CN101952168A - 一种特别适于飞行器发动机舱进气道的消音处理结构 - Google Patents

一种特别适于飞行器发动机舱进气道的消音处理结构 Download PDF

Info

Publication number
CN101952168A
CN101952168A CN2008801230323A CN200880123032A CN101952168A CN 101952168 A CN101952168 A CN 101952168A CN 2008801230323 A CN2008801230323 A CN 2008801230323A CN 200880123032 A CN200880123032 A CN 200880123032A CN 101952168 A CN101952168 A CN 101952168A
Authority
CN
China
Prior art keywords
band
noise reduction
reduction processing
processing structure
resistance
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
CN2008801230323A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101952168B (zh
Inventor
阿兰·波特
雅克·拉兰纳
法布里斯·冈蒂耶
雅克·巴里约-克勒泽
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
Creuzet Aeronautique
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Creuzet Aeronautique
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, Creuzet Aeronautique filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of CN101952168A publication Critical patent/CN101952168A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101952168B publication Critical patent/CN101952168B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • B64D15/04—Hot gas application
    • 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; ARRANGEMENTS 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; ARRANGEMENTS 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
    • B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • 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

Abstract

本发明涉及一种设置在气动气流流经的前缘部位的消音处理结构，尤其适用于飞行器发动机舱进气道部位。所述消音处理结构从外向内包括至少一个阻音子结构(30)，至少一个蜂窝子结构，以及至少一个反射层(34)，所述蜂窝底层结构带有隔间条带(32)，并且所述条带基本上沿着垂直于气动气流流动的方向设置，其中，每个条带(32)包括被称作支撑部的第一部分(36)和至少一个被称作分隔部的第二部分(38)，所述第一部分(36)使条带相互隔离，其截面沿着纵向为U型，其面对U型底部的开口面紧贴在阻音子结构(30)上，所述第二部分(38)将由所述支撑部(36)与所述阻音子结构(30)所确定的空间分割成隔间。

