CN101909990B - 用于飞行器的热绝缘和声绝缘的绝缘结构 - Google Patents

用于飞行器的热绝缘和声绝缘的绝缘结构 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的热绝缘和声绝缘的绝缘结构(2)，其具有至少一个厚层(8)，其中所述根据本发明的绝缘结构(2)的特征在于，所述绝缘结构(2)具有附加的吸收层(6)；所述厚层(8)至少局部地被穿孔，并且所述厚层(8)的孔面积比例调整为，使得所述厚层(8)对于低于所述绝缘结构(2)的双壁频率的频率而言基本上是透声的。因此，能够尽可能有效地减弱具有低于所述双壁频率的低频的声音。

Description

用于飞行器的热绝缘和声绝缘的绝缘结构
相关申请
本申请要求2008年8月8日递交的美国临时专利申请No.61/188328和2008年8月8日递交的德国专利申请No.10 2008 037 143.2的优选权，它们的内容通过参引并入本文中。
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器的热绝缘和声绝缘的绝缘结构。
背景技术
为了确保热舒适性并且为了限制机舱内的噪音水平，对现代飞行器进行热绝缘和声绝缘。在本文中基本上要减少的噪音通常产生于飞行器的外部，例如由于在机身上的紊流流动边界层和发动机的排气射流。除了乘客对舒适性要求的提高，较高的巡航速度，以及直接与整块金属材料相比，由纤维复合材料制成的飞行器机身的在声学上的不利的性质，对于声绝缘而言也是不断增加的挑战。尤其是对在隔音和声吸收方面的绝缘的声学效果的要求由于该原因持续增加，并且不能够通过传统的绝缘结构来解决。
通常，飞机机身的热绝缘——所谓的主要绝缘层——由垫状的绝缘组件构成，所述绝缘组件由具有在薄的包裹膜内相对低的密度(例如小于10kg/m3)的玻璃棉组成。在此，使用用于蒙皮板区域的衬垫和用于包裹隔框的衬垫，所述蒙皮板区域位于隔框之间且在用于机身的纵向加固部的桁条上方。
这个传统的热绝缘也附加地具有声绝缘的功能，并且因此有助于确保在温度和噪音方面的机舱舒适性。常用的玻璃棉组件的声学效果在主要包括话音清晰度的范围的高频范围内相对地高，然而在频率低于500Hz的情况下，只进行意义不大的隔音。如果对内部空间的噪音舒适性提出较高的要求，例如在公务飞机或私人飞机的情况下，那么此外也使用针毡材料，所述针毡材料也部分地远离机身地，例如在桁条头部的上方固定。
从文献WO2005/095206以及文献WO2006/114332中已知，能够使用由不同的材料构成的多层绝缘组件来提高飞机的机舱内的声学舒适性。此外，本领域技术人员已知，通过提高飞机外蒙皮的质量或者通过在绝缘结构中使用具有相对高的比重的附加层，能够实现结构的隔音程度的提高，尤其是低频范围内(例如小于500Hz)。在此，飞机机身的单位面积重量的提高例如能够通过直接在蒙皮板上施用所谓的阻尼覆盖层或厚层来实现。
此外，双壁结构的相对于单壁的有利的声学特性也是已知的。在用于减少声音通过的措施所使用的重量总体上相同的情况下，在分布到两个壁部元件上时获得比在单壁上集中相同的重量时更高的隔声程度。尤其是在飞机制造业中，为声学的措施提供的重量是有限的，使得本领域技术人员优选双壁或多壁结构来提供尽可能好的噪音吸收。
在所述的文献WO2006/114332中披露了用于在公务飞机中使用的绝缘结构，在所述绝缘结构中，通过与飞机外蒙皮配合地使用由多孔吸收体和厚膜结合而成的组件，产生由外蒙皮和厚膜组成的双壁结构。但是，这具有各种缺点。在其高度基本上通过厚层的质量和厚层与飞机外蒙皮之间的距离来获得的所谓的双壁共振频率中，通过结构形成的双壁具有在隔音程度上的下降，并且只是在该双壁共振频率的上方显示出已知的有利的声学特性。此外，尤其是在飞机的侧壁区域内，借助机身、厚层和内衬板获得多壁结构，所述多壁结构具有带有隔音程度下降的附加的共振效果。这些双壁和多壁共振如下产生，在加固部件的区域中的壁部之间包围的空气起到弹簧的作用，并且因此形成具有振动能力的弹簧质量系统。
