CN102837827A - 制备在蜂窝结构中集成有多个平行凹槽的声处理面板的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明的目的是提供一种制备用于声处理的面板的方法，其包括声阻层(24)、至少一个蜂窝结构(26)和反射层(28)，以及至少局部由隔板(32)限定的至少一个凹槽，所述隔板与蜂窝结构(26)的一个腔的至少一个隔板相交，其特征在于，其包括升高隔板(32)以及蜂窝结构(26)的腔的各端的温度，并且在压力下将空气注入凹槽(30)中，以扩张凹槽的隔板(32)，从而紧贴抵靠蜂窝结构(26)的腔的各端，从而在蜂窝结构(26)的腔的各端以及凹槽(30)的隔板(32)之间形成扩散粘结。

Description

制备在蜂窝结构中集成有多个平行凹槽的声处理面板的方法
技术领域
本发明涉及一种制备在蜂窝结构中集成有多个平行凹槽的声处理面板的方法。所述凹槽尤其专用于进行霜处理的热空气，所述面板适于设置在飞机发动机舱的空气入口处。
背景技术
在专利文献FR2917067中尤其记载了一种这样的面板。其从外向内包括声阻层、至少一个蜂窝结构和反射层，以及由内插于声阻层和蜂窝结构之间的隔板所限定的凹槽。
这种解决方法允许减少了在凹槽内部和蜂窝结构的腔之间相通的风险，因而也减少了干扰声处理的风险。
根据另一优点，与热空气占据了蜂窝结构中数个腔的在先解决方案相比，热空气占据的体积相对较少，这一方面允许将热空气更好地聚集在需除霜的隔板上，以增强除霜的效率，而另一方面，更高的气压减少了结构内部压力低于结构外部压力的风险，因而减少空气从除霜系统的外部穿透至内部的风险。
根据另一优点，热空气与需除霜的表层持续接触，由此改善热交换，并且降低除霜系统出口处所排放的热空气的温度，从而将其喷射出而不烧穿隔板，尤其当后者由对高温敏感的材料制成时，例如复合材料。
在专利文献FR2917067中所述的第一实施例中，声阻层采取第一板的形式。为了形成凹槽，以获得槽纹的方式设置第二板，从而将其紧贴并固定在第一板的内表面上。随后，在两块板彼此接触的区域形成多个穿孔。同时，蜂窝结构的第一面与反射层连接。切割蜂窝结构的另一面，从而使该表面的形状与凹槽互补。随后，蜂窝结构第二层连接，限定凹槽。
因为限定所有凹槽的隔板彼此间连接，并且由同一块板制成，所以这一方法简化了组装。
尽管如此，两块板在穿孔处的重叠导致一些穿孔的长度相对重要，这将影响声处理的功能并且使其性能降低。
在专利文献FR2917067所述的另一方法中，每个凹槽呈现带状材料的形式。根据该变化方案，限定凹槽的带状材料紧贴并各自地固定在第一板的内表面上。
为了确保声波的通道，声阻层可以包括金属织物，诸如金属网(Wiremesh)，以及至少一个结构层，例如具有长方形孔或者微穿孔的金属板或者合成板。
同时，蜂窝结构的第一面与反射层连接。切割蜂窝结构的另一面，从而该表面形成与凹槽的表面互补的形状。随后，蜂窝结构与限制凹槽的第二层连接。
由于在预备用于声处理的区域中，用于形成凹槽的带状结构与声阻层脱离，因此该操作模式不影响声处理的性能。尽管如此，但是在声阻层上设置限定凹槽的带状材料相对耗时，尤其是因为条带边沿和声阻层之间的连接应当密封以便于避免干扰声和/或霜处理。
根据专利文献FR2917067中所述的两种方法，由于相对难以将管道的端部与非平面、且形状复杂的表面焊接在一起，因而难以在引导至正确的凹槽的蜂窝结构的管道之间形成令人满意的密封。