Description

一种特别适于飞行器发动机舱进气道的消音处理结构
技术领域
本发明涉及一种特别适于飞行器发动机舱进气道的消音处理结构。
背景技术
为了限制机场附近外围噪音污染的危害，国际标准对发声物质的限制越来越严格。
在已知的技术中，通过在管道的管壁中设置用于吸收部分声能的板、涂层或结构，尤其是通过利用亥姆霍兹共鸣器的原理，能够降低飞行器发出的噪音，尤其是降低整个推进器发出的噪音。众所周知，该消音处理结构从外向内包括一个多孔阻音层，至少一个蜂窝底层结构和一个隔音层或反射层。
所述层是指一层或多层由同种或非同种性质的材料制成的层。
多孔阻音层是一种具有耗散作用的多孔结构，它将通过该结构的声波声能部分地转换成热能。该阻音层包括一些可以使声波通过的叫做开口区的区域，以及其他一些不允许声波通过的叫做关闭区或实心区的区域，以确保所述层的机械阻尼。该阻音层的主要特点在于开口面积比基本上随发动机以及构成所述层的组分而变化。
蜂窝底层结构被第一假想表面限定时，蜂窝结构在该第一假想表面上能够直接或间接地与多孔阻音层接触；蜂窝结构被第二假想表面限定时，蜂窝结构在该第二假想表面上能够直接或间接地与反射层接触。该蜂窝结构层还包括多个通道，一方面通向所述第一表面附近，另一方面通向所述第二表面附近。这些通道一方面被多孔阻音层封闭，另一方面被反射层封闭，从而形成了一个隔间。
蜂窝形填料被用来形成所述蜂窝底层结构。所述蜂窝形填料可以采用各种不同类型的材料。
根据一种实施方式，蜂窝形填料可以从设置在垂直平面上并沿第一方向延伸的条带中获得，每个条带与邻近条带之间相互交错地连接着，且在每个连接区域都有间距。这样，当全部组装的条带沿着与第一方向垂直的方向展开时，就可以获得一个蜂窝板料，条带形成的通道侧壁具有六角形截面。这种结构能获得较强的机械强度以抗压和抗弯曲。
对于消音处理结构，复合体在平面上实现，即多孔阻音层和反射层与平面布局的蜂窝底层结构连接。
之后，复合体在待处理的表面上加工成型。对于大口径发动机舱的平面管壁或椭圆形管壁，这种成型工艺是可以实现的。然而，对于小口径管道或对于不能展开的复杂表面结构，例如发动机舱的进气道有两个曲率半径时，上述成型工艺则难以实现。
成型加工的困难程度首先取决于蜂窝板的性质本身，它要有极强的抗弯强度。因此，当蜂窝板按照第一曲率半径朝上弯曲，并被放置在第一平面时，它会引发一个朝下的曲率半径，并被放置在与第一平面几乎垂直的平面里，该蜂窝板的形状成了马鞍形或者双曲线抛物线形。
成型加工的困难同样还取决于蜂窝底层结构与各非弹性层之间的连接类型。这样当蜂窝填料在应力下进行平面制作时，成形加工会使蜂窝填料脆化。
在任何情况下，采用消音处理结构的复合体的成型加工需要昂贵和复杂的工具，还需要一定时间周期。
根据另一问题，即使人们能将复合体弯曲，现有的解决办法也不令人满意，因为成型加工会引起蜂窝底层结构上通道侧壁的随机变形，以致很难对确定所述通道侧壁的位置，因为反射层和阻音层遮蔽了这些侧壁。
鉴于复合体成形加工的难处，消声处理表面的面积被限制在发动机舱管道内部，所述处理表面不延伸至发动机舱进气道的唇口处。
根据另一个重要的限制条件，蜂窝底层结构应该在沿着纵向的两个间距点之间相对密封，以不在消音处理结构内部这两个点之间生成一个空气流，该气流可能在空气动力表面形成一个干扰气流。
发明内容
这样，本发明旨在消除原有技术的缺陷，其提供一种能够适于复杂表面的消音处理结构，例如适于飞行器发动机舱进气道，并且其在沿着上述发动机舱纵向的两个间距点之间是相对密闭的。
为此，本发明涉及一种消音处理结构，其适用于气动气流流经的前缘部位，尤其适用于飞行器发动机舱进气道部位。所述消音处理结构从外向内包括至少一个阻音子结构，至少一个蜂窝子结构，以及至少一个反射层，所述蜂窝子结构包括隔间条带，该条带沿着基本垂直于气动气流流动的方向设置，其中，每个条带都包括被称作支撑部的第一部分和至少一个被称作分隔部的第二部分，所述第一部分使条带相互隔离，其截面沿着纵向为U型，其面对U型底部的开口面紧贴在阻音子结构上，所述第二部分能够将由支撑部与阻音子结构所确定的空间分隔成隔间。
附图说明
说明书中描述了本发明的其他特征和优点，但这些说明仅为例证，在下面的附图中：
-图1是一个飞行器发动机舱的透视图；
-图2是发动机舱前端沿纵向平面的剖面图；
-图3A是本发明第一个变例的发动机舱前端的剖面图；
-图3B是本发明另一个变例的发动机舱前端的剖面图；
-图4是本发明第一个变例的消音处理结构的局部透视图；
-图5是本发明另一个变例的消音处理结构的局部透视图；
-图6是本发明另一个变例的消音处理结构一个部分的透视图；
-图7是图6所示消音处理结构的透视图，其示出了阻音底层结构；
