CN101898639A - 带裂纹和分层制止器的飞机发动机舱的声匣 - Google Patents
带裂纹和分层制止器的飞机发动机舱的声匣 Download PDFInfo
- Publication number
- CN101898639A CN101898639A CN2009102217765A CN200910221776A CN101898639A CN 101898639 A CN101898639 A CN 101898639A CN 2009102217765 A CN2009102217765 A CN 2009102217765A CN 200910221776 A CN200910221776 A CN 200910221776A CN 101898639 A CN101898639 A CN 101898639A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- endothelium
- sound
- casket
- crust
- reinforcement
- 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
Links
- 230000032798 delamination Effects 0.000 title abstract 2
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 claims abstract description 26
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 claims description 131
- 210000003038 endothelium Anatomy 0.000 claims description 89
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 14
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 11
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 7
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 239000010439 graphite Substances 0.000 claims description 6
- 239000002131 composite material Substances 0.000 abstract 1
- 208000037656 Respiratory Sounds Diseases 0.000 description 15
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 11
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 11
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 6
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 5
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 5
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 5
- 229920006332 epoxy adhesive Polymers 0.000 description 3
- 238000004080 punching Methods 0.000 description 3
- 238000010008 shearing Methods 0.000 description 3
- 230000003321 amplification Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 description 2
- 206010011376 Crepitations Diseases 0.000 description 1
- 244000089486 Phragmites australis subsp australis Species 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000004411 aluminium Substances 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 108010066057 cabin-1 Proteins 0.000 description 1
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 235000012489 doughnuts Nutrition 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- 238000009527 percussion Methods 0.000 description 1
- 230000002265 prevention Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000007480 spreading Effects 0.000 description 1
- 238000003892 spreading Methods 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 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
-
- 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
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Wind Motors (AREA)
Abstract
一种用于飞机发动机舱入口的内声匣，由复材构造并且形成为单件、360度环形部分。该内声匣包括内皮、外皮、置于内皮和外皮之间的蜂窝夹芯和至少一个从内皮径向延伸到外皮的裂纹和分层制止器。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于飞机发动机舱入口的内声匣。
背景技术
当飞机发动机发生“叶片飞出”事件时，重要的是飞机要具有“飞回家”的能力(即，按照联邦航空局原则安全返回地面的性能)。在“叶片飞出”事件中发动机舱抵御损伤并维持结构整体性的能力对于飞机的回家功能很重要。
一些已知的发动机舱入口包括由多块环形段构成的内声匣，环形段被使用紧固件的添接件紧固。添接件除了紧固内声匣的相邻环形段，还用来限制穿过机匣的损伤的扩展。所以，“制止损伤”的添接件有助于在“叶片飞出”事件中保持内声匣及至整个机舱的结构整体性。多片内声匣的例子示于美国专利申请公开文件2008/0017442中，受让予Rohr公司。
