal structure |
| FR3070674B1 (fr) | 2017-09-06 | 2019-09-13 | Safran Nacelles | Integration a la levre acoustique degivree |
| US11125157B2 (en) * | 2017-09-22 | 2021-09-21 | The Boeing Company | Advanced inlet design |
| US10785831B2 (en) | 2017-10-20 | 2020-09-22 | Goodrich Corporation | Micro-perforations for CNT heaters |
| FR3072649B1 (fr) * | 2017-10-20 | 2019-11-08 | Airbus Operations | Systeme de protection contre le givre pour nacelle de moteur d'aeronef |
| US11052987B2 (en) * | 2018-05-30 | 2021-07-06 | The Boeing Company | Integrally damped composite aircraft floor panels |
| FR3089252B1 (fr) | 2018-12-04 | 2022-06-24 | Safran Nacelles | Dispositif et procédé de dégivrage d'une entrée d'air d’une nacelle d'un turboréacteur d'aéronef |
| GB2583751B (en) * | 2019-05-09 | 2022-02-02 | Safran Nacelles Ltd | Acoustic panel |
| FR3100842A1 (fr) * | 2019-09-12 | 2021-03-19 | Airbus Operations | Entrée d'air, nacelle, ensemble propulsif et aéronef à lèvre rainurée |
| GB2588204B (en) | 2019-10-15 | 2022-09-14 | Safran Nacelles Ltd | Aircraft nacelle inlet |
| FR3103520B1 (fr) | 2019-11-27 | 2022-07-29 | Safran Nacelles | Entrée d’air et procédé de dégivrage d'une entrée d'air d’une nacelle d'un turboréacteur d'aéronef |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4001473A (en) * | 1976-02-19 | 1977-01-04 | Rohr Industries, Inc. | Sound attenuating structural honeycomb sandwich material |
| US5841079A (en) * | 1997-11-03 | 1998-11-24 | Northrop Grumman Corporation | Combined acoustic and anti-ice engine inlet liner |
| EP1232944A1 (fr) * | 2001-02-15 | 2002-08-21 | AIRBUS FRANCE (Société par Actions Simplifiée) | Procédé de dégivrage par circulation forcée d'un fluide, d'un capot d'entrée d'air de moteur à réaction et dispositif pour sa mise en oeuvre |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1268777A (en) * | 1968-11-23 | 1972-03-29 | Rolls Royce | Cellular structure |
| US3933327A (en) * | 1974-08-30 | 1976-01-20 | Rohr Industries, Inc. | Aircraft anti-icing plenum |
| GB9424495D0 (en) * | 1994-12-05 | 1995-01-25 | Short Brothers Plc | Aerodynamic low drag structure |
| US5934611A (en) * | 1997-10-20 | 1999-08-10 | Northrop Grumman Corporation | Low drag inlet design using injected duct flow |
| US6688558B2 (en) * | 1999-11-23 | 2004-02-10 | The Boeing Company | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection |
| US6371411B1 (en) | 1999-11-23 | 2002-04-16 | The Boeing Company | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection |
| GB0119608D0 (en) * | 2001-08-11 | 2001-10-03 | Rolls Royce Plc | A guide vane assembly |
| US7588212B2 (en) * | 2003-07-08 | 2009-09-15 | Rohr Inc. | Method and apparatus for noise abatement and ice protection of an aircraft engine nacelle inlet lip |
| RU2280186C2 (ru) * | 2004-07-22 | 2006-07-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Устройство для звукопоглощения в двухконтурном турбореактивном двигателе |
| US7331421B2 (en) * | 2005-03-30 | 2008-02-19 | The Boeing Company | Flow restrictors for aircraft inlet acoustic treatments, and associated systems and methods |
| DE102005027314A1 (de) * | 2005-06-13 | 2006-12-14 | Müller, Ulrich, Dr.-Ing. | Verfahren zur Herstellung eines Leichtbaubleches |
| FR2887518B1 (fr) * | 2005-06-22 | 2008-10-10 | Airbus France Sas | Nacelle de moteur d'aeronef a dispositif de degivrage perfectionne et attenuation acoustique optimisee |
-
2007
- 2007-02-20 FR FR0753358A patent/FR2912781B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-02-14 JP JP2009549455A patent/JP5083918B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2008-02-14 EP EP08762092A patent/EP2118471B1/fr active Active
- 2008-02-14 CN CN2008800055793A patent/CN101631941B/zh active Active