-图8是本发明消音处理结构另一种构型的局部透视图；
-图9是各种不同防冰处理构型的剖面图；
-图10是蜂窝底层结构第一部分的透视图；
-图11是蜂窝底层结构第二部分的透视图；
-图12是蜂窝底层结构条带的透视图，该条带通过组合图10和图11上可见部分后获得；
-图13是蜂窝底层结构条带的另一个变例的透视图；
-图14是蜂窝底层结构条带的另一个变例的透视图；
-图15是可实现的多列蜂窝底层结构隔间的透视图；
-图16是另一实施例的蜂窝底层结构的局部透视图。
具体实施方式
在此，本发明被描述为应用在飞行器推进装置的进气道上。然而，本发明还可以应用到飞行器的各种不同的前缘，或者应用在飞行器上各个不同的已做过消音处理的表面上。
图1表示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，该推进装置也可以连接到飞行器的其他区域。
所述推进装置包括发动机舱14，动力系统基本上以同心的方式装配在其中，以驱动安装在主轴16上的进气装置。发动机舱的纵轴被标记为18。
发动机舱14包括一个内管壁20，其限定了前端是进气道22的管道，流进来的第一部分气流被称作首股气流，它穿过动力系统以参与燃烧工序；流进来的第二部分气流被称作二股气流，其受进气装置的引导进入到由发动机舱内管壁20和动力系统外管壁所限定的环形管道中。
进气道22的前部24大体上形成一环状体，该环状体沿着与纵轴18基本垂直的平面延伸；或者不垂直于纵轴，但该前部处于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。
根据发动机舱的尺寸，进气道在垂直于纵向的平面上，尤其是在发动机舱进气道22的前缘和管道20之间，具有与管道20半径基本相对应的第一柔和曲率半径，以及在纵向平面上的第二柔和曲率半径。
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蒙皮面。
为了限制噪声污染的危害，已经在内管壁20的空气动力面上采用了消音处理结构26来吸收部分声能，特别地，可以利用亥姆霍兹共鸣器的原理来进行消音。众所周知，这个消音处理结构同样被称作消音板，其从内向外包括一个反射层，一个蜂窝底层结构和一个阻音底层结构。
作为变例，消音处理结构可以有多个蜂窝底层结构，它们被称作隔膜的阻音底层结构分隔开。
一个消音处理结构28设置在进气道22中。
根据本发明，消音处理结构28从外向内包括一个阻音底层结构30，一些带隔间的蜂窝条带32，以及至少一个反射层34，所述条带在一个基本垂直于具有较小曲率半径的平面(在进气道22的情况下为纵向平面)的方向上依次紧密设置。
对于发动机舱进气道，所述条带32之间相互独立，从而使空气不能在两个沿着纵向设置在两个不同条带之间的间距点间流动。为此，所述消音处理结构在第一点由于低压向内吸入空气并在第二点上释放空气，所以这种布局能够限制空气流的干扰风险。
为了简化制造工艺，条带32在纵向平面上具有方向或长方形的截面。条带32的分离要与阻音底层结构30的弯曲型面相适配，距离阻音底层结构越远，两个条带之间的间距变得越小。
这样，根据本发明所述的消音处理结构能够与具有较小曲率半径的表面相适用，例如发动机舱的进气道。
为了在同一条带的隔间内获得气压平衡，条带32按照大致垂直于纵向平面的方向设置，以此限制空气从一个隔间向另一个隔间流动。
根据另一个优点，所述条带32具有相互铰接活动的特性，这种构型可以逐步缓冲撞击，尤其是飞鸟的撞击。
总之，这种构型能够把消音处理和防冰处理结合在一起，在条带之间的间距中可放置一些通道在条带32之间的阻音层，以此把用于防冰处理的热空气引导至进气道的外表面上。
如图3A和3B所示，发动机舱进气道为非对称形，其下部被处理区域的长度(按照纵向)大于上部被处理区域的长度。这样根据图3A，条带32在整个周边上的截面是均匀的，但是条带之间不平行，且相互之间的间距在周边上有变化，两个下部的连续条带之间的间距比上部的条带间距要大。作为变例，条带32在周边可以有一个可变截面，但是条带在周边的间距固定。这样，下部条带的截面会大于上部条带的截面。
如图3B所示，条带可以是平行的，其截面和间距都是固定的。在这种情况下，至少有一个条带不沿着整个周边延伸，仅仅延伸在周边的下半部。
根据所有的变例，条带32可以有平行的或非平行的侧壁，如图8所示。
优选地，每个条带32有一个反射层，反射层相互之间是独立的，这种构型能够使条带32与弯曲型面有最佳的配合。
根据一种实施例，每个条带32都有一个称作支撑部的第一部分36以及至少一个被称作分隔部的第二部分，所述第一部分在纵向上具有U形截面，其面对于U型底部的开口面紧贴在阻音底层结构30上，所述第二部分可以将由支撑部36和阻音底层结构30所确定的空间分割成隔间。
