CN101652809A - 一种阻尼消音结构的制造方法，由该方法获取的阻尼消音结构及使用该结构的衬垫 - Google Patents

一种阻尼消音结构的制造方法，由该方法获取的阻尼消音结构及使用该结构的衬垫 Download PDF

Info

Publication number
CN101652809A
CN101652809A CN200880011435A CN200880011435A CN101652809A CN 101652809 A CN101652809 A CN 101652809A CN 200880011435 A CN200880011435 A CN 200880011435A CN 200880011435 A CN200880011435 A CN 200880011435A CN 101652809 A CN101652809 A CN 101652809A
Authority
CN
China
Prior art keywords
viscose glue
damping noise
porous layer
reducing structure
noise
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.)
Granted
Application number
CN200880011435A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101652809B (zh
Inventor
雅克·拉兰纳
克里斯托夫·梅尼耶
让·克里斯托夫·博西斯
让·马克·普瓦诺纳克
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of CN101652809A publication Critical patent/CN101652809A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101652809B publication Critical patent/CN101652809B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G10—MUSICAL INSTRUMENTS; ACOUSTICS
    • G10K—SOUND-PRODUCING DEVICES; METHODS OR DEVICES FOR PROTECTING AGAINST, OR FOR DAMPING, NOISE OR OTHER ACOUSTIC WAVES IN GENERAL; ACOUSTICS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G10K11/00—Methods or devices for transmitting, conducting or directing sound in general; Methods or devices for protecting against, or for damping, noise or other acoustic waves in general
    • G10K11/16—Methods or devices for protecting against, or for damping, noise or other acoustic waves in general
    • G10K11/172—Methods or devices for protecting against, or for damping, noise or other acoustic waves in general using resonance effects
    • 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
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/70—Treatment or modification of materials
    • F05D2300/702—Reinforcement
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y10T156/1052—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with cutting, punching, tearing or severing
    • Y10T156/1056—Perforating lamina

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Acoustics & Sound (AREA)
  • Multimedia (AREA)
  • Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Building Environments (AREA)

Abstract

本发明涉及一种阻尼消音结构的制造方法，该阻尼消音结构能够应用到蜂窝结构上，从而获得一种消音衬垫。所述阻尼消音结构有至少一个多孔层(34)和至少一个加强结构(36)，它们被粘接组合。本发明的特征在于所述方法包括步骤：在所述至少一个加强结构(36)上涂覆无定形粘胶；对加强结构(36)进行穿孔或微型穿孔；以及紧贴着涂覆有无定形粘胶的加强结构(36)的表面放上至少一个所述的多孔层。