同样，使用的厚膜声学覆盖设置在飞机机身上的主要绝缘层。但是因此不再能够吸收厚膜和机舱衬里之间的声能，使得在机舱侧的有效的吸收层厚度减少。
此外，用于热绝缘的结构内部的封闭的厚膜起到防潮层的作用，使得通过使用厚膜能够形成由邻近的多孔绝缘材料吸收的冷凝水。由于绝缘材料的完全的覆盖，这种材料的干燥变得困难或者完全是不可能的，使得在飞机使用寿命期内，热绝缘和声绝缘的材料在重量上持续不断地增加。
发明内容
本发明的目的是，提供一种用于飞行器的热绝缘和声绝缘的绝缘结构，其具有低的重量，特别好的适合用于减弱低频噪音，但是不影响热绝缘并且不会导致冷凝。
该目的通过用于飞行器的热绝缘和声绝缘的绝缘结构的得以实现，所述绝缘结构具有与所述外蒙皮隔开设置的绝缘层和附加的吸收层，所述吸收层紧邻所述绝缘层的背离所述外蒙皮的侧；所述厚层定位在所述绝缘层和所述吸收层之间并且至少局部地被穿孔，并且在穿孔区域中的孔面积相对于所述厚层的总面积的比例调整为，使得所述厚层对于低于所述绝缘结构的双壁共振频率的频率而言基本上是透声的，所述绝缘结构包括所述外蒙皮、所述绝缘层、所述吸收层、所述厚层和在所述外蒙皮和所述绝缘层之间的空气体积。
由于厚层的穿孔，避免了在声密的厚层中的前述隔声程度下降。但是，根据本发明的绝缘结构就厚层的带来的重量而言在双壁共振频率上方具有双壁的有利的声学特性。因此由于穿孔，不再能够产生被封闭的气垫，并且抑制具有振动能力的质量弹簧系统的构成。此外，与设置的穿孔度或孔面积比例有关，用于位于根据本发明的绝缘结构的双壁频率上方的较高频率的厚层仍然被看作是声密的。由于在厚层内的穿孔，能够保持水蒸气输送，使得在地面停留时，飞行器的绝缘层能够变干。因此，根据本发明的穿孔避免了厚层起到防潮层的作用。
在特别有利的根据本发明的绝缘结构中，吸收层由多孔材料形成。该材料例如能够为玻璃棉。为此，达到特别有效的声吸收。
在特别有利的根据本发明的绝缘结构中，吸收层的密度在3.5kg/m3至25kg/m3之间。在飞行器结构中，通常注重尽可能低的构件重量，示出的密度范围满足在尽可能高的声吸收和尽可能低的重量之间的折衷方案。
此外，特别有利的是，吸收层的厚度在5mm至55mm范围内，因为与穿孔的厚层结合的这个相对薄的层厚度足够用于有效地吸收低频，并且同时将附加的重量和总厚度通过根据本发明的绝缘结构保持在可接受的界限内。
在根据本发明的绝缘结构中优选的是，厚层的单位面积重量在0.5kg/m2至4kg/m2之间，因为通过使用附加的质量，能够提高隔声程度，并且因此提高根据本发明的结构的效率。在单位面积重量的所述范围内，例如能够通过为此有利地设置的双壁频率达到低频的足够的隔音。
此外，根据本发明的绝缘结构的有利的改进方案设置成用于容纳紧固装置的第一构件，所述第一构件对应于紧固装置的固定地设置在飞行器结构上的第二构件，以用于形成连接。这是有意义的，因为紧固装置的多个第一构件能够在绝缘结构制造时已经集成，并且多个第二构件能够在飞机结构装配时已经定位在规定的位置上。因此，在飞行器总装配时，能够取消在固定根据本发明的绝缘结构时的一个或多个工作步骤。由于紧固装置的第一和第二构件的对应的位置，只需将设置在根据本发明的绝缘结构上的第一构件插入第二构件内。这优选通过容易形成的卡锁连接或闭锁连接来实现。
根据本发明的绝缘结构的有利的改进方案提出，紧固装置的第二构件或多个构件从机身内侧设置在飞机的外蒙皮上。因此，允许根据本发明的绝缘结构容易地直接固定在飞行器的外蒙皮上，从而绝缘结构不导致用于机舱的结构空间的过多的限制。
因此，反而是有利的是，紧固装置的第二构件在机身内侧设置在一个或多个结构加固部件旁或上，因为由于机身和厚层之间的较大的距离，双壁频率继续下降，并且因此根据本发明的绝缘结构在其效率上提高。加固部件是指用于加固飞机机身的全部的部件，例如用于横向加固的隔框和用于纵向加固的桁条。