一些现代飞机中，发动机舱入口包括360度单件(即，形成为单个环形部分)内声匣，该内声匣由置于内外皮之间的蜂窝夹芯或者夹芯组件(单自由度(SDOF)或双自由度(DDOF)夹芯层)构成。蜂窝夹芯可以是金属或复材构造的，比如环氧石墨或者类似物，并且可能包括隔片分开的内单元阵列和外单元阵列。内外皮也是复材制成的。由于它们的单体设计，单件内声匣缺少多段声匣的损伤制止添接件。从而，在“叶片飞出”事件中对于360度单件内声匣提供足够损伤容限至关重要。
需要给飞机发动机舱提供减轻“叶片飞出”事件的具有改良的抗裂纹、脱粘和分层性能的360度单件内声匣。
发明内容
该公布涉及用于飞机发动机舱入口的360度单件内声匣，以及构造这种机匣的方法。内机匣被设计来限制在“叶片飞出”事件中该机匣的裂纹、脱粘和分层，因而改良带有该种内机匣的飞机的飞回家性能。
根据特定实施例，内声匣可包括：环形内皮；环形外皮；置于内外皮之间的环形声音蜂窝夹芯组件；和至少两个从内皮经过声音蜂窝夹芯径向延伸到外皮的加强件。内皮、外皮、声音蜂窝夹芯组件和至少两个或多个加强件被粘接到一起，形成了360度单件环形结构并且维持了机匣的声音平滑度要求。
每个加强件在机匣的轴向上可能是Z-型截面、C-型截面或I-型截面。连接到内皮和外皮的加强件可能被局部打孔以不损害机匣的声音性能。每个加强件可能有固定于声音蜂窝夹芯和外皮最内面之间的第一端部和固定于内皮相对铺层之间的第二端部，使得加强件和内皮之间的连接强于加强件和外皮之间的连接。
构造这种内声匣的方法可能包括：提供包含多个铺层的环形内皮、环形外皮、蜂窝夹芯组件和至少两个加强件；将该至少两个加强件粘接入内皮；将蜂窝夹芯组件粘接到该至少两个加强件和内皮，使得该至少两个加强件横向通过蜂窝夹芯延伸；并粘接外皮。
本发明的其余特征和优势将在下述详细说明和附图中提供。
附图说明
图1展示了具有包括根据本发明的一个实施例的内声匣的入口的飞机发动机舱。
图2是图1内声匣的截面图。
图3A是图2内声匣的部分放大图。
图3B是图2和3A的内机匣的裂纹和分层制止器的透视图。
图4是图3B的裂纹和分层制止器的截面图。
图5说明了图2和3A的内机匣构造过程中的中间次级组件。
图6是展示根据本发明的另一实施例的裂纹和分层制止器的透视图。
图7是图6裂纹和分层制止器的截面图。
图8是包括图6和图7裂纹和分层制止器的内声匣的放大截面图。
图9是根据本发明的又一实施例的裂纹和分层制止器的透视图。
图10是图9裂纹和分层制止器的截面图
图11是包括图9裂纹和分层制止器的内声匣的放大截面图。
具体实施方式
图1展示了根据本发明的一个实施例的在入口1a处包括内声匣10的飞机发动机舱1。如图1和2所示，机匣10为360度单件环形构造。机匣10包括环形打孔的内面板或内皮12，与内皮12径向隔开的无孔外面板或外皮14，和置于内皮12与外皮14之间的声音蜂窝夹芯16。术语“环形”包括沿机舱1的长度L(图1)方向变化的直径和形状的构造，并不意于限制成正圆柱。内皮12、外皮14和蜂窝夹芯16可以是复材构造的，比如环氧石墨或类似物。内皮12和外皮14用粘合剂比如Henkel环氧粘合剂EA9258.1粘接到夹芯16，或者另外的具有相当剥落和剪切强度的粘合剂材料，从而得到360度单件构造。夹芯16可以具有普通技术人员熟知的某类型的单自由度排列，两自由度排列或不同的多自由度排列。
如图1和2所示，机匣10包括两个裂纹和分层制止器，或置于机匣10圆周大致相隔180度的加强件50。加强件50从内皮12径向延伸，穿过夹芯16到外皮14。加强件50加强了皮12、14和夹芯16，并用来限制事故比如叶片飞出事件中机匣10的分层和裂纹，否则分层和裂纹可能造成机舱1上的结构损伤。加强件50可用比较强而轻的材料制成。优选比如环氧石墨的复材，但是也可使用金属材料比如铝或钛。尽管示出两个加强件50，可依据结构需要使用任何数量和分布的加强件。当使用多个加强件50时，最好把加强件50均匀分布在机匣10圆周。例如，3个加强件50可分布在机匣10圆周大致间隔120度，或4个加强件50可分布在机匣10圆周大致间隔90度。也可以在机匣10圆周不均匀布置加强件50以适应机匣10的不均匀结构需求。
参照图3A和3B，每个加强件在机匣10的轴向(朝向纸面内部)基本是Z-型截面，并且包括沿方向D1延伸的中部52、从中部52的第一终端沿与第一方向D1交叉(优选为垂直)的第二方向D2延伸的第一端部54、和从中部52的第二终端沿与第二方向D2相反的第三方向D3延伸的第二端部56。每个加强件50最好由两个或多个类似形状的铺层60、70构造，它们被粘接到一起从而每个槽形件基本上形成了加强件50的一半。根据某优选实施例，提供了预固化的复材体作为加强件50，其中铺层60、70由复材(比如环氧石墨)构造，并用粘合剂比如3M Scotch-Weld环氧粘合剂EC-2216B/A粘接到一起，或者另外具有相当剥落和剪切强度的粘合剂材料。
如图3A所示，为了有助于加强件50可靠连接到机匣10的内皮12，铺层60可于方向D2在第一端部54上延伸超过铺层70，这将稍后详细描述。机匣10安装后，第一端部54被打孔(图4)从而不至于危害机匣10的声音性能。
加强件50的厚度T(在垂直于52/54/56各部分的长度方向)通常可能是大概0.03-0.05英寸(0.076-0.127厘米)。根据某示例性实施例，每个铺层60、70厚约0.0075英寸(0.019厘米)。然而，加强件50的厚度可以根据特定应用的需要而变。进一步，根据某示例性实施例，加强件50的轴向长度(图1所示的L方向)大致等于夹芯16的轴向长度。
尽管加强件50被展示描述为由两个粘接铺层60、70形成的，并不是要求这样的构造。加强件可以是由多个铺层形成的，铺层可以通过粘接以外的方式来连接，或者加强件可能是整体的单件构造。
图4详细阐明了机匣10的构造。如图3A所示，槽形件50的中部52沿方向R径向延伸通过机匣10的夹芯16，加强件50的第一端部54沿第一方向X1大致平行于内皮12延伸，并且加强件50的第二端部56沿第二方向X2大致平行于外皮14延伸。第一端部54位于内皮12的铺层12a和12b之间。第二端部56位于夹芯16的径向最外面16a和外皮14的径向最内面14a之间。
加强件50被粘接到机匣10的相对面上。特别地，中部52被粘接到夹芯16的周向相对面上，第一端部54被粘接到内皮12的围绕层12a和12b上，并且第二端部56被粘接到径向相对的外皮14和夹芯16的最外面上。因为第一端部54上铺层60在D2方向长于铺层70，增加了第一端部54的表面积，从而使第一端部54和内皮12之间的粘接区域增大了。加强件50可通过粘合剂比如3M Scotch-Weld环氧粘合剂EC-2216B/A粘接到机匣10的相邻面，或者另外具有相当剥落和剪切强度的粘合剂材料。