同样地，本申请旨在，通过提供一种制备在蜂窝结构中集成有多个平行凹槽的声处理面板的方法，其允许获得一种声处理水平和霜处理水平性能都好的面板，而克服现有技术的不利之处。
发明内容
为此目的，本发明旨在提供一种制备用于声处理的面板的方法，其包括声阻层、至少一个蜂窝结构和反射层，以及至少局部由隔板限定的至少一个凹槽，所述隔板与蜂窝结构的一个腔的至少一个隔板相交，其特征在于，其包括升高隔板以及蜂窝结构的腔的各端的温度，并且在压力下将空气注入凹槽中，以扩张凹槽的隔板，从而紧贴抵靠蜂窝结构的腔的各端，从而在蜂窝结构的腔的各端以及凹槽的隔板之间形成扩散焊接。
附图说明
参考随附附图，根据下列本发明的说明书，其它特征及优点将变得明显，所述说明书仅是作为实例，其中：
图1是飞机发动机舱的空气入口的一部分的剖面图，其包括集成了霜处理功能的用于声处理的面板，
图2是集成了霜处理功能的用于声处理的面板的一部分的透视图，
图3A至3D是示出了制备根据本发明的集成了霜处理功能的用于声处理的面板的方法的各个步骤的剖面图，
图4A是示出根据本发明的组装面板的步骤的第一工序的剖面图，
图4B是示出图4A的细节的剖面图，
图5A是示出根据本发明的组装面板的步骤的第二工序的剖面图，
图5B是示出图5A的细节的剖面图，
图6和7是示出本发明其他实施例的剖面图。
具体实施方式
现在将描述本发明应用于飞机推进组件的空气入口处。然而，其可以应用于其中组合了声处理和霜处理的飞机机翼各个不同的边缘上，例如机翼前缘。
如图1中所示，飞机发动机舱的空气入口10，包括位于前部的边缘12，其第一端由外壁14而向后延伸，而另一端由适于在气动方向上引导气流的管道16而延伸。前框架18将外壁14和管道16连接在一起，并且与边缘12一同限定环形管道20。
为了限制噪声污染的影响，尤其在空气动力学表面上，提供了用于吸收一部分声能的面板22，尤其利用了He1mholtz共振器的原理。正如已知的，用于声处理的该面板，也称为声涂层，从外向内包括声阻结构24、至少一个蜂窝结构26以及反射层28。
而对于层或结构，应当理解为具有相同或不同性质的一层或多层。
声阻结构24是具有散热作用的多孔结构，将穿过其的声波的声能转换成热量。
根据一个实施例，声阻结构24包括至少一个多孔层，其采取例如金属组织的形式，诸如金属网(Wiremesh)，以及至少一个结构层，例如具有长方形孔或者微穿孔的金属板或者合成板。
在所有情况下，声阻层24包括允许声波穿过的孔。
反射层28不可透过声波。
蜂窝结构26相应于一定体积，其一方面由其上可设置有反射层28的第一虚拟表面而限定，而另一方面由其上可设置有声阻层24的第二虚拟表面而限定。
第一虚拟表面和第二虚拟表面之间的距离可以不是恒定的。
蜂窝结构26包括多个管道，所述管道一端开口于第一表面而另一端开口于第二表面。这些管道一端由多孔声阻结构24封闭，另一端由反射层28封闭，以各自形成一个小腔。
优选地，相邻的两个管道由一个侧壁分隔开。
根据一个实施例，蜂窝结构26包括一个蜂窝。因而，管道是六边形的，并且相邻的管道由侧壁分隔开。
作为备选地，蜂窝结构的管道可以具有其他形状，例如横截面为方形。
由于本领域技术人员所熟知，不再对这些不同的层和结构进行描述。
为了限制霜的形成或者避免霜的积聚，空气入口10可以包括一些用于处理霜的装置，利用从发动机获得的热空气，用于加热空气热动力表面。应当知晓术语“霜”包括各种属性、各种结构以及各种厚度的霜和冰。
在包括使用热空气对霜进行处理的空气入口中，可以在边缘处设置根据本发明已知的面板22，尤其设置在前框架18前部的环形管道20中，或者将其设置在前框架18后部的管道16中。
根据本发明，用于声处理的面板22包括至少一个管道或凹槽30，其与蜂窝结构26的腔的隔板相交，凹槽30由与蜂窝结构26的隔板不同的隔板32而限定。
现在描述本发明应用于一种组合了声处理和霜处理功能的面板，其中在蜂窝结构26和声阻结构24之间插入有多个凹槽30，其用来传递用于霜处理的热空气。为此目的，凹槽30的端部之一与热空气入口相连。
然而，本发明并不局限于此应用。同样地，凹槽可以用于传递各种类型的流体或元素，并且设置以连接至声阻层24和/或反射层28，或者远离所述层24和28。
在不同的附图中，面板24示为沿着与凹槽30的方向横切的横截面。在一种设置方案中，凹槽30沿着发动机舱的纵向延伸。
根据一个实施例，通过对层34成形以使其表面之一具有槽纹36形式的中空结构，以限定凹槽30的一部分，而获得凹槽30，正如图3A中所示。槽纹可以是笔直或弯曲的，并且沿着其长度，其横截面可以是恒定或变化的。
优选地，层34是金属板38，例如钛合金。
为了获得槽形结构，优选采用超塑性成形技术而对板38成形。作为选择地，可以由任意其他成形技术对板38成形。
随后，将具有槽纹36的层34紧贴并连接至声阻层24的内表面上，以获得凹槽30，正如图3B中所示。
所采用的用于确保层34和声阻层24之间连接的技术，主要取决于两层34和24的材料。
在一个实施例中，可以利用焊接技术，尤其是超声焊接。尽管如此，可以采用用于确保两层24和34之间连接的其它技术，例如粘合。
无论采用什么技术，重要的是，通过一条连续的线将层34的槽纹36两侧的边沿40均连接至层24，以确保在凹槽30和板22的其余部分之间形成令人满意的密封。
随后，移除一部分材料，以减少层34在凹槽30之间的至少一部分厚度。根据图3C中所示的第一备选方案，在凹槽之间，移除层34的整个厚度，并且声波可穿透的材料厚度等于尺寸最适于声处理的声阻层的厚度。而且，限定凹槽的隔板32连接在一起并且终止于同一层34，这允许简化了对限定所述凹槽的元件的组装。
在图6所示的另一备选方案中，在凹槽之间，移除了层34的整个厚度以及层24的小厚度，优选为小于25％。在该情况下，声波可穿透的材料厚度略小于声阻层的厚度。
根据图7中所示的另一备选方案，在凹槽之间，仅移除了层34的一部分厚度，优选大于75％。在该情况下，声波可穿透的材料厚度略大于声阻层的厚度。
优选地，对于每个凹槽，在槽纹36的两侧保留基本上平行于层24的两个突出部42，从而对于每个凹槽，在层34的其余部分与声阻层24之间的连接是牢固且密封的。有利的是，突出部42的长度在2至10mm之间，以便于在获得牢固且密封的连接以及维持最大的声处理功能表面之间的良好折衷。
材料的移除可以由所有合适的方法进行，尤其是例如通过喷水。在图3C中，示意性地示出了在44处移除材料的一些方法。
根据备选方案，允许声波穿过声阻层的孔可以在与层34组装之前形成在所述声阻层24中，可以在组装之后但是在移除材料之前形成在层24和34中，或者在组装和移除材料之后形成在所述声阻层24中。
作为备选地，可以以与FR2917067相同的方式实现凹槽30。