Description

一种阻尼消音结构的制造方法，由该方法获取的阻尼消音结构及使用该结构的衬垫
技术领域
本发明涉及一种结合多个层的阻尼消音结构的实现方式，能够制成一种尤其适用于飞行器发动机机舱表面的消音处理衬垫，来降低安置在上述发动机机舱内的涡轮喷气发动机发出的噪音。
背景技术
飞行器的推进装置包括一个发动机机舱，其中以基本同心方式安装一个动力装置，以驱动装配在其主轴上的进气装置。
发动机机舱有一个内腔壁，其形成了前端的进气道，进入气流的第一部分被称作主气流，其穿过动力装置来参与燃烧，第二部分气流被称作次气流，其被进气装置引导进入到由发动机机舱的内腔壁和动力装置的外腔壁所确定的环形管道中。
推进装置发出的噪音一方面包括喷气噪音，即多种气流混合在管道外形成的声音和燃烧废气的声音，另一方面还包括内部产生的噪音，该内部噪音由进气装置、压缩机、涡轮机以及燃烧时产生并在管道内部传播。
为了限制机场周边噪音污染的危害，国际标准对噪音源的限制越来越严格。
已经开发出某些技术来降低内部噪音，主要是在管道的管壁上放置消音衬垫来吸收部分声能，尤其可以使用亥姆霍兹共鸣器的原理来进行消音。众所周知，这种消音衬垫也被称作消音板，从外向内包括一个多孔阻尼消音层、一个蜂窝结构和一个反射层。
所述层为一层或多层同种性质或非同种性质的材料制成。
多孔阻尼消音结构是一种有耗散作用的多孔结构，它把通过该结构的声波声能部分地转换成热能。该消音结构具有一些可以使声波通过的称为开口区的区域，还有一些不容许声波通过但旨在确保上述层的机械阻尼的称为关闭区或实心区的其他区域。该阻尼消音层的主要特点是开口面积比主要根据发动机以及构成上述层的组分而变化。
通常，阻尼消音结构有至少一个多孔层和至少一个加强结构。
多孔层应能做线性消音处理，并且将噪音波陷波(piéger)到由蜂窝结构形成的亥姆霍兹单元内。
根据一种实施方式，多孔层是一种金属线织物，尤其是业内人士熟识的不锈格状物。
这类织物的好处在于它有很强的机械阻尼，优于合成材料的强度，即使它的厚度很薄，在约十分之一至十分之二毫米之间。
非常需要这种大的机械阻尼，因为该织物覆盖的表面直接与空气动力气流接触，有可能受到硬物的冲击，例如砂粒，小石头，或者受到冰块或可能吸入的鸟类的撞击，撞击时的速度可能产生破坏作用。
该金属线织物的另一个优点是雷电的良好导电体。
上述加强结构由复合材料板或金属板制成，其中布满截面或大或小的孔洞。根据一种实施方式，加强结构由带长圆形、圆形穿孔的板材制成。作为变例，板材上可以有直径约为0.05至1.2毫米的微型穿孔。
最好采用金属的加强结构和金属缓冲织物，因为它们能够获得必需的且较强的机械阻尼，尤其是消音阻尼结构处在极其至关重要的区域时，比如，发动机机舱进气道的前缘部位。
另外，这些金属构件有良好的热扩散性，改善了发动机机舱进气道部位必须的防冰处理效果。
采用粘接(collage)方式来组合多孔层和加强结构能够获得一个平滑的表面和较好的空气动力性能，与过去的其他固定方式相比，例如铆固、螺栓或类似的方法，粘接方法不会大量增加机载质量。另外粘接可以把不同的材料，不同厚度的构件组合在一起，从而获得一个较好的应力分配。
根据一种实施方式，人们采用了热稳定的热塑性树脂，例如聚醚酰亚胺(PEI)、聚醚醚酮(PEEK)、聚苯硫醚(PPS)、聚酰胺(PA)和聚对苯二甲酸乙二酯(PET)同族系列中的一种，它能够长时间承受300℃至400℃之间的温度而状态完好无损。
以本申请人名义申请的专利FR-2.826.168描述了阻尼消音层的实施方式。
组合各构件之前，加强结构要被穿孔或形成微型穿孔，然后进行清洁和准备工作，以便粘胶能正确地附着在上述加强结构上。
随后，在备好的加强结构和多孔层之间覆上一层厚度恒定，在低温时不粘接的胶膜。胶膜最好根据加强结构的开口区分割开，以防把上述开口区粘住，或者密封开口区处作为多孔层使用的织物网眼。
根据需要，可选择性地制作或折叠(pliés)这些构件。
随后，加热不同的构件从而活化粘胶并压实这些构件。冷却后，就得到了一个由加强结构和多孔层形成的阻尼组件。当整个加强结构表面上涂抹一层薄薄的厚度恒定的粘剂时，这种组件更加坚固。
尽管在实施消音缓冲结构时尽可能考虑细致，结果不尽人意，理由如下：
由于两个待组合的构件不再是平坦的，粘剂的厚度可以从几厘米到一毫米的范围内变化，导致加强结构和多孔层之间连接的非均匀性，增加了严重分层的风险。