应该注意，在图4所示的实施例中，第二端部56并不位于外皮14的相对的各层(未显示)之间，因此第一端部54和内皮12之间的粘接强于第二端部56和外皮14之间的粘接。尽管可以把第二端部56置于外皮14的各层(未显示)之间，此类构造不比图4所示的构造可取。需要加强件50和内皮12之间的粘接强于加强件50和外皮14之间的粘接，因为此种设置提供了最佳抗破坏特性。在叶片飞出事件中，发动机叶片将首先撞击内皮12，因此内皮12将是机匣中承受损伤的第一个零件。当加强件50和内皮12之间的粘接强于加强件50和外皮14之间的粘接时，叶片飞出事件的能量流将遵循从内皮12延伸通过加强件50而后进入外皮14的路线。因而，叶片飞出事件的较少能量流经机匣10周向。所以，叶片飞出事件的损伤更可能在周向局限于碰击区域，而不太可能周向扩散通过机匣10，从而提高了机匣的更多部分保持完整性的可能。
如图4所示，技术中也熟知，内皮12包括延伸经过皮12的穿孔18，来提供进入夹芯16的既定声波流。根据某实施例，加强件50的第一端部54优选包括穿孔58，穿孔58与穿孔18大致径向对齐，从而不危害经过穿孔18进入夹芯16的声波流。
现在将参照图4和5讲述装配机匣10的方法。如图5所示，通过放置第一端部54于内皮铺层12a和12b之间使铺层12a和12b在第一端部54之上，将加强件50整合进内皮12，随后给第一端部54和内皮铺层12a和12b的相邻面使用粘合剂。一个或更多的加强件50也可在内皮12外围周边的期望位置处被整合进内皮12。在将期望数目的加强件50整合到内皮12中后，形成了次级组件10a。次级组件10a随后可使用常规方式固化。内皮12和每个加强件50的第一端部54可在其后一起打孔，比如通过钻孔、喷砂或其他已知技术，从而得到对齐的穿孔18、58。
转向图4，一旦次级组件10a固化并且内皮12和加强件50的第一端部54打孔后，使用合适的粘合剂将夹芯16粘接到次级组件10a。在将夹芯16粘接到次级组件10a时，夹芯16被粘接到加强件50和内皮12。夹芯16粘接到次级组件10a后，外皮14的径向最内面14a粘接到夹芯16和加强件50，由此机匣10完成了。如上所示，粘接技术是本领域技术人员知晓的粘接技术。
根据某可选实施例，内皮12、外皮14、环形夹芯16和加强件50可被一次性粘接到一起来形成机匣10，随后机匣10允许固化。然后内皮12和每个加强件50的第一端部54可以一起打孔来得到对齐的穿孔18、58。
图6和7展示了根据本发明的另一实施例的裂纹和分层制止器或加强件150。加强件150可用来替代图1-5所示的加强件50。加强件150在机匣10的轴向是大致C-型的截面，并且包括沿第一方向D1延伸的中部152、从中部152的第一终端沿与第一方向D1交叉(优选为垂直)的第二方向D2延伸的第一端部154、和从中部152的第二终端沿第二方向D2延伸的第二端部56。每个加强件150由两个形状类似的粘接到一起的铺层160和170构成，从而每个铺层160、170基本上形成了加强件150的一半。如图1-5的实例，也以预固化的复材体来提供加强件150。
如图7所示，第一端部154上铺层160在D2方向可长于铺层170，来促进加强件150和机匣100(图8)的可靠整合。
如图1-5实施例的实例，加强件150的厚度T(在垂直于52/54/56各部分的长度方向)通常可能是大概0.03-0.05英寸(0.076-0.127厘米)。然而，加强件150的厚度可以根据特定应用的需要而变。另外，加强件150可以由不同数量的铺层形成，铺层可以通过粘接以外的方式来连接，或者加强件可能是整体的单件构造。加强件150的轴向长度(图1所示的L方向)大致等于夹芯16的轴向长度。
图8展示了包括至少一个加强件150的机匣100的构造。如图8所示，加强件150的中部152沿方向R径向延伸通过机匣100的夹芯16，加强件150的第一端部154沿第一方向X1大致平行于内皮12延伸，并且加强件150的第二端部156沿方向X1大致平行于外皮14延伸。第一端部154位于内皮12的铺层12a和12b之间。第二端部156位于夹芯16的径向最外面16a和外皮14的径向最内面14a之间。可选地，第二端部156可以类似于第一端部154在内皮12的铺层12a和12b之间的粘接方式置于外皮14的各层(未显示)之间。然而，如同前面描述的机匣10，第二端部156置于外皮14的各层之间不可取，从而加强件150和内皮12之间的粘接强于加强件150和外皮14之间的粘接。可取地，当加强件150整合入机匣100时，给加强件150的第一端部154提供穿孔158，穿孔158与内皮12的穿孔18对齐。
通过放置第一端部154于内皮铺层12a和12b之间使铺层12a和12b在第一端部154之上，将加强件150整合进内皮12，并且给第一端部154和内皮铺层12a、12b的相邻面使用粘合剂。一个或更多另外的加强件150也可在内皮12外围周边的既定位置整合进内皮12。将既定数量的加强件150安装进内皮12，形成了包括内皮12和加强件150的次级组件100a。次级组件100a随后可以固化。内皮12和每个加强件150的第一端部154可在其后一起打孔，从而得到对齐的穿孔18、158。一旦次级组件100a固化并且内皮12和加强件150的第一端部154打孔后，将夹芯16粘接到次级组件100a，使用合适粘合剂将外皮14粘接到夹芯16。在将夹芯16粘接到次级组件100a时，夹芯16被粘接到加强件150和内皮12。夹芯16粘接到次级组件100a后，外皮14的径向最内面14a粘接到夹芯16和加强件150，由此机匣100完成了。
根据某可选实施例，内皮12、外皮14、环形夹芯16和加强件150可被一次性粘接到一起来形成机匣100，随后机匣100可固化。然后内皮12和每个加强件150的第一端部154可以一起打孔来得到对齐的穿孔18、158。
图9和10展示了根据又一实施例的裂纹和分层制止器或加强件250。在由其组件装配时，加强件250在机匣200的轴向是大致I-型的截面，并且包括沿第一方向D1延伸的长中部252、沿方向D2、D3与中部252交叉延伸的第一端部254、和沿方向D2、D3与中部252交叉从中部252的第二终端延伸的第二端部256。中部252可包括带拱式截面的弓形区域252a。
根据某优选实施例，以预固化的环氧石墨或类似物构造的复材体提供加强件250。如图9和10所示，加强件250是由以背对背关系结合到一起的第一大致C型件260和第二大致C型件270构造的。第一大致C型件260是由粘接到一起的两个形状类似的铺层262和264形成的。同样地，第二大致C型件270是由粘接到一起的两个形状类似的铺层272和274形成的。为了增进机匣200内的牢固粘接，铺层262、272在方向D2、D3上比铺层264、274延伸得更长。弓形区域252a是由铺层262、264和272、274内有助于对齐铺层的弓形区域形成的。
参看图11，端部254、256的厚度T(在垂直于254/256各部分的长度的方向)通常可能是大概0.5英寸(1.27厘米)，中部252的厚度T2(在垂直于部分252的长度的方向)可能是大概1英寸(2.54厘米)。然而，加强件250的厚度可以根据需要而变。进一步，根据某示例性实施例，加强件250的轴向长度(图1所示的L方向)大致等于夹芯16的轴向长度。
如前面的实施例的情形，应该理解加强件250可有不同数量的多个铺层，铺层可用粘接以外的方式结合，或者加强件可是整体的单件结构。