U型形状能使舱室之间密闭，其限制了空气流沿着纵向在消音处理结构内蔓延。
根据所有的变例，U型件的侧壁的距离在整个周边可以是恒定的，或者如图8所示是变化的。
根据所有的变例，支撑部36可由金属或合成材料制成。
根据本发明，支撑部36构成了一个承担反射层34功能的反射面。
根据情况，各种不同条带32的支撑部36如图5，6，7，15所示，相互之间是独立的，或如图4和16所示，连接到阻音底层结构部位。
在这种情况下，消音处理结构包括一个如图16所示的堞型支撑部，之后条带32相互连接在阻音底层结构部位，但是由于在与阻音底层结构接触时单个支撑部有可能在支撑部边缘处发生变形，所以所述条带能够相互铰接。
在任何情况下，支撑部36的两个U型支臂在它们远离基部的端部处具有凸肩39，其形成了一个能够紧贴在阻音底层上的支撑面，从而使得U型支撑部内的区域更加密闭。这种布局可以对由空气在两个不同条带32的两个点之间的消音处理结构内流通所带来的风险加以限制。
根据所有的变例，两个连续支撑部间的凸肩39是分开的，或按图16所示是连接的。
根据所有的变例，凸肩39的可以朝向U型支撑部的外部方向，或朝U型支撑部的内部方向。
根据图13所示的一种变例，间隔38可以有数个相互独立的壁面，例如相互间依次排列的圆柱形壁面，或延伸在纵向平面中的板式壁面，以此和支撑部侧壁配合来限定出消音隔间。
根据图8，图10，图11，图12，图14和图15所示的最佳实施方式，间隔38至少有一块如图8所示的波浪板40，如图10所示的堞型板，或如图14所示的锯齿形板，上述板料垂直设置在支撑部36U型件的底部，并且交错连接至U型件的两个支臂上，如图8，12，和14所示。
这种布局能够以简便方式获得隔间的隔离壁板，由于它们的外形，它们处在垂直于底部的位置上而无需采用例如某些焊接点这样的固定装置。
这样，根据图10，图12和图15所示的变例，隔板40的第一壁面40.1垂直于U型支撑部的侧壁36.1，隔板的第二壁面40.2平行于侧壁36.1，当间隔38置于支撑部36内时，第二壁面交错地挤靠在U型支撑部的这个或那个侧壁36.1上。这样，两个壁面40.1之间的间距相当于一个隔间。
为了将间隔38固定在支撑部36内，可以预置一些焊接点。
根据这种构型，每个条带32的隔间对外部均密封良好。即使同一条带的各个隔间之间密封不好，从消音的角度来看不一定有损失，在需要的情况下，可以排出积聚在隔间内的水。
根据防冰处理系统(防冰或除冰)，条带32可以一个靠近一个地连接到阻音底层结构30上，更优选地，或在它们之间留出间距，以便于安置通道来引入用于气压防冰系统的热空气。
根据本发明，阻音底层结构30包括实心区和一些带小孔或微型孔使声波通过的区域。
最佳地，未穿孔的实心区以条带的形式出现，第一系列条带42沿着第一方向，第二系列条带44沿着垂直于第一方向的第二方向，如图7所示。
根据一种实施例，阻音底层结构30可有多层，其包括至少一个带微型孔的阻尼层，比如一个金属丝网，和至少一个结构层，在该结构层上具有被条带42和44所确定的开口46，在该开口46处能看到阻尼层的微型孔，如图7所示。
条带32连接在阻音底层结构30上，以使面朝支撑部36底部的开口面与结构层的开口46重合。结构层上的某些条带42更宽，并被设置在条带32之间预留的间距区的直角交汇处。
最佳地，阻音底层结构根据表面的形状可以被预成型或不被预成型，该表面在条带32连接之前就要预置好消音处理结构。
根据本发明，由于蜂窝底层结构以有一定柔韧性的条带32的形状为外形，所以消音处理结构可以按照一个较小的曲率半径弯曲。
根据本发明，消音处理结构同样可以使消音处理和防冰处理功能共存。
这样，通道48可以预置在阻音底层结构30处。这些通道48可以与条带32在同一方向延伸，如图5，6，和7所示，或者在垂直于所述条带32的方向上延伸，如图4所示。
根据图9描述的变例，通道48可以被设置在条带32之间预留的间距区的直角交汇处，或设置在条带的侧壁36处。
根据图6和图7所示的一种实施例，阻音底层结构30至少包括两层，第一平面层50或一个带有与表面相适配的型面的平面层，在该表面上预置有消音处理结构；以及插接在第一层50与条带32之间的第二层52，当50和52两层铺设紧贴在一起时，原有的沟槽54形成了通道48。
如图9所示，可以利用条带之间循环的热空气通过或不通过阻音结构30的方式来实施防冰处理工序。
尽管本发明详述的是进气道，但本发明的消音处理结构不限于这种应用。所以，这种结构可以应用到飞行器的其他表面上，例如机翼的前缘。
根据本发明，消音处理结构特别适用于至少带有一个较小曲率半径的表面。