此外，多余的粘胶倾向于流入多孔层的开孔区或微型穿孔区，这样会堵住用作多孔层的织物网眼，大大降低了消音处理的功效。
最后，由于待组合的构件有复杂的外形，要使上述胶膜和上述加强机构开口区之间配合得当，胶膜的切割，以及它对应于加强结构的定位在操作中更加困难。
发明内容
因此，本发明旨在消除现有技术的缺陷，提出一种阻尼消音结构的实施方法，以改善上述结构中各构件的粘合性，并且不改变上述结构的消音缓冲特性。
为此，本发明涉及一种阻尼消音结构的实施方法，该阻尼消音结构能够应用到蜂窝结构上，从而获得一种消音衬垫。上述阻尼消音结构有至少一个多孔层和至少一个加强结构，它们被粘接组合，其特征在于：在上述至少一个加强结构上涂覆无定形的粘胶；对涂覆无定形粘胶后的加强结构进行穿孔或形成微型穿孔；紧贴着涂覆有无定形粘胶的加强结构的表面放上至少一个上述的多孔层。
粘胶的无定形性质允许温度的连续上升和连续冷却而不改变上述粘胶的特性，这样能够使组合工作逐一进行，限制了堵塞加强结构的开口区上多孔层网眼的风险，确保了粘胶的恒定厚度和最佳粘接。
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是依照本发明第一可选方式的发动机机舱进气道的纵向剖面图；
-图3是依照本发明另一变例的发动机机舱进气道的纵向剖面图；
-图4A是依照本发明第一变例的消音衬垫的剖面图；
-图4B是依照本发明第二变例的消音衬垫的剖面图；
-图4C是依照本发明第三变例的消音衬垫的剖面图；
-图5A是根据在加强结构上设置孔洞的第一布局的阻尼消音层的正视图；
-图5B是根据在加强结构上设置孔洞的另一布局的阻尼消音层的正视图；以及
-图6A至图6C是根据本发明的实施方法在各个不同阶段的示意图。
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的各个不同部位，例如机翼的前缘部位或者任何必须承受高温的部位，比如发动机的附近或发动机叶片附近的部位
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装置，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有一个内腔壁20，其限定了前端为进气道22的管道。进入气流的第一部分被称作主气流，它穿过动力装置来参与燃烧；第二部分气流被称作次气流，其被进气装置引导进入一条由发动机机舱的内腔壁20和动力装置的外腔壁形成的环形管道中。
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，如图3所示。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。
为了限制噪音污染的危害，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在空气动力面进行消音。众所周知，这个消音衬垫同样被称作消音板，其从内向外包括一个反射层28，至少一个蜂窝结构30和一个阻尼消音结构32，如图4A至4C所示。
作为变例，消音衬垫26可以有多个被称作隔膜(septum)的阻尼消音结构的蜂窝结构。
根据一些变例，消音衬垫可以在第二管道的表面上延伸直至前端，并且覆盖住前缘，或者发动机机舱的进气道唇口以及外表面的一部分，如图2和图3所示。
根据一种实施方式，反射层28可以是金属板形式或者是至少一层在树脂基质中浸泡过的编织纤维或非编织纤维所构成的一种薄膜形式。
蜂窝结构30可以是金属或复合材料制成的蜂窝状，比如，一种被称作Nida Nomex的商用蜂窝结构。作为变例，蜂窝结构可以由其它方式获取，比如，通过组合相互交叉的条带，使得在它们的每个端部形成开口单元。
反射层28和蜂窝结构30不再详细介绍，因为业内人士均了如指掌。
阻尼消音层32有至少一个具有耗散作用的多孔结构，其将通过该结构的声波的部分声能转换成了热能。
根据一种实施方式，阻尼消音结构32有至少一个多孔层34和至少一个加强结构36，该加强结构赋予阻尼消音结构所需的机械性能。
根据图4A所示的第一变例，阻尼消音结构32可以有一个夹在蜂窝结构和加强结构36之间的多孔层34。
根据图4B所示的第二变例，阻尼消音结构32可以有一个夹在两个加强结构36之间的多孔层34。
根据图4C所示的另一个变例，阻尼消音结构32可以有一个夹在蜂窝结构30和多孔层34之间的加强结构36。
多孔层34可以是金属织物形式，比如，金属丝网。根据一种实施方式，消音缓冲织物是金属的，尤其可采用业内人士熟知的不锈格状物。
加强结构36可以是金属薄板形式，上有开孔38或微型穿孔以确保声波通过上述加强结构。根据一些情况，加强结构可以由铝合金或钛合金材料制成。钛合金更为可取，因为它们的强度/质量之比大，膨胀系数小并且有抗高温性能。这样，使用钛合金的加强机构和能抵抗约为380℃左右温度的粘胶，阻尼消音结构就能够抗高温。
加强结构36上有各种不同形状或尺寸的开孔38或微型穿孔，比如图5A所示的集合在一起的圆形孔或图5B所示的长圆形孔。开孔38的形状和尺寸被确定来降低气流流动的干扰，确保所需的机械阻尼，尤其是对抗分层，以及让声波通过以便使消音衬垫发挥很好的作用。
在任何情况下，阻尼消音结构32有让声波通过的所述开口区，和不容许声波通过但旨在确保上述阻尼消音层的机械阻尼的所述关闭区或实心区。这个阻尼消音层的特性在于它的开口面积比主要随发动机和构成上述阻尼消音层的组分而变化。
在与多孔层组合之前，加强结构要进行一次或多次的表面处理，其中至少为以下内容之一：
-清除污迹、污染、油泥和润滑油，尤其是轧制、拔制(étirage)过程中的污物；
-清除被吸附的层；
-清除或多或少的松脆层(自然氧化物，氢氧化物)直至发现非常干净的裸金属；
-增强可湿性；
-增强表面粗糙度，以增加其机械附着力；
-在表面上生成一个氧化物反应层，或任何其它的坚固层，用以增加粘胶的粘附力。
根据一种实施方式，去油之后的加强结构要进行喷砂处理。最好采用非常细的金属碎屑，以便获取一种微晶结构。
根据本发明，使用无定形粘胶来组合加强结构和多孔层。
所谓的粘胶，就是一种能够使至少两种构件结合在一起的化学产品。
粘胶的无定形性质能够使粘胶在升温和冷却时不改变它的化学结构，因此也就不改变它的结构特性。这个特性可以使粘接分步进行，以确保粘接的质量。在温度变化期间，会出现物理老化现象或结构松弛现象，这是一种专门属于无定形粘胶性能的可逆转现象，与化学老化现象不同，化学老化会导致各层之间交联的进程不可逆转或者导致连接的断裂。
这样，由于粘胶在连续升温和连续冷却的过程中不会变质，就可能逐步地进行组合操作，以便随时测量粘接的质量。另外，由于粘胶的无定形性质，对于那些过去认为难以粘接的区域，例如进气道的前缘部位，可以逐一进行粘接。
根据本发明的另一个特性，粘胶是热胶性的。胶膜40最好厚度恒定且低温时无粘附力，只在高温时才反应，上述胶膜被应用到待粘接的一个表面上。
根据本发明，一旦无定形粘胶的粘接结束，就在加强结构36上实施穿孔或微型穿孔工序。这样，在整个加强结构的表面上得到的粘胶厚度最薄且恒定，保证了组合的良好质量。
此外，这种方案可以避免粘胶向开口区方向蠕变以堵塞这些区域的网眼，不使阻尼消音结构的消音性能变坏。
根据一种实施方式，在加强结构36上覆上胶膜40，如图6A所示。优选地，加强结构和胶膜放置在供压实的模具42上。
然后，将整套物件安置在高炉或大型压力釜内，它能从100℃到300℃提高温度，用以在从1巴至15巴的压力下活化粘胶。无定形粘胶40在冷却过程中硬化但不损失它的机械特性和粘着特性。
这样，加强结构36完全湿润(mouillée)，与现有技术不同之处是获得的是最佳的恒定的粘胶厚度，提高了组合的质量。
然后，如图6B所示进行穿孔或微型穿孔。在这个阶段，对加强结构和胶膜同时穿孔，使得胶膜的开口和加强结构的开口完全吻合，这样大大简便了实施工作。
可以采用各种不同的工艺进行穿孔或微型穿孔的加工。举例说明，可以采用激光束或电子束。当使用无定形粘胶时，加工过程中可能产生的加热不会改变粘胶的性能。由于开口区周围的粘胶没有变质，在这些急需的区域内获得了很强的粘着性能。
如图6C所示，通过一个模具或其他物件将多孔层34平铺在胶膜40上。然后，将整个物件安置在高炉或大型压力釜内，从100℃到300℃提高温度，以便在从1巴至15巴的压力下活化粘胶。可选地，可以逐一放置多孔层，粘胶随着每块多孔层的放置情况被活化。这种方案可以获得质量令人满意的粘接，即使是在外形复杂的区域内，例如进气道的前缘部位，一般这些区域是最至关重要的。
粘胶的无定形性质允许温度连续上升和连续冷却而不改变上述粘胶的特性，这样能够使组合工作逐一地进行，限制了堵塞加强结构的开口区上多孔层网眼的风险，确保了粘胶的恒定厚度和最佳粘接。

Claims (8)

1.一种阻尼消音结构的制造方法，该阻尼消音结构能够应用到蜂窝结构上，从而获得一种消音衬垫，所述阻尼消音结构(32)有至少一个多孔层(34)和至少一个加强结构(36)，它们被粘接组合，其特征在于：
-在所述至少一个加强结构(36)上涂覆无定形粘胶；
-对涂覆无定形粘胶后的加强结构(36)进行穿孔或微型穿孔；
-紧贴着涂覆有无定形粘胶的加强结构(36)的表面放上至少一个所述的多孔层。
2.根据权利要求1所述的阻尼消音结构的制造方法，其特征在于：可以逐一地放置所述多孔层(34)，所述粘胶随着每个多孔层的放置情况被活化。
3.根据权利要求1或2所述的阻尼消音结构的制造方法，其特征在于：使用的是热稳定粘胶。
4.根据权利要求1或2所述的阻尼消音结构的制造方法，其特征在于：使用的是低温时不粘着的无定形胶膜。
5.根据前述任一项权利要求所述的阻尼消音结构的制造方法，其特征在于：包括步骤：
-放置加强结构(36)和胶膜(40)于模具(42)内，把整个物件置于100℃至300℃的升温环境中，以便在1巴至15巴压力下活化粘胶；
-冷却后，对加强结构和粘胶层进行穿孔或微型穿孔；和
-放置多孔层(34)，把整个物件置于100℃至300℃的升温环境中，以便在1巴至15巴压力下活化粘胶。
6.一种阻尼消音结构，其能够应用到蜂窝结构上，从而获得一个消音衬垫，所述阻尼消音结构(32)有至少一个多孔层(34)和至少一个加强结构(36)，它们按照权利要求1至4中任一项所述的制造方法由无定形粘胶粘接组合而成。
7.一种消音衬垫，其从内向外包括一个反射层(28)，至少一个蜂窝结构(30)和一个阻尼消音结构(32)，所述阻尼消音结构(32)有至少一个多孔层(34)和至少一个加强结构(36)，它们按照权利要求1至4中任一项所述的制造方法由无定形粘胶粘接组合而成。
8.一种发动机机舱，其包括一种消音衬垫，该消音衬垫从内到外包括一个反射层(28)，至少一个蜂窝结构(30)和一个阻尼消音结构(32)，所述阻尼消音结构(32)有至少一个多孔层(34)和至少一个加强结构(36)，它们按照权利要求1至4中任一项所述的制造方法由无定形粘胶粘接组合而成。
CN2008800114359A 2007-04-04 2008-03-28 一种阻尼消音结构的制造方法，由该方法获取的阻尼消音结构及使用该结构的衬垫 Expired - Fee Related CN101652809B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0754275 2007-04-04
FR0754275A FR2914773B1 (fr) 2007-04-04 2007-04-04 Procede de realisation d'une structure acoustiquement resistive, structure acoustiquement resistive ainsi obtenue et revetement utilisant une telle structure
PCT/FR2008/050561 WO2008135702A2 (fr) 2007-04-04 2008-03-28 Procede de realisation d'une structure acoustiquement resistive, structure acoustiquement resistive ainsi obtenue et revetement utilisant une telle structure

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101652809A true CN101652809A (zh) 2010-02-17
CN101652809B CN101652809B (zh) 2012-10-03

Family

ID=38669406

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2008800114359A Expired - Fee Related CN101652809B (zh) 2007-04-04 2008-03-28 一种阻尼消音结构的制造方法，由该方法获取的阻尼消音结构及使用该结构的衬垫

Country Status (9)

Country Link
US (1) US7946385B2 (zh)
EP (1) EP2132730B1 (zh)
JP (1) JP5177587B2 (zh)
CN (1) CN101652809B (zh)
BR (1) BRPI0809177A2 (zh)
CA (1) CA2682306C (zh)
FR (1) FR2914773B1 (zh)
RU (1) RU2470383C2 (zh)
WO (1) WO2008135702A2 (zh)

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102883872A (zh) * 2010-03-02 2013-01-16 吉凯恩航空服务有限公司 无缝声衬垫
CN104564353A (zh) * 2013-10-17 2015-04-29 罗尔公司 具有倾斜芯的声音结构面板
CN107438881A (zh) * 2015-04-10 2017-12-05 Mra系统有限公司 声衬和建构声衬的方法
CN107664069A (zh) * 2016-07-28 2018-02-06 波音公司 衬垫组件、发动机壳体及其组装方法
CN108725748A (zh) * 2017-04-25 2018-11-02 空中客车运营简化股份公司 声学处理面板及飞行器
CN108759948A (zh) * 2018-08-31 2018-11-06 四川菲罗米特仪表有限公司 一种气体超声流量计的内置整流器
CN109630272A (zh) * 2018-11-02 2019-04-16 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种减低飞机噪音的方法及消音衬垫
CN110573328A (zh) * 2017-05-01 2019-12-13 赫克赛尔公司 封堵的隔音蜂窝体
CN110815901A (zh) * 2019-10-17 2020-02-21 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种蜂窝夹芯复合材料声衬壁板通孔率控制方法
CN111373470A (zh) * 2017-09-06 2020-07-03 赛峰短舱公司 用于制造用于吸音板的蜂窝芯体的方法

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
EP2283480A4 (en) * 2008-05-22 2016-11-09 3M Innovative Properties Co SOUND-ABSORBING MULTILAYER STRUCTURE COMPRISING A KNITTED LAYER
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
DE102010051583A1 (de) * 2010-11-05 2012-05-10 Progress-Werk Oberkirch Ag Schallabsorbierendes Abschirmelement
FR2969702B1 (fr) * 2010-12-23 2014-10-10 Ge Energy Products France Snc Enceinte pour equipement thermique et procede de montage
GB201121887D0 (en) 2011-12-20 2012-02-01 Rolls Royce Plc Intake liner for a gas turbine engine
US9651059B2 (en) * 2012-12-27 2017-05-16 United Technologies Corporation Adhesive pattern for fan case conformable liner
US20150267593A1 (en) * 2013-08-28 2015-09-24 The Boeing Company System and method for forming elongated perforations in an inner barrel section of an engine
CN104552445B (zh) * 2013-10-21 2016-09-14 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种航空复合材料消音板的胶膜制孔方法
US10072511B2 (en) * 2014-10-02 2018-09-11 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Engine nacelle
GB201511454D0 (en) * 2015-06-30 2015-08-12 Rolls Royce Plc Aircraft engine nacelle
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
GB201521075D0 (en) * 2015-11-30 2016-01-13 Short Brothers Plc Methods, precursors and abrasive blasting masks for manufacturing noise attenuating devices
US10443496B2 (en) * 2016-07-18 2019-10-15 The Boeing Company Acoustic paneling
US10720135B2 (en) 2016-07-18 2020-07-21 The Boeing Company Acoustic panels that include multi-layer facesheets
CN109563994B (zh) * 2016-07-25 2020-12-01 西门子股份公司 具有谐振器环的燃气涡轮发动机
RU2720151C1 (ru) * 2019-04-23 2020-04-24 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Пермский национальный исследовательский политехнический университет" Способ изготовления звукопоглощающей конструкции
FR3102882B1 (fr) * 2019-10-31 2021-11-12 Safran Nacelles Panneau d’atténuation acoustique et ses procédés de fabrication