图11阐明了包括加强件250的机匣200的构造。如图11所示，加强件250的中部252沿方向R径向延伸通过机匣200的夹芯16，加强件250的第一端部254沿方向X1、X2大致平行于内皮12延伸，并且加强件250的第二端部256沿方向X1、X2大致平行于外皮14延伸。第一端部254位于内皮12的相对铺层12a和12b之间，第二端部256位于外皮14的径向最内面14a和夹芯16的径向最外面16a之间。可选地，加强件250的第二端部256可置于外皮14的各层(未显示)之间。如同前面描述的机匣10、100，第二端部256置于外皮14的各层之间不可取，因为想要加强件250和内皮12之间的粘接强于加强件250和外皮14之间的粘接。优选地，当加强件250整合入机匣200时，给加强件250的第一端部254提供穿孔258，穿孔258与内皮12的穿孔18对齐。
通过放置第一端部254于内皮铺层12a和12b之间使铺层12a和12b在第一端部254之上，加强件250被整合进内皮12，并且给第一端部254和内皮铺层12a、12b的相邻面使用粘合剂。一个或更多另外的加强件250也可在内皮12外围周边的既定位置整合进内皮12。将既定数量的加强件250安装进内皮12，形成了包括内皮12和加强件250的次级组件200a。次级组件200a随后可以固化。内皮12和每个加强件250的第一端部254可在其后一起打孔，从而得到对齐的穿孔18、258。一旦次级组件200a固化并且内皮12和加强件250的第一端部254打孔后，夹芯16粘接到次级组件200a。在将夹芯16粘接到次级组件200a时，夹芯16粘接到加强件250和内皮12。夹芯16粘接到次级组件200a后，外皮14的径向最内面14a粘接到夹芯16和加强件250。
根据某可选实施例，内皮12、外皮14、环形夹芯16和加强件250可被一次性粘接到一起来形成机匣200，随后机匣200可固化。然后内皮12和每个加强件250的第一端部254可以一起打孔来得到对齐的穿孔18、258。
此处公开的加强件和360度单件内声匣提高了飞机在叶片飞出事件和其他造成飞机发动机舱的内声匣损伤的事件中飞回家的能力。在叶片飞出事件和其他严重影响内声匣的事件中，所公开的加强件有助于限制内声匣和机舱内的裂纹扩展和分层。由于内声匣的设计和方位，加强件也不明显影响内声匣的减音性能。
前述的公布提供了本发明的示范性实施例并不意欲限制。应该理解公布实施例的改动可能是在本发明的实质和范围内的，应该认为本发明是包含此类改动的。
Claims (15)
1.一种用于发动机舱入口的内声匣，该声匣包括：
环形内皮；
环形外皮；
置于所述内皮和外皮之间的环形声音蜂窝夹芯；和
从所述内皮径向延伸经过所述声音蜂窝夹芯到所述外皮的至少两个加强件，其中所述内皮、外皮、声音蜂窝夹芯和所述至少两个加强件被粘接到一起，以形成360度单件环形结构。
2.根据权利要求1所述的内声匣，其中所述内皮、外皮、蜂窝夹芯和所述至少两个加强件分别由石墨复材构成。
3.根据权利要求1所述的内声匣，其中每个加强件包括：
径向延伸穿过所述声音蜂窝夹芯的中部；
大致平行于所述内皮从所述中部的第一终端延伸的第一端部，所述第一端部位于所述内皮的铺层之间；和
大致平行于所述外皮从所述中部的第二终端延伸的第二端部，所述第二端部位于所述声音蜂窝夹芯和所述外皮之间。
4.根据权利要求3所述的内声匣，其中在所述第一端部和所述内皮二者中都形成穿孔，并且所述第一端部中的所述穿孔与所述内皮中的所述穿孔大致对齐。
5.根据权利要求3所述的内声匣，其中每个加强件包括彼此结合的至少两个形状类似的铺层。
6.根据权利要求5所述的内声匣，其中在所述第一端部处所述至少两个形状类似的铺层中的一个比所述至少两个形状类似的铺层中的另一个长。
7.根据权利要求3所述的内声匣，其中每个加强件在所述内声匣的轴向具有一截面，所述截面的形状选自大致Z-型、大致C-型和大致I-型中的一种。
8.根据权利要求3所述的内声匣，其中每个加强件包括以背对背关系结合到第二大致C-型件的第一大致C-型件。
9.根据权利要求8所述的内声匣，其中所述第一大致C-型件和所述第二大致C-型件分别由彼此结合的至少两个形状类似的铺层构成。
10.根据权利要求8所述的内声匣，其中所述第一大致C-型件和所述第二大致C-型件分别包括横向穿过所述蜂窝夹芯延伸的中部，所述中部包括在所述内声匣的轴向具有拱形截面的弓形区域。
11.一种形成用于飞机发动机舱入口的内声匣的方法，所述方法包括：
提供包括多个铺层、环形外皮、蜂窝夹芯和至少两个加强件的环形内皮；
粘接所述至少两个加强件到所述内皮；
粘接所述蜂窝夹芯到所述至少两个加强件和所述内皮，使得所述至少两个加强件横向穿过所述蜂窝夹芯延伸；并且
粘接所述外皮到所述蜂窝夹芯和所述至少两个加强件。
12.根据权利要求11所述的方法，其中所述内皮、外皮、蜂窝夹芯和所述至少两个加强件分别由石墨复材构成。
13.根据权利要求11所述的方法，其中每个加强件包括中部、横向于所述中部延伸的第一端部和横向于所述中部延伸的第二端部，所述方法进一步包括：
在粘接所述至少两个加强件到所述内皮之前，将所述第一端部置于所述内皮的至少两个铺层之间，使得所述第一端部大致平行于所述内皮延伸；和
在粘接所述外皮到所述蜂窝夹芯和所述至少两个加强件之前，将所述第二端部置于所述蜂窝夹芯和所述外皮之间，使得所述第二端部大致平行于所述外皮延伸。
14.根据权利要求13所述的方法，包括在粘接所述至少两个加强件到所述内皮之后，对所述内皮和所述第一端部一起打孔。
15.根据权利要求13所述的方法，包括提供在所述内声匣的轴向具有一截面的加强件，所述截面的形状选自大致Z-型、大致C-型和大致I-型中的一种。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US12/271,189 US7798285B2 (en) | 2008-11-14 | 2008-11-14 | Acoustic barrel for aircraft engine nacelle including crack and delamination stoppers |
| US12/271,189 | 2008-11-14 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN101898639A true CN101898639A (zh) | 2010-12-01 |
| CN101898639B CN101898639B (zh) | 2013-06-19 |
Family
ID=41722960
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN2009102217765A Active CN101898639B (zh) | 2008-11-14 | 2009-11-16 | 带裂纹和分层制止器的飞机发动机舱的声匣 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7798285B2 (zh) |
| EP (1) | EP2186729B1 (zh) |
| CN (1) | CN101898639B (zh) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102795351A (zh) * | 2011-05-20 | 2012-11-28 | 罗尔股份有限公司 | 用于防止航空器推进系统部件的破裂和分层的制止件 |
| CN104220728A (zh) * | 2012-03-29 | 2014-12-17 | 埃尔塞乐公司 | 用于层流型涡轮喷气发动机机舱的进气口结构 |