在根据本发明的绝缘结构的有利的改进方案中，紧固装置的第二构件固定地粘合或层压在飞行器结构上。在由金属材料制成飞机机身中，适合于将紧固装置的第二构件粘合。因此取消用于铆接或螺旋连接的钻孔的制造、清洁、密封等。另一方面特别有利的是，当飞机机身由例如碳纤维增强复合材料(CFK)的纤维复合材料制成时，在机身的制造过程期间，已经层压入紧固装置的第二构件。因此，尽管取消了在第二构件的随后的布置中的某种程度的柔性，但是能够实现飞机机身的高程度的预加工。此外，第二构件的层压导致特别牢固的连接。
此外优选的是，第一构件和第二构件设置成，达到形状接合或力配合的连接。在此，这样的连接能够设计成，使得它们对于待紧固的构件的总的使用寿命而言是足够的。两种连接技术相对轻松地形成，并且集成到在第一和第二构件内，此外，连接的激活也经常不需要工具并且因此非常容易地实现。例如能够考虑卡锁连接或闭锁连接作为形状接合的连接。力配合的连接例如包括夹紧连接，但是在所述夹紧连接中，需要使用工具来松开。
此外有利的是，第一和/或第二构件设置成，也保持物体、设备、线路等。因此，用于根据本发明的绝缘结构的紧固装置不但满足根据本发明的绝缘结构的保持的目的，而且第一构件也能够保持其它物体。紧固装置的第一构件优选在机身内部区域中示出，使得能够直接邻近根据本发明的绝缘结构相对轻松地保持连接例如电线、氧气管道或水管道、电缆通道等。
此外，该目的通过一种用于制造具有至少一个厚层和吸收层的绝缘结构的方法得以实现，其中在根据本发明的方法中，进行下面的步骤：提供吸收层和厚层；将厚层穿孔，其中厚层的孔面积比例调整为，使得厚层对于低于绝缘结构的双壁频率的频率而言基本上是透声的；将紧固装置的至少一个第一构件插入元件——吸收层和厚层——中的至少一个中；将紧固装置的第一构件与紧固装置的牢固地设置在结构上的第二构件结合。最后，该目的通过根据本发明的绝缘结构的应用和具有至少一个根据本发明的绝缘结构的飞机得以实现。
附图说明
从实施例的下面的说明和附图中获得本发明的其它特征、优点和应用可能性，在此，所有描述的和/或图示的特征本身和任意的组合形成本发明的主题。此外在图中，相同的附图标记代表相同或相近似的物体。附图示出：
图1示出根据本发明的绝缘结构的示意图；
图2示出具有在隔框头部上的紧固装置的根据本发明的绝缘结构的示意图；
图3示出具有紧固装置的根据本发明的绝缘结构的另一个示意图；
图4a至4e示出紧固装置的第二紧固构件和四个不同的第一构件的示意图；
图5a至5c示出附加地设置在紧固装置上的不同的构件；以及
图6示出用于制造根据本发明的绝缘结构的根据本发明的方法的框图。
具体实施方式
在图1中示出根据本发明的绝缘结构2，其具有绝缘层4、吸收层6和在它们之间设置的厚层8。厚层8被穿孔并且因此具有一排孔10，所述孔的在厚层的总面积上的比例，即孔面积比例设计成，使得厚层8对于低于绝缘结构2的双壁频率的频率而言基本上是透声的。在此，透声意味着，厚层对于声波而言是可透过的。因此，在透声的情况下，由吸收层6和绝缘层4形成的声吸收体的总厚度由这两个层4和6的厚度组成。如果厚层8不被穿孔，那么声吸收体的总厚度减少至吸收层6的厚度。除了改善隔音外，通过取决于频率的透声的厚层8，根据本发明的绝缘结构2的吸收能力朝低频扩展。在这种情况下，应该注意，绝缘层4的对声吸收体的总厚度起作用的厚度为位于其中的多孔材料的厚度。
如在图1中所示，根据本发明的绝缘结构能够设置成位于用于纵向加固飞机机身的桁条12上。桁条12设置在飞机的外蒙皮14上，其中在厚层8和外蒙皮14之间的距离连同厚层8的质量为用于测定双壁频率的起决定性作用的参数。在厚层8和外蒙皮14之间的距离越大，双壁频率越低。
如在图2中所示，根据本发明的绝缘结构16也能够借助于紧固装置20定位在隔框18上。在所示情况下，紧固装置20借助于粘合层24粘合在隔框18的头部22上，使得为了将紧固装置20固定在飞机结构上，孔或类似结构不是必需的。
紧固装置20优选由两个构件组成，即第一构件26和第二构件28。第二构件28固定在隔框18的头部22上，而第一构件26在装配根据本发明的绝缘结构时固定在第二构件28上。为此，根据本发明的绝缘结构16设置成，使得容纳第一构件26，以致绝缘结构16例如具有适合的开口30，在所述开口中能够导入第一构件26的纵向区域32。
在所示图中，第一构件26具有用于厚层36的扩宽的容纳部34，使得在厚层36和飞机外蒙皮14之间的距离能够进一步增大。原则上有意义的是，在此，在图2中未示出的吸收层例如在机身侧，也就是说在厚层36的上方的投影平面内，固定在内衬元件上，在那里所述内衬也能够起到用于机舱的次要绝缘层的作用。
如果配备有根据本发明的绝缘结构的飞行器具有由例如CFK的纤维增强塑料组成的结构，那么能够实现如在图3中的根据本发明的绝缘结构38的固定。在这里，第二构件40通过粘合层42直接粘合在机身外蒙皮44上。为此可替代的是，紧固装置46的第二构件40也能够层压在结构或机身外蒙皮44内。这能够通过第二构件40在机身制造期间的相应的集成来实现。因此，尽管取消了在随后的改变方面的柔性，但是能够实现高的与加工度和第二构件40的在机身外蒙皮44上的尽可能安全的固定。与第二构件40对应，第一构件48集成到根据本发明的绝缘结构38内，并且具有如前面所述的所有实施形式。
在图4a至4e中，示出第一构件50至56的不同的实施形式，所述第一构件用于尽可能容易地插入第二构件58内，并且固定在那里。因此，例如图4B示出具有闭锁珠60的第一构件50，所述闭锁珠能够锁定在第二构件58中的凹部内。其余示出的示例52至56包括其它夹紧连接或闭锁连接。
在图5a至5c中示出其它物体如何能够保持在紧固装置的第一构件上的可能性。图5a例如示出线束62，所述线束保持在紧固装置66的第一构件64上。因此，容纳部68集成在第一构件上，在所述容纳部上例如可固定有一种框架或角撑70，所述框架或角撑相反保持电缆通道72等。
在图5b中示出用于保持氧气管道74的类似的示例，其中紧固装置78的第一构件76相应地设置成，允许氧气管道74特别安全地保持在容纳部80上。
最后，在图5c中示出，相对厚的流体管道，在这里例如为用于空气调节设备的气体管道82，也能够借助于设置在第一构件84上的夹紧机构86保持。根据这个待接受的附加负载，紧固装置88必须相应地设计成，使得能够不使第二构件90折断，特别是在第二构件90被层压时。
最后，在图6中示出用于根据本发明的绝缘结构的根据本发明的制造方法，所述方法以如下方法步骤开始：提供厚层(92)和提供吸收层(96)。可选择的是，也能够提供绝缘层(94)。为此，厚层随后、之前或同时被穿孔(98)，其中穿孔的孔面积比例根据本发明的主要的特征来设计。最后，紧固装置的一个或多个第一构件插入厚层中的至少一个内(100)，并且紧接着固定在相应地设置的第二构件内(102)。
补充地，应该指出，“包括”不排除其它的元件或步骤，并且“一个”不排除多个。此外，应指出，参考上述实施例中的一个所说明的特征或步骤也能够与其它上述实施例的其它特征或步骤结合地使用。附图标记不被看作是限制。
附图标记列表
2    绝缘结构
4    绝缘层
6    吸收层
8    厚层
10   孔
12   桁条
14   外蒙皮
16   绝缘结构
18   隔框
20   紧固装置
22   隔框的头部
24   粘合层
26   紧固装置的第一构件
28   紧固装置的第二构件
30   开口
32   第一构件的纵向区域
34   用于厚层的容纳部
36   厚层
38   绝缘结构
40   第二构件
42   粘合层
44   机身外蒙皮
46   紧固装置
48   紧固装置的第一构件
50   紧固装置的第一构件
52   紧固装置的第一构件
54   紧固装置的第一构件
56   紧固装置的第一构件
58   紧固装置的第二构件
60   闭锁珠
62   线束
64   紧固装置的第一构件
66   紧固装置
68   容纳部
70   角撑
72   电缆通道
74   氧气管道
76   紧固装置的第一构件
78   紧固装置
80   容纳部
82   气体管道
84   紧固装置的第一构件
86   夹紧机构
88   紧固装置
90   第二构件
92   提供厚层
94   提供绝缘层
96   提供吸收层
98   对厚层穿孔
100  插入第一构件
102  结合第一构件与第二构件

Claims (14)

1.一种用于飞行器的热绝缘和声绝缘的绝缘结构(2、16、38)，具有外蒙皮和至少一个厚层(8、36)，所述飞行器具有带有外蒙皮和机身内侧的机身，
其特征在于，所述绝缘结构具有与所述外蒙皮隔开设置的绝缘层(4)和附加的吸收层(6)，所述吸收层紧邻所述绝缘层(4)的背离所述外蒙皮的侧；所述厚层(8、36)定位在所述绝缘层(4)和所述吸收层(6)之间并且至少局部地被穿孔，并且在穿孔区域中的孔面积相对于所述厚层(8、36)的总面积的比例调整为，使得所述厚层(8、36)对于低于所述绝缘结构的双壁共振频率的频率而言基本上是透声的，所述绝缘结构包括所述外蒙皮、所述绝缘层、所述吸收层、所述厚层和在所述外蒙皮和所述绝缘层之间的空气体积。
2.如权利要求1所述的绝缘结构(2、16、38)，其特征在于，所述吸收层(6)由多孔材料组成。
3.如权利要求1或2所述的绝缘结构(2、16、38)，其特征在于，所述吸收层(6)的密度在3.5kg/m3至25kg/m3之间。
4.如权利要求1所述的绝缘结构(2、16、38)，其特征在于，所述吸收层(6)的厚度在5mm至55mm之间。
5.如权利要求1所述的绝缘结构(2、16、38)，其特征在于，所述厚层(8、36)的单位面积重量在0.5kg/m2至4kg/m2之间。
6.如权利要求1所述的绝缘结构(2、16、38)，其特征在于，所述绝缘结构(2、16、38)设置成用于容纳紧固装置的第一构件，所述第一构件对应于所述紧固装置的固定地设置在飞行器结构上的第二构件，以用于形成连接。
7.如权利要求6所述的绝缘结构(2、16、38)，其特征在于，所述紧固装置的所述第二构件在机身内侧设置在所述飞行器的外蒙皮上。
8.如权利要求6所述的绝缘结构(2、16、38)，其特征在于，所述紧固装置的所述第二构件在机身内侧设置在结构加固部件旁或结构加固部件上。
9.如权利要求6所述的绝缘结构(2、16、38)，其特征在于，所述紧固装置的所述第二构件固定地粘合或层压在飞行器结构上。
10.如权利要求6所述的绝缘结构(2、16、38)，其特征在于，所述第一构件和所述第二构件设置成，达到形状接合或力配合的连接。
11.如权利要求6所述的绝缘结构(2、16、38)，其特征在于，此外所述第一构件设置成保持物体。
12.一种用于制造如权利要求1所述的绝缘结构(2、16、38)的方法，其特征在于如下步骤：
-提供吸收层(96)；
-提供厚层(92)；
-提供绝缘层(94)；
-将所述厚层穿孔(98)，其中所述厚层的所述孔面积比例调整为，使得所述厚层对于低于所述绝缘结构的双壁频率的频率而言基本上是透声的；
-将紧固装置的至少一个第一构件插入如下元件中的至少一个中(100)：
-吸收层，以及
-厚层；
-将所述紧固装置的所述第一构件与所述紧固装置的牢固地设置在飞行器结构上的第二构件结合(102)。
13.如权利要求1至11中任一项所述的绝缘结构在飞机中的应用。
14.一种具有至少一个如权利要求1至11中任一项所述的绝缘结构的飞机。
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