- 2008-02-14 CA CA2678368A patent/CA2678368C/fr active Active
- 2008-02-14 US US12/528,007 patent/US7938224B2/en active Active
- 2008-02-14 BR BRPI0807277-9A patent/BRPI0807277A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-02-14 RU RU2009134982/06A patent/RU2468226C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-02-14 WO PCT/FR2008/050244 patent/WO2008104714A2/fr active Application Filing
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4001473A (en) * | 1976-02-19 | 1977-01-04 | Rohr Industries, Inc. | Sound attenuating structural honeycomb sandwich material |
| US5841079A (en) * | 1997-11-03 | 1998-11-24 | Northrop Grumman Corporation | Combined acoustic and anti-ice engine inlet liner |
| EP1232944A1 (fr) * | 2001-02-15 | 2002-08-21 | AIRBUS FRANCE (Société par Actions Simplifiée) | Procédé de dégivrage par circulation forcée d'un fluide, d'un capot d'entrée d'air de moteur à réaction et dispositif pour sa mise en oeuvre |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP5083918B2 (ja) | 2012-11-28 |
| RU2468226C2 (ru) | 2012-11-27 |
| FR2912781B1 (fr) | 2009-04-10 |
| CA2678368C (fr) | 2015-09-29 |
| US7938224B2 (en) | 2011-05-10 |
| EP2118471A2 (fr) | 2009-11-18 |
| FR2912781A1 (fr) | 2008-08-22 |
| US20100096213A1 (en) | 2010-04-22 |
| WO2008104714A3 (fr) | 2008-11-13 |
| BRPI0807277A2 (pt) | 2014-05-06 |
| JP2010519098A (ja) | 2010-06-03 |
| CA2678368A1 (fr) | 2008-09-04 |
| RU2009134982A (ru) | 2011-03-27 |
| EP2118471B1 (fr) | 2012-06-27 |
| WO2008104714A2 (fr) | 2008-09-04 |
| CN101631941A (zh) | 2010-01-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101631941B (zh) | 一种具有热气防冰处理功能的消音衬垫 | |
| CN101821165B (zh) | 具有用热空气处理冰霜功能的用于整体隔音处理的涂层 | |
| CN101952168A (zh) | 一种特别适于飞行器发动机舱进气道的消音处理结构 | |
| US9340295B2 (en) | Inlet duct screen assembly | |
| US6592078B2 (en) | Process for de-icing an air intake cowling of a reaction motor and device for practicing the same | |
| US6698691B2 (en) | Process for de-icing by forced circulation of a fluid, an air intake cowling of a reaction motor and device for practicing the same | |
| US8181900B2 (en) | Acoustic coating for an aircraft incorporating a frost treatment system by joule effect | |
| EP1117588B1 (en) | Aircraft engine air intake system | |
| CN102307783B (zh) | 特别适宜于飞行器发动机舱空气入口的声学处理用的面板 | |
| US10563578B2 (en) | Acoustic liners and method of shaping an inlet of an acoustic liner | |
| US9390704B2 (en) | Method of manufacturing a sound absorbing panel | |
| JP2000500211A (ja) | ジェット・エンジンの騒音抑制システム | |
| US10971128B2 (en) | Acoustic liner and methods of constructing an acoustic liner | |
| CN101636575A (zh) | 一种消音衬垫的实施方法及用此方法获得的衬垫 | |
| CN103727075B (zh) | 一种模块式的阻抗补偿复合消声器 | |
| US9194293B2 (en) | Air inlet noise attenuation assembly | |
| US20230003176A1 (en) | Method for manufacturing a structure with cellular cores for a turbojet nacelle | |
| CN104875764B (zh) | 一种消音风道及轨道车辆 | |
| CN111465557B (zh) | 用于涡轮喷气发动机机舱的进气唇缘 | |
| CN114278459A (zh) | 航空发动机、降噪声衬及其声衬孔板 | |
| CN110878769A (zh) | 等边楔形复合消声器 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| ASS | Succession or assignment of patent right |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS S.A.S. Free format text: FORMER OWNER: AIRBUS FRANCE Effective date: 20120117 |
|
| C41 | Transfer of patent application or patent right or utility model | ||
| TA01 | Transfer of patent application right |
Effective date of registration: 20120117 Address after: France Toulouse Applicant after: Airbus Operations S.A.S. Address before: France Toulouse Applicant before: Airbus France Effective date of registration: 20120117 Address after: France Toulouse Applicant after: AIRBUS FRANCE Address before: France Toulouse Applicant before: Airbus France |
|
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |