CN101675226B - 消音特性可变的消音板 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种消音板，包括反射层、至少一个蜂窝结构和形成了飞行器的空气动力面的阻音结构，在该面上至少一个声波沿着传播轴而传播，消音板的影响所述消音板阻抗的特性中的至少一个沿着所述至少一个声波的传播轴而变化，其特征在于，包括至少一个具有恒定声阻抗的第一A区，A区沿着所述至少一个声波的传播轴与C区并置，在C区，影响阻抗的消音板的至少一个特性沿着所述至少一个声波的传播轴逐步发生变化，并且特性的数值从一个区过渡到另一个区时不具有突变。

Description

消音特性可变的消音板
技术领域
本发明涉及一种具有至少一个可变消音性能的消音板。
背景技术
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飞行器发出的噪音，尤其是推进装置发出的噪音，主要是在管壁上敷设用来吸收部分声能的消音衬垫，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，该消音衬垫同样被称作消音板，从外向内包括阻音结构、蜂窝结构和反射层。所谓的结构或层，可以理解为一层或多层由同种或非同种性质的材料制成的防护层。
阻音结构就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。该阻音结构具有一些可以使声波通过的叫做开口区的区域，还有其他一些不允许声波通过的叫做关闭区或实心区的区域，以确保上述防护层的机械阻尼。这个阻音层的主要特点在于开口面积比，又被称作TSO。
在阻音层的结构较复杂的情况下，比如它具有金属织物或者碳条，或者更普遍的是具有接触空气动力流体的粗糙表面，该阻音层的其它消音特性可以得到调整，尤其是它的零流速阻力，也被称作R0，以及它的非线性系数，也被称作NLF。
在本申请人的专利申请FR-2.826.168中已经举例说明了一种消音板。
消音板是局部反应件，其特性由管壁的正常阻抗来确定。该阻抗又取决于多种特性，尤其是消音板的特性，诸如，蜂窝结构空腔的高度，更重要是取决于阻音结构的特性(主要是TSO、R0、NLF)。该阻抗同样还取决于与消音板表面上流经的空气相关的特性，以及与噪音相关的其他特性，尤其是声波的频率和振幅。
根据一种应用，消音板可以用来覆盖推进装置的某些管壁，尤其是发动机舱的那些管壁，在发动机舱内部以基本同心方式装配有动力系统。
发动机舱有一个内管壁，限定了前端的进气道管道，进来的第一部分气流被称作主气流，它穿过动力系统来参与燃烧工序；第二部分气流被称作次气流，受进气装置的引导进入到一条被发动机舱内管壁和动力系统外管壁限定的环形管道中，不同管道有同一个纵轴。
为了降低推进装置发出的噪音，发动机舱的内管壁覆盖有消音板，消音板从进气道开始一直延伸至第二管道的后部。一般来说，消音板应实施在多个最好已经拼接好的部分上。
对于一个既定的动力系统和发动机舱，消音板的特性，尤其阻音结构的特性，特别是TSO、R0、NLF都是确定的，从而获得相关发动机的工作状态及频率的最佳阻抗，来最大限度地降低有关推进装置发出的噪音。
这样，对一个推进装置来说，即对一个既定的动力系统和发动机舱，消音板的特性，尤其阻音结构的特性，特别是TSO、R0、NLF，它们依照其周围情况并且沿着发动机舱的纵轴方向是恒定值。
这样的方案不很令人满意，因为不能沿着所述发动机舱的整个管道优化噪音的衰减。所以，本发明为了消除现有技术的缺陷，提出一种消音板，其具有沿着声波传播的方向优化噪音衰减的功能。
发明内容
为此目的，本发明提出一种消音板，包括反射层、至少一个蜂窝结构和阻音结构，形成了飞行器的空气动力面，在该面上至少一个声波沿着传播轴而传播，消音板的影响消音板阻抗的特性中的至少一个沿着所述至少一个声波的传播轴而变化，其特征在于，包括至少一个具有恒定声阻抗的第一A区，A区沿着所述至少一个声波的传播轴与C区并置，在C区，影响阻抗的消音板的至少一个特性沿着所述至少一个声波的传播轴逐步发生变化，并且特性的数值从一个区过渡到另一个区时不具有突变。
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征和优点进行描述，其中，
图1是飞行器推进装置的透视图；
图2是飞行器推进装置的横截面视图；
图3是衰减消音板的横向剖面图；
图4是根据本发明的阻音结构的俯视图，示出该结构开口面积比的变化情况；以及
图5是根据本发明的阻音结构的示意图，示出该结构的零流速阻力R0，以及非线性系数NLF的变化情况。
具体实施方式
在此描述的本发明目前被应用在飞行器的推进装置上。然而，本发明还可以应用到飞行器上已经做过噪声处理的各个不同的区域，例如，机翼的前缘，或者邻近发动机或发动机叶片的任何其他部位。
图1示出了飞行器的推进装置10，其通过支撑杆12连接至机翼下。然而，该推进装置可以连接到飞行器的其他区域。
该推进装置包括发动机舱14，其中以基本同心方式装配有驱动进气装置18的动力系统16。
发动机舱14包括内管壁20，其形成了前端的进气道22，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工序；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舱的内管壁20和动力系统的外管壁形成的环形管道中，不同管道有同一个纵轴24。
在后面的描述中，所谓的空气动力面是指与空气动力气流接触的飞行器的蒙皮表面。
为了限制噪音污染的危害，人们已经想到在空气动力面上采用用于吸收部分声能的吸音衬垫26的方案，尤其是通过亥姆霍兹共鸣器的原理。众所周知，这种吸音衬垫也被称作吸音板，从内向外包括反射层28、至少一个蜂窝结构30和一个阻音结构32，如图3所示。
可选地，消音衬垫26可以包括多个蜂窝结构，它们被称作隔膜的阻音结构分隔开。
吸音衬垫可以在发动机舱的内管壁20内延伸，优选地从其前端延伸覆盖住发动机舱进气道的前缘或唇口，直至发动机舱的后部出口。
根据一种实施方式，反射层28可以呈现为金属板形式，或者呈现为由至少一层在树脂基质中浸泡过的机织织物或非机织织物构成的薄膜形式。
蜂窝结构30可以呈现为金属或复合材料制成的蜂窝形状，比如，一种被称作Nida Nomex的商用蜂窝结构。可选地，可以由其它方式获取蜂窝结构，比如，通过组合相互交叉的条棒，从而在它们的每个端部确定出开口单元。
反射层28和蜂窝结构30不再详述，因为本领域技术人员已经知晓
阻音结构32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。该阻音结构具有一些可以使声波通过的叫做开口区的区域，还有其它一些不允许声波通过的叫做关闭区或实心区的区域，以确保上述防护层的机械阻尼。该阻音结构32的主要特征在于开口面积比，又被称作TSO。
在阻音结构32较复杂的情况下，比如它具有金属织物或者碳条，或者更普遍的是具有接触空气动力流体的粗糙表面，该阻音层的其它消音特性可以得到调整，尤其是它的零流速阻力，也被称作R0，以及它的非线性系数，也被称作NLF。
根据一种实施方案，阻音结构32可呈现为至少一层机织织物或非机织织物的形式，织物最好浸泡过树脂，以确保纤维能从各个不同的方向获得力。
根据另一个实施方案，阻音结构32包括至少一个呈现为金属织物或非金属织物形式，比如金属丝网的多孔层，以及至少一个带长方形孔或微型孔的由金属薄板或复合材料制成的结构层。
一般来说，发动机舱的内管壁20覆盖有多个拼接的消音板。在后面的说明中提及的消音板，就是一个或多个拼接的消音板。
当然，本发明不局限在已经描述过的实施方案中，还可以考虑采用其它的办法来实现阻音结构。
从功能的角度来分析，针对声波的消音板有一个局部反应，其特性可以通过管壁的正常阻抗来确定。该阻抗依照消音板的某些特性(尤其是TSO、R0、NLF)、蜂窝结构的高度、空气动力流体的某些特性(尤其是流动速度)以及声波的某些特性(尤其是其频率和振幅)而变化。
众所周知，消音板的特性或者部分消音板的特性是确定的，以便得到相关发动机的工作状态和频率的最佳阻抗，来最大限度地降低推进装置发出的噪音。
在发动机舱的情况下，声波沿着纵轴24传播，更通常的是沿着与气流流动方向相符的优选方向传播。在后面的说明中，所谓的声波通常是指一个或数个声波。
在上述声波于管路尤其于第二管路中的传播过程中，流动在阻音结构上的空气动力条件和声波幅度沿着发动机舱的纵轴24而发生变化，这主要是因为消音衬垫吸收声能所致。
根据本发明，消音板的影响阻抗的特性中的至少一个沿着声波的传播轴变化，更准确地说是沿着发动机舱纵轴24变化，以便在局部对抗由于空气动力流体和/或声波的相关特性的变更而引起的阻抗变化。
这样，沿着声波传播轴，影响阻抗的消音板的特性发生变化，以期保持一个最佳的局部阻抗，尤其是与阻力相符的阻抗的实部，从而能够获得最大的噪音衰减。
根据本发明的另一个特性，消音板的影响阻抗的特性中的至少一个沿着声波传播轴持续变化，没有发生突然变化。事实上，申请人注意到，阻抗的突然变化会产生衍射和/或能够扭曲模态结构，从而降低消音处理的效果。
根据本发明的另一个特性，消音板的影响阻抗的特性中的至少一个，最好是全部特性，在与传播轴垂直的平面上几乎是恒定的。在发动机舱的情况下，消音板的影响阻抗的所有特性对于处在垂直于纵轴的同一平面上的全体点位来说是恒定的，为了不破坏进展的对称性。
根据一种实施方案，消音板的影响阻抗的特性中的至少一个在A区(例如发动机舱的进气道)可以是恒定的，其数值为V1；在C区(例如发动机舱的后部)可以是恒定的，其数值为V2；而在分隔A区和C区的B区中，其数值从V1连续变化至V2。
根据另一重要的实施方案，消音板的开口面积比TSO沿着纵轴24连续变化。作为例证，如图4所示，开口通过那些沿着大致平行于纵轴24的第一线36而设置的开口34而获取。为了不破坏进展的对称性，开口34同样沿着大致垂直于纵轴24的第二线38而设置。TSO的连续变化通过将第二线38之间的距离逐渐分离或缩短而实现。可选地，也可以在第二线38之间保持恒定的间隙，但是逐步增大各条第二线上的孔洞直径。
这样，如图4所示，在A区尤其是在进气道部位中，TSO数值是恒定值，并且等于TSO1；在C区尤其是在发动机舱后部，TSO数值同样是恒定值，并且等于TSO2；在中间的B区中，TSO数值从TSO1连续逐步地变化到TSO2。
根据另一种实施方式，消音板的R0沿着声波的传播轴持续发生变化。事实上，在声波的振幅和速度下降的情况下，可以通过沿着与发动机舱纵轴24相符的声波传播轴逐渐增加R0的方法来补偿这些变化。优选地，当人们选择改变零流速阻力R0以补偿阻抗变化时，由于空气动力流体和/或声波的相关特性的进展，消音板的非线性系数NLF也沿着声波传播轴，即发动机舱纵轴24，同时逐步发生变化，以便适应由R0的变化而引起的NLF的变化情况，如图5所示。
反之，消音板也可包括沿着声波的传播轴连续变化的NLF。在这种情况下，零流速阻力R0沿着声波的传播轴，即发动机舱的纵轴24，同时逐步发生变化，以便适应由NLF变化而引起的R0的变化情况。

Claims (4)

1.一种飞行器发动机舱，其包括从进气道延伸到后部的管道，所述管道覆盖有消音板，所述消音板包括反射层(28)、至少一个蜂窝结构(30)和阻音结构(32)，所述阻音结构(32)形成了管道的空气动力面，在该面上至少一个声波沿着传播轴(24)而传播，所述消音板具有影响所述消音板的阻抗的特性，其中至少一个特性沿着所述至少一个声波的传播轴(24)而变化，其特征在于，所述消音板的影响阻抗的特性中的至少一个在A区是恒定的，其数值为V1；在C区是恒定的，其数值为V2；而在B区是变化的，其数值从V1连续变化至V2，其中A区位于所述进气道，C区位于所述后部，B区分隔A区和C区。
2.根据权利要求1所述的飞行器发动机舱，其特征在于，所述消音板的影响阻抗的全部特性在垂直于所述传播轴(24)的平面中是恒定的。
3.根据权利要求1所述的飞行器发动机舱，其特征在于，所述消音板的发生变化的特性是开口面积比。
4.根据权利要求1所述的飞行器发动机舱，其特征在于，所述消音板包括两个同时发生变化的特性，即零流速阻力R0和非线性系数NLF。
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