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3329740A (en) * 1965-07-06 1967-07-04 United Shoe Machinery Corp Thermoplastic adhesive prepared from crystallizable polyester resins and amorphous phenoxy resin
DE3243713C2 (de) * 1982-11-26 1985-05-15 Fr. Kammerer GmbH, 7530 Pforzheim Flachwärmetauscherplatte und Verfahren zu deren Herstellung
US5747573A (en) * 1994-02-07 1998-05-05 H. B. Fuller Licensing & Financing, Inc. High heat resistant hot melt adhesive
US5604010A (en) * 1996-01-11 1997-02-18 Hartz; Dale E. Composite honeycomb sandwich structure
WO1998018656A1 (de) * 1996-10-29 1998-05-07 Rieter Automotive (International) Ag Ultraleichter multifunktionaler, schallisolierender bausatz
US6176964B1 (en) * 1997-10-20 2001-01-23 Vought Aircraft Industries, Inc. Method of fabricating an acoustic liner
US6190602B1 (en) * 1998-03-13 2001-02-20 Aztex, Inc. Method of manufacturing a perforated laminate
FR2817994B1 (fr) * 2000-12-08 2003-02-28 Eads Airbus Sa Panneau acoustique sandwich
FR2818581B1 (fr) * 2000-12-21 2003-03-28 Eads Airbus Sa Procede de fabrication d'un panneau a couche d'amortissement acoustique protegee et panneau acoustique ainsi obtenu
FR2826168B1 (fr) 2001-06-19 2003-12-05 Eads Airbus Sa Procede de realisation d'une couche acoustiquement resistive renforcee, couche resistive ainsi obtenue et panneau utilisant une telle couche
JP4187101B2 (ja) * 2003-08-01 2008-11-26 河西工業株式会社 車両用吸音材及びその製造方法
DE202004018241U1 (de) * 2004-11-24 2006-04-06 Fritz Egger Gmbh & Co Deckschicht und Paneel mit schallabsorbierenden Eigenschaften
US7484593B2 (en) * 2004-12-02 2009-02-03 The Boeing Company Acoustic structure and method of manufacturing thereof
DE602006014338D1 (de) * 2005-09-15 2010-07-01 Ricoh Kk Wärmeempfindliche Klebekomponente und wärmeempfindliche Klebeetikettfolie
US7540354B2 (en) * 2006-05-26 2009-06-02 United Technologies Corporation Micro-perforated acoustic liner

Cited By (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102883872A (zh) * 2010-03-02 2013-01-16 吉凯恩航空服务有限公司 无缝声衬垫
CN104564353B (zh) * 2013-10-17 2018-08-24 罗尔公司 具有倾斜芯的声音结构面板
CN104564353A (zh) * 2013-10-17 2015-04-29 罗尔公司 具有倾斜芯的声音结构面板
US10184398B2 (en) 2013-10-17 2019-01-22 Rohr, Inc. Acoustic structural panel with slanted core
US10971128B2 (en) 2015-04-10 2021-04-06 Mra Systems, Llc Acoustic liner and methods of constructing an acoustic liner
CN107438881A (zh) * 2015-04-10 2017-12-05 Mra系统有限公司 声衬和建构声衬的方法
CN107438881B (zh) * 2015-04-10 2021-12-14 Mra系统有限责任公司 声衬和建构声衬的方法
CN107664069A (zh) * 2016-07-28 2018-02-06 波音公司 衬垫组件、发动机壳体及其组装方法
CN108725748A (zh) * 2017-04-25 2018-11-02 空中客车运营简化股份公司 声学处理面板及飞行器
CN108725748B (zh) * 2017-04-25 2021-04-23 空中客车运营简化股份公司 声学处理面板及飞行器
CN110573328A (zh) * 2017-05-01 2019-12-13 赫克赛尔公司 封堵的隔音蜂窝体
CN111373470A (zh) * 2017-09-06 2020-07-03 赛峰短舱公司 用于制造用于吸音板的蜂窝芯体的方法
CN111373470B (zh) * 2017-09-06 2024-02-23 赛峰短舱公司 用于制造用于吸音板的蜂窝芯体的方法
CN108759948A (zh) * 2018-08-31 2018-11-06 四川菲罗米特仪表有限公司 一种气体超声流量计的内置整流器
CN109630272A (zh) * 2018-11-02 2019-04-16 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种减低飞机噪音的方法及消音衬垫
CN109630272B (zh) * 2018-11-02 2023-06-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种减低飞机噪音的方法及消音衬垫
CN110815901A (zh) * 2019-10-17 2020-02-21 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种蜂窝夹芯复合材料声衬壁板通孔率控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CA2682306A1 (fr) 2008-11-13
CN101652809B (zh) 2012-10-03
RU2009140764A (ru) 2011-05-10
WO2008135702A2 (fr) 2008-11-13
WO2008135702A3 (fr) 2008-12-31
FR2914773A1 (fr) 2008-10-10
EP2132730B1 (fr) 2015-10-07
FR2914773B1 (fr) 2012-12-14
US7946385B2 (en) 2011-05-24
RU2470383C2 (ru) 2012-12-20
BRPI0809177A2 (pt) 2014-09-16
JP5177587B2 (ja) 2013-04-03
US20100126798A1 (en) 2010-05-27
CA2682306C (fr) 2017-01-31
EP2132730A2 (fr) 2009-12-16
JP2010523878A (ja) 2010-07-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101652809B (zh) 一种阻尼消音结构的制造方法，由该方法获取的阻尼消音结构及使用该结构的衬垫
US9938852B2 (en) Noise attenuating lipskin assembly and methods of assembling the same
CN102112372B (zh) 用于制造发动机舱板上的除冰系统的方法
US10940955B2 (en) Acoustic panel with structural septum
US9390704B2 (en) Method of manufacturing a sound absorbing panel
EP3009346B1 (en) Perforated surface for suction-type laminar flow control
US11325718B2 (en) Aircraft propulsion system assembly including one or more acoustic panels
US9856745B2 (en) Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine
US9630702B2 (en) Noise attenuation for an open rotor aircraft propulsion system
US20100301161A1 (en) Acoustic coating for an aircraft incorporating a frost treatment system by joule effect
JP6551892B2 (ja) 音響ライナーおよび音響ライナーの入口を成形する方法
RU2500585C2 (ru) Воздухозаборник для гондолы турбореактивного двигателя
US20160215700A1 (en) Inner fixed structure acoustic panel with directional perforations
EP3625439B1 (en) Outlet guide vanes
US10487843B2 (en) Fan blades and manufacture methods
GB2525714A (en) Aircraft engine nacelle bulkheads and methods of assembling the same
Marsh Composites get in deep with new-generation engine
US10800117B2 (en) Method of forming an acoustic bond panel with insertable acoustic assemblies
Geng et al. Application status of composite acoustic liner in aero-engine
US11427342B2 (en) Air inlet for a nacelle for an aircraft and its process for manufacturing
US11719160B2 (en) Acoustic liner and method of forming same
US20230383675A1 (en) Airfoil for a turbofan engine
US20230103556A1 (en) Solid adhesive film for acoustic liner and method
Pendley et al. Some Implications of Noise Restrictions to Subsonic Transport Engine-Installation Design, Development, and Operation

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: 20120116

C41 Transfer of patent application or patent right or utility model
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20120116

Address after: France Toulouse

Applicant after: Airbus Operations S.A.S.

Address before: France Toulouse

Applicant before: Airbus France

Effective date of registration: 20120116

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
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20121003