| CN107813920A (zh) * | 2016-09-13 | 2018-03-20 | 波音公司 | 开放通道加强筋 |
| CN108290637A (zh) * | 2015-11-30 | 2018-07-17 | 肖特兄弟公司 | 用于制造噪声衰减装置的方法、前体和喷砂掩模 |
| CN111619788A (zh) * | 2019-02-28 | 2020-09-04 | 空中客车运作有限责任公司 | 用于气流控制的飞行器结构 |
Families Citing this family (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7837147B2 (en) | 2005-03-18 | 2010-11-23 | The Boeing Company | Systems and methods for reducing noise in aircraft fuselages and other structures |
| US20070246970A1 (en) * | 2006-04-24 | 2007-10-25 | Ford Global Technologies, Llc. | Structural acoustic sound baffle for automotive sheet metal cavity applications |
| US9511571B2 (en) | 2007-01-23 | 2016-12-06 | The Boeing Company | Composite laminate having a damping interlayer and method of making the same |
| GB2470087B (en) * | 2007-06-07 | 2010-12-29 | Gkn Aerospace Services Ltd | Mandrel for use in a method of making composite flange |
| FR2922152B1 (fr) * | 2007-10-16 | 2009-11-20 | Aircelle Sa | Structure a ame alveolaire pour panneau acoustique |
| US8425710B2 (en) | 2009-03-13 | 2013-04-23 | The Boeing Company | Automated placement of vibration damping materials |
| US8074694B2 (en) * | 2009-05-28 | 2011-12-13 | The Boeing Company | Stringer transition method |
| US8307943B2 (en) | 2010-07-29 | 2012-11-13 | General Electric Company | High pressure drop muffling system |
| FR2975735A1 (fr) * | 2011-05-27 | 2012-11-30 | Snecma | Carter de soufflante de turbomachine et procede pour sa fabrication |
| FR2975943B1 (fr) * | 2011-06-01 | 2013-05-17 | Aircelle Sa | Procede de fabrication d'un panneau d'attenuation acoustique |
| EP2568144B1 (en) * | 2011-09-12 | 2019-11-06 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Wall structure with noise damping insulation properties and gas turbine with such a wall structure |
| FR2982588B1 (fr) * | 2011-11-10 | 2013-11-22 | Aircelle Sa | Panneau composite a ecope de prelevement integree |
| US8430202B1 (en) | 2011-12-28 | 2013-04-30 | General Electric Company | Compact high-pressure exhaust muffling devices |
| US8511096B1 (en) | 2012-04-17 | 2013-08-20 | General Electric Company | High bleed flow muffling system |
| US9399951B2 (en) | 2012-04-17 | 2016-07-26 | General Electric Company | Modular louver system |
| US8550208B1 (en) | 2012-04-23 | 2013-10-08 | General Electric Company | High pressure muffling devices |
| GB201406277D0 (en) * | 2014-04-08 | 2014-05-21 | Rolls Royce Deutschland | A gas turbine inlet |
| US9499275B2 (en) * | 2014-10-16 | 2016-11-22 | Rohr, Inc. | Stress-relieving joint between materials with differing coefficients of thermal expansion |
| US10226899B2 (en) | 2015-01-02 | 2019-03-12 | The Boeing Company | System and method of forming a component using a mandrel assembly |
| US10016864B2 (en) | 2015-01-02 | 2018-07-10 | The Boeing Company | System and method of securing a component in position for machining using a fixture assembly |
| US10207431B2 (en) | 2016-01-27 | 2019-02-19 | The Boeing Company | System, method, and tool assembly for removing a component from a mandrel assembly |