同时，蜂窝结构26和反射层28组装在一起，并且在蜂窝结构26可以紧贴抵靠声阻层24的表面46上移除材料，正如图3D中所示。在该附图中，示意性地示出了在48处移除材料的一些方法，例如铣刀。由于本领域技术人员所熟知的，不再详细描述组装步骤和移除材料所采用的方法。
在该步骤之后，表面46包括数个切口50，每一个适于接收一个凹槽30。
正如图4A中所示，蜂窝结构26的表面46紧贴抵靠声阻层24的内表面。
在该对接步骤之前，准备各个部件用于经历扩散粘结步骤，例如借助于化学蚀刻。
在该对接步骤之后，根据本发明，借助于扩散粘结技术，将蜂窝结构与由声阻层24和凹槽30形成的组件组装。
为此目的，使得至少将连接至将组装的区域、即蜂窝结构26的腔的各端，限定凹槽30的隔板32，以及有利的声阻层，经历高于给定阈值的温度。相伴随地，在一定压力下将气体注入凹槽30中，以扩张凹槽的侧壁32，以便于将其抵靠蜂窝结构26的腔的各个端部，正如图5A和5B中所示。有利的是，同时施加压力，以将声阻层24紧贴抵靠蜂窝结构26的表面46。
温度和压力的上升的组合，导致了在密封在一起的蜂窝结构的各个腔的端部形成连续的焊缝。
当然，温度阈值和最小压力取决于所使用的材料，并且尤其取决于它们相对于超塑性的流变性特征。
例如，对于基于钛合金的元件，焊接区域的温度应当达到900℃。
根据另一优点，该方法允许补偿切口50以及限定凹槽30的隔板32的几何形状不足。事实上，隔板32可以不同地从一点延伸至另一点，直到与蜂窝结构的腔的端部相接触。
有利的是，如图4A和4B中所示，每个切口50具有抵靠主体的形状。每个切口50的横截面具有底部52以及插入通过凹槽30的出口54。
根据所示的一个实施例，切口50为楔形。然而切口的最大宽度并非必须位于底部。
根据该备选方案，在组装阶段期间，同时采用热超塑性成形以及扩散粘结技术进行变形。
因而在组装时，形状并非必须最初与主体相符的凹槽30的隔板32，扩张以匹配切口50的形状。因而，在组装之后，凹槽30的隔板32的形状与主体相符，其防止从切口的凹槽移除任何部件，这有助于在声阻层24和蜂窝结构26之间形成牢固的连接。
根据另一应用，可以在反射层和蜂窝结构之间插入多个凹槽。在该情况下，凹槽可以从由如前所述连接至反射层的具有槽纹的单一层，或者如专利文献FR2917067中所述的连接至反射层的带状材料而形成。在该情况下，蜂窝结构紧贴反射层的一面包括切口50，其类似于前一例子中的表面46的切口。所有反射层/凹槽以与前述实例中所有声阻层/凹槽相同的方式而组装到蜂窝结构上。
根据另一应用，凹槽可以由隔板而限定，其横截面以管方式闭合。在该情况下，蜂窝结构对每个凹槽具有一个切口，以允许容纳凹槽。
无论哪个实施例，面板均包括至少一个凹槽，其至少局部地由隔板而限定，所述隔板与蜂窝结构的一个腔的至少一个隔板相交。该蜂窝结构包括至少一个切口，以允许容纳凹槽。
凹槽的隔板由具有相对于超塑性的流变性的材料制成，其适于进行热超塑性成形以及扩散粘结。
有利的是，凹槽的隔板由钛合金制成。
为了确保蜂窝结构和凹槽隔板之间的组装，允许获得密封的连接，至少使连接至将组装的区域、即蜂窝结构的腔的各端，限定凹槽的隔板，经历高于给定阈值的温度。相伴随地，在一定压力下将气体注入凹槽中，以扩张凹槽的侧壁，以便于将其抵靠蜂窝结构的腔的各个端部。
温度和压力的上升的组合，导致了在密封在一起的蜂窝结构的各个腔的端部形成连续的焊缝。
当然，温度阈值和最小压力取决于所使用的材料，并且尤其取决于它们适合超塑性的流变性特征。
优选的是，当蜂窝结构中