Claims (7)

1.一种消音处理结构，其适用于空气动力气流流经的前缘部位，尤其适用于飞行器发动机舱进气道部位，所述消音处理结构从外向内包括至少一个阻音子结构(30)，至少一个蜂窝子结构，以及至少一个反射层(34)，所述蜂窝子结构带有隔间条带(32)，并且所述条带基本上沿着垂直于气动气流流动的方向设置，其特征在于，每个条带(32)包括被称作支撑部的第一部分(36)和至少一个被称作分隔部的第二部分(38)，所述第一部分(36)使条带相互隔离，其截面沿着纵向为U型，其面对U型底部的开口面紧贴在阻音子结构(30)上，所述第二部分(38)将由所述支撑部(36)与所述阻音子结构(30)所确定的空间分割成隔间。
2.根据权利要求1所述的消音处理结构，其特征在于，所述支撑部(36)的两个U型支臂在它们远离基部的端部处具有凸肩(39)，所述凸肩(39)提供了一个能够紧贴在阻音子结构上(30)的支撑面。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的消音处理结构，其特征在于，所述条带的支撑部(36)连接在所述阻音子结构(30)处。
4.根据权利要求1至3中任意一项权利要求所述的消音处理结构，其特征在于，所述间隔(38)包括隔板(40)，所述隔板的外形使其能够交错地与U型支撑部(36)的侧壁相连，所述侧壁垂直设置在所述支撑部(36)的底部。
5.根据权利要求1至4中任意一项权利要求所述的消音处理结构，其特征在于，所述阻音子结构(30)包括多个层，至少一层是带有微型孔的阻尼层，以及至少一层是带实心区的结构层，用以聚集应力，并限定出打开阻尼层上微型孔的开口(46)，并且，所述条带(32)连接至所述阻音子结构(30)，以使所述条带(32)之间的间距与实心区重合。
6.根据权利要求1至5中任意一项权利要求所述的消音处理结构，其特征在于，所述阻音子结构(30)包括一些用于防冰系统的热气通道(48)。
7.一种带有进气道的飞行器发动机舱，其特征在于，至少在其表面的一个部分上有根据权利要求1至6中任意一项权利要求所述的消音处理结构。
CN2008801230323A 2007-12-21 2008-12-16 一种特别适于飞行器发动机舱进气道的消音处理结构 Active CN101952168B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0760194 2007-12-21
FR0760194A FR2925463B1 (fr) 2007-12-21 2007-12-21 Structure pour le traitement acoustique plus particulierement adaptee a une entree d'air d'une nacelle d'aeronef
PCT/FR2008/052312 WO2009081020A1 (fr) 2007-12-21 2008-12-16 Structure pour le traitement acoustique plus particulierement adaptee a une entree d'air d'une nacelle d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101952168A true CN101952168A (zh) 2011-01-19
CN101952168B CN101952168B (zh) 2013-12-11