| US9978354B2 (en) * | 2016-04-15 | 2018-05-22 | Rohr, Inc. | Acoustic panel with vertical stiffeners |
| DE102018107096A1 (de) | 2018-03-26 | 2019-09-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinentriebwerk und Paneel für ein Gasturbinentriebwerk |
| US11156185B2 (en) * | 2018-07-25 | 2021-10-26 | Rohr, Inc. | Low cost joined cascade |
| US11084600B2 (en) * | 2018-10-03 | 2021-08-10 | Rohr, Inc. | Nacelle inlet with reinforcement structure |
| GB2583751B (en) * | 2019-05-09 | 2022-02-02 | Safran Nacelles Ltd | Acoustic panel |
| US11260641B2 (en) | 2019-05-10 | 2022-03-01 | American Honda Motor Co., Inc. | Apparatus for reticulation of adhesive and methods of use thereof |
| FR3096610B1 (fr) * | 2019-06-03 | 2023-05-12 | Airbus Operations Sas | Procédé de fabrication d’une structure travaillante d’atténuation acoustique, structure d’atténuation acoustique obtenue à partir dudit procédé et aéronef comprenant une telle structure d’atténuation acoustique |
| GB2588204B (en) | 2019-10-15 | 2022-09-14 | Safran Nacelles Ltd | Aircraft nacelle inlet |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4751979A (en) * | 1985-05-16 | 1988-06-21 | Airborne Express, Inc. | Engine noise suppression kit for the nacelles of a jet aircraft |
| US6123170A (en) * | 1997-08-19 | 2000-09-26 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Noise reducing connection assembly for aircraft turbine housings |
| EP1880941A2 (en) * | 2006-07-21 | 2008-01-23 | Rohr, Inc. | System for joining acoustic cellular panel sections in edge-to-edge relation |
| CN101258072A (zh) * | 2005-09-08 | 2008-09-03 | 空中客车法国公司 | 涡轮喷气发动机舱整流罩和含至少一个整流罩的发动机舱 |
Family Cites Families (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3297238A (en) * | 1965-02-05 | 1967-01-10 | Irving R Sherman | Bypass core ducted fan with outer peripheral bearings |
| FR2376994A1 (fr) * | 1977-01-11 | 1978-08-04 | Snecma | Perfectionnements aux dispositifs a cavites resonnantes pour la reduction du bruit dans un conduit en presence d'un flux gazeux |
| US4215536A (en) * | 1978-12-26 | 1980-08-05 | The Boeing Company | Gas turbine mixer apparatus |
| FR2498793A1 (fr) * | 1981-01-29 | 1982-07-30 | Snecma | Garniture insonorisante pour conduit de gaz notamment pour veine de soufflante de turboreacteur et outillage pour sa fabrication |
| US4416349A (en) * | 1981-09-30 | 1983-11-22 | The Boeing Company | Viscoelastically damped reinforced skin structures |
| US4452563A (en) * | 1981-12-21 | 1984-06-05 | United Technologies Corporation | Containment structure |
| US4452565A (en) * | 1981-12-21 | 1984-06-05 | United Technologies Corporation | Containment structure |
| GB8817669D0 (en) * | 1988-07-25 | 1988-09-01 | Short Brothers Ltd | Means for attenuating sound energy |
| US4944362A (en) * | 1988-11-25 | 1990-07-31 | General Electric Company | Closed cavity noise suppressor |
| US4979587A (en) * | 1989-08-01 | 1990-12-25 | The Boeing Company | Jet engine noise suppressor |
| US5000399A (en) * | 1990-02-23 | 1991-03-19 | General Electric Company | Variable contour annular air inlet for an aircraft engine nacelle |