Family

ID=39564791

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2008801230323A Active CN101952168B (zh) 2007-12-21 2008-12-16 一种特别适于飞行器发动机舱进气道的消音处理结构

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8413922B2 (zh)
EP (1) EP2244939B1 (zh)
JP (1) JP2011506852A (zh)
CN (1) CN101952168B (zh)
BR (1) BRPI0819482A2 (zh)
CA (1) CA2709331C (zh)
FR (1) FR2925463B1 (zh)
RU (1) RU2482020C2 (zh)
WO (1) WO2009081020A1 (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102837818A (zh) * 2011-06-20 2012-12-26 空中客车运营简化股份公司 制备集成有使用热空气处理霜的功能的声处理面板的方法
CN103029842A (zh) * 2011-10-03 2013-04-10 空中客车运营简化股份公司 集成有热空气管道和至少一个环形管道的声学处理板
CN103029843A (zh) * 2011-10-03 2013-04-10 空中客车运营简化股份公司 包括将声学处理和霜处理结合在一起的板的热空气供应装置的飞行器发动机舱
CN107010236A (zh) * 2015-10-05 2017-08-04 空中客车运营简化股份公司 用于对飞机发动机舱进行声学处理和除冰的分隔结构以及包括所述结构的飞机发动机舱
CN109533355A (zh) * 2017-09-22 2019-03-29 波音公司 先进入口设计

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8025122B2 (en) * 2008-11-06 2011-09-27 The Boeing Company Acoustically treated exhaust centerbody for jet engines and associated methods
FR2950325B1 (fr) * 2009-09-23 2011-09-09 Airbus Operations Sas Panneau pour le traitement acoustique plus particulierement adapte a une entree d'air d'une nacelle d'aeronef
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
DE102011008920A1 (de) * 2011-01-19 2012-07-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schallabsorber, insbesondere für einen Gasturbinenabgaskonus und Verfahren zu dessen Herstellung
FR2981049B1 (fr) * 2011-10-07 2014-04-11 Aircelle Sa Procede de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique
US9488067B2 (en) * 2014-01-14 2016-11-08 The Boeing Company Aircraft anti-icing systems having deflector vanes
US9592918B2 (en) 2014-06-23 2017-03-14 Rohr, Inc. Acoustic liner
US9771868B2 (en) * 2015-07-21 2017-09-26 The Boeing Company Sound attenuation apparatus and method
US9587563B2 (en) 2015-07-21 2017-03-07 The Boeing Company Sound attenuation apparatus and method
US9764818B2 (en) 2016-02-10 2017-09-19 Rohr, Inc. Structural, cellular core with corrugated support walls
US9761216B2 (en) 2016-02-10 2017-09-12 Rohr, Inc. Acoustic panel with angled corrugated core structures
US9978354B2 (en) * 2016-04-15 2018-05-22 Rohr, Inc. Acoustic panel with vertical stiffeners
US9704467B1 (en) 2016-04-15 2017-07-11 Rohr, Inc. Acoustic panel with corrugated baffles and septums
FR3060829B1 (fr) * 2016-12-20 2019-05-31 Airbus Operations Structure constituant un isolant acoustique
US10414481B2 (en) 2017-02-14 2019-09-17 Rohr, Inc. Method for forming a structural panel
US10525636B2 (en) 2017-06-19 2020-01-07 Rohr, Inc. Process for forming a fiber-reinforced composite structure
US10695986B2 (en) 2017-08-22 2020-06-30 Rohr, Inc. Method for forming a structural panel
FR3070674B1 (fr) 2017-09-06 2019-09-13 Safran Nacelles Integration a la levre acoustique degivree
FR3074776B1 (fr) * 2017-12-13 2020-02-28 Safran Nacelles Levre d’entree d’air de nacelle pour turboreacteur
FR3077800B1 (fr) * 2018-02-12 2020-09-25 Safran Nacelles Dispositif de degivrage et de traitement acoustique pour une levre d’entree d’air d’une nacelle de turboreacteur
US10906659B2 (en) 2018-04-03 2021-02-02 Rohr, Inc. Structured panel with structural reinforcement(s)
FR3083265A1 (fr) * 2018-06-29 2020-01-03 Airbus Operations Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef comportant un element amortisseur de chocs
US11414203B2 (en) 2018-09-28 2022-08-16 Rohr, Inc. Active laminar flow control plenum panel arrangement
US11396366B2 (en) 2018-09-28 2022-07-26 Rohr, Inc. Active laminar flow control structural plenums fastened
US11524770B2 (en) 2018-09-28 2022-12-13 Rohr, Inc. Active laminar flow control plenum panel arrangements and installation methods
US11398214B2 (en) 2018-12-14 2022-07-26 Rohr, Inc. Forming a structured panel with one or more structural reinforcements
US11242822B2 (en) 2018-12-14 2022-02-08 Rohr, Inc. Structured panel with multi-panel structure(s)
US11572850B2 (en) 2019-06-04 2023-02-07 Rohr, Inc. Acoustic panel with one or more structural stiffeners
FR3100842A1 (fr) * 2019-09-12 2021-03-19 Airbus Operations Entrée d'air, nacelle, ensemble propulsif et aéronef à lèvre rainurée

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3033734A (en) * 1959-08-27 1962-05-08 Gen Electric Honeycomb structures
DE2314396B1 (de) * 1973-03-22 1974-06-20 Vasiljevic Costa Silard Dipl I Vorrichtung zur Schalldaempfung unter Verwendung von Resonatoren
US3913702A (en) * 1973-06-04 1975-10-21 Lockheed Aircraft Corp Cellular sound absorptive structure
US3933327A (en) * 1974-08-30 1976-01-20 Rohr Industries, Inc. Aircraft anti-icing plenum
GB2038410B (en) * 1978-12-27 1982-11-17 Rolls Royce Acoustic lining utilising resonance
DE3504208A1 (de) * 1985-02-07 1986-08-07 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V., 8000 München Schalldaempfer-box
FR2613773B1 (fr) * 1987-04-08 1990-11-30 Snecma Panneau acoustique pour garniture insonorisante et turboreacteur comportant une telle garniture
US5228643A (en) * 1992-06-25 1993-07-20 Mcdonnell Douglas Corporation Energy-exchange system incorporating small-diameter tubes
US5841079A (en) * 1997-11-03 1998-11-24 Northrop Grumman Corporation Combined acoustic and anti-ice engine inlet liner
US6371411B1 (en) * 1999-11-23 2002-04-16 The Boeing Company Method and apparatus for aircraft inlet ice protection
FR2820715B1 (fr) * 2001-02-15 2003-05-30 Eads Airbus Sa Procede de degivrage d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre
FR2820716B1 (fr) * 2001-02-15 2003-05-30 Eads Airbus Sa Procede de degivrage par circulation forcee d'un fluide, d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre
FR2844304B1 (fr) * 2002-09-10 2004-12-10 Airbus France Couche acoustiquement resistive pour panneau d'attenuation acoustique, panneau utilisant une telle couche
US7047725B2 (en) * 2003-05-28 2006-05-23 Rohr, Inc. Assembly and method for aircraft engine noise reduction
US7328771B2 (en) * 2004-07-27 2008-02-12 United Technologies Corporation Zero acoustic splice fan case liner
RU44101U1 (ru) * 2004-10-11 2005-02-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение Наука" (ОАО НПО "Наука") Глушитель шума
US7311175B2 (en) * 2005-08-10 2007-12-25 United Technologies Corporation Acoustic liner with bypass cooling
FR2917067B1 (fr) * 2007-06-08 2009-08-21 Airbus France Sas Revetement pour le traitement acoustique integrant la fonction de traitement du givre avec de l'air chaud

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102837818A (zh) * 2011-06-20 2012-12-26 空中客车运营简化股份公司 制备集成有使用热空气处理霜的功能的声处理面板的方法
CN102837818B (zh) * 2011-06-20 2016-08-24 空中客车运营简化股份公司 制备集成有使用热空气处理霜的功能的声处理面板的方法
CN103029842A (zh) * 2011-10-03 2013-04-10 空中客车运营简化股份公司 集成有热空气管道和至少一个环形管道的声学处理板
CN103029843A (zh) * 2011-10-03 2013-04-10 空中客车运营简化股份公司 包括将声学处理和霜处理结合在一起的板的热空气供应装置的飞行器发动机舱
CN103029843B (zh) * 2011-10-03 2016-08-17 空中客车运营简化股份公司 包括将声学处理和霜处理结合在一起的板的热空气供应装置的飞行器发动机舱
CN103029842B (zh) * 2011-10-03 2017-04-12 空中客车运营简化股份公司 集成有热空气管道和至少一个环形管道的声学处理板
CN107010236A (zh) * 2015-10-05 2017-08-04 空中客车运营简化股份公司 用于对飞机发动机舱进行声学处理和除冰的分隔结构以及包括所述结构的飞机发动机舱
CN107010236B (zh) * 2015-10-05 2021-06-04 空中客车运营简化股份公司 飞机发动机舱的声学结构及包括该结构的发动机舱和飞机
CN109533355A (zh) * 2017-09-22 2019-03-29 波音公司 先进入口设计

Also Published As

Publication number Publication date
CA2709331C (fr) 2016-06-07
EP2244939A1 (fr) 2010-11-03
RU2010130454A (ru) 2012-01-27
WO2009081020A1 (fr) 2009-07-02
US8413922B2 (en) 2013-04-09
CA2709331A1 (fr) 2009-07-02
FR2925463B1 (fr) 2010-04-23
EP2244939B1 (fr) 2013-03-20
US20100276548A1 (en) 2010-11-04
CN101952168B (zh) 2013-12-11
BRPI0819482A2 (pt) 2015-05-05
RU2482020C2 (ru) 2013-05-20
JP2011506852A (ja) 2011-03-03
FR2925463A1 (fr) 2009-06-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101952168B (zh) 一种特别适于飞行器发动机舱进气道的消音处理结构
CN101631941B (zh) 一种具有热气防冰处理功能的消音衬垫
US10961913B2 (en) Acoustic liners for use in a turbine engine
EP0865570B1 (en) Noise suppression system for a jet engine
US8733501B2 (en) Method for producing an acoustic treatment panel
US11027817B2 (en) Acoustic treatment panel comprising a porous acoustically resistive structure comprising connecting canals
RU2471680C2 (ru) Покрытие для акустической обработки, включающее функцию обработки наледи горячим воздухом
US9390704B2 (en) Method of manufacturing a sound absorbing panel
JP7278048B2 (ja) 複合材吸音パネルアセンブリ
US8991054B2 (en) Process for the production of a panel for the acoustic treatment incorporating the frost treatment function with hot air
CN102307783A (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
US9719422B2 (en) Process for the production of an acoustic treatment panel that integrates channels juxtaposed with an alveolar structure
CN103561948A (zh) 制造声衰减板的方法
JP2020129108A (ja) 減音パネル、及び、その構築及び設置を行うための方法
US10940935B2 (en) Acoustic treatment panel comprising cells which each contain a plurality of conduits
CN101636575A (zh) 一种消音衬垫的实施方法及用此方法获得的衬垫
RU2455510C2 (ru) Способ выполнения покрытия для акустической обработки, включающее ячеистую структуру сложной формы, и покрытие для акустической обработки, полученное таким образом
RU2247878C2 (ru) Способ изготовления звукопоглощающей конструкции газового тракта
CN110963056A (zh) 包括两个并置的声学面板并且其中面板包括延伸直到端壁的阻力面的组件
US20220379579A1 (en) Method for manufacturing a cellular structure obtained from bent strips of material, and cellular structure thus obtained

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