| GB9014381D0 (en) | 1990-06-28 | 1990-08-22 | Short Brothers Plc | A composite structural component |
| US5297760A (en) * | 1992-08-21 | 1994-03-29 | Mcdonnell Douglas Corporation | Aircraft skin lap splice |
| DE4340951A1 (de) | 1992-12-04 | 1994-06-09 | Grumman Aerospace Corp | Einstückiges Triebwerkeinlaß-Schallrohr |
| GB9301457D0 (en) * | 1993-01-26 | 1993-03-17 | Short Brothers Plc | An aircraft propulsuve power unit |
| GB9407632D0 (en) * | 1994-04-18 | 1994-06-08 | Short Brothers Plc | An aircraft propulsive power unit |
| US5658024A (en) * | 1995-02-17 | 1997-08-19 | Bachmann Inc. | Expansion joint with a sloped cavity and improved fabric clamping |
| US5592813A (en) * | 1995-07-06 | 1997-01-14 | Avaero | Hush kit for jet engine |
| GB9713209D0 (en) * | 1997-06-20 | 1997-08-27 | British Aerospace | Friction welding metal components |
| FR2787509B1 (fr) * | 1998-12-21 | 2001-03-30 | Aerospatiale | Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef |
| JP2001271907A (ja) * | 2000-03-24 | 2001-10-05 | Komatsu Ltd | 複数の油圧モータとクラッチの制御装置 |
| US6340135B1 (en) * | 2000-05-30 | 2002-01-22 | Rohr, Inc. | Translating independently mounted air inlet system for aircraft turbofan jet engine |
| US6530221B1 (en) * | 2000-09-21 | 2003-03-11 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Modular resonators for suppressing combustion instabilities in gas turbine power plants |
| FR2840647B1 (fr) * | 2002-06-05 | 2004-10-29 | Airbus France | Dispositif pour le raccordement de deux pieces tubulaires de turboreacteur d'aeronef |
| DE10238820A1 (de) * | 2002-08-23 | 2004-03-11 | Airbus Deutschland Gmbh | Anordung zur Erfindung von dünnwandigen Metallstrukturen |
| FR2844303B1 (fr) * | 2002-09-10 | 2006-05-05 | Airbus France | Piece tubulaire d'attenuation acoustique pour entree d'air de reacteur d'aeronef |
| FR2856379B1 (fr) * | 2003-06-18 | 2006-11-24 | Airbus France | Moteur d'avion dont les capots de soufflante et d'inverseurs de poussee sont separes par un jeu reduit |
| FR2868124B1 (fr) * | 2004-03-29 | 2006-06-23 | Airbus France Sas | Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef |
| US7328771B2 (en) * | 2004-07-27 | 2008-02-12 | United Technologies Corporation | Zero acoustic splice fan case liner |
| US7296655B2 (en) * | 2005-04-22 | 2007-11-20 | United Technologies Corporation | Duct liner acoustic splice |
| US7707708B2 (en) * | 2005-09-21 | 2010-05-04 | Rohr, Inc. | Apparatus for making a tubular composite structure |
| US7923668B2 (en) * | 2006-02-24 | 2011-04-12 | Rohr, Inc. | Acoustic nacelle inlet lip having composite construction and an integral electric ice protection heater disposed therein |
| US7503425B2 (en) * | 2006-10-02 | 2009-03-17 | Spirit Aerosystems, Inc. | Integrated inlet attachment |
-
2008
- 2008-11-14 US US12/271,189 patent/US7798285B2/en active Active
-
2009
- 2009-11-10 EP EP09014080.7A patent/EP2186729B1/en active Active
- 2009-11-16 CN CN2009102217765A patent/CN101898639B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4751979A (en) * | 1985-05-16 | 1988-06-21 | Airborne Express, Inc. | Engine noise suppression kit for the nacelles of a jet aircraft |
| US6123170A (en) * | 1997-08-19 | 2000-09-26 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Noise reducing connection assembly for aircraft turbine housings |
| CN101258072A (zh) * | 2005-09-08 | 2008-09-03 | 空中客车法国公司 | 涡轮喷气发动机舱整流罩和含至少一个整流罩的发动机舱 |
| EP1880941A2 (en) * | 2006-07-21 | 2008-01-23 | Rohr, Inc. | System for joining acoustic cellular panel sections in edge-to-edge relation |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102795351A (zh) * | 2011-05-20 | 2012-11-28 | 罗尔股份有限公司 | 用于防止航空器推进系统部件的破裂和分层的制止件 |
| CN102795351B (zh) * | 2011-05-20 | 2016-12-14 | 罗尔股份有限公司 | 用于防止航空器推进系统部件的破裂和分层的制止件 |
| CN104220728A (zh) * | 2012-03-29 | 2014-12-17 | 埃尔塞乐公司 | 用于层流型涡轮喷气发动机机舱的进气口结构 |
| CN108290637A (zh) * | 2015-11-30 | 2018-07-17 | 肖特兄弟公司 | 用于制造噪声衰减装置的方法、前体和喷砂掩模 |
| CN108290637B (zh) * | 2015-11-30 | 2022-03-01 | 肖特兄弟公司 | 用于制造噪声衰减装置的方法、前体和喷砂掩模 |
| CN107813920A (zh) * | 2016-09-13 | 2018-03-20 | 波音公司 | 开放通道加强筋 |
| CN107813920B (zh) * | 2016-09-13 | 2022-06-07 | 波音公司 | 开放通道加强筋 |
| CN111619788A (zh) * | 2019-02-28 | 2020-09-04 | 空中客车运作有限责任公司 | 用于气流控制的飞行器结构 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20100122868A1 (en) | 2010-05-20 |
| US7798285B2 (en) | 2010-09-21 |
| CN101898639B (zh) | 2013-06-19 |
| EP2186729A1 (en) | 2010-05-19 |
| EP2186729B1 (en) | 2013-10-23 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101898639B (zh) | 带裂纹和分层制止器的飞机发动机舱的声匣 | |
| EP3546209B1 (en) | Aircraft component and method of manufacture | |
| EP1880941B1 (en) | System for joining acoustic cellular panel sections in edge-to-edge relation | |
| EP2281746B1 (en) | Titanium sheath and airfoil assembly | |
| US9140135B2 (en) | Metallic radius block for composite flange | |
| JP5230736B2 (ja) | モジュール式シェブロン排気ノズル | |
| US8047326B2 (en) | Method for making an acoustic absorption panel in particular for the nacelle of an aircraft engine | |
| US8464831B2 (en) | Noise attenuation panel and a gas turbine component comprising a noise attenuation panel | |
| US8366378B2 (en) | Blade assembly | |
| US9108385B2 (en) | Honeycomb core structure for use in a structural panel for a jet engine nacelle | |
| US10940955B2 (en) | Acoustic panel with structural septum | |
| EP2525069B1 (en) | Crack and delamination stoppers for aircraft propulsion system components | |
| CN104520192A (zh) | 具有小弯曲半径的金属夹层结构 | |
| US9162747B2 (en) | Method for manufacturing a sound attenuation panel | |
| US9518509B2 (en) | Method for manufacturing a structure with cellular cores for a turbojet nacelle | |
| CN105283310A (zh) | 用于衰减来自气流的噪声的超塑成形/扩散结合结构 | |
| CA2654646A1 (en) | Aircraft-fuselage assembly concept | |
| US8851416B2 (en) | Aircraft nacelle including at least one radial partition between two conducts | |
| US10746130B2 (en) | Composite panel and aircraft turbojet engine nacelle comprising such a panel | |
| CA2438417A1 (en) | Lightweight structural component made of metallic ply materials | |
| RU2570181C2 (ru) | Узел авиационного двигателя | |
| US20160090916A1 (en) | Inner bypass duct | |
| CN216009013U (zh) | 风扇叶片及涡扇发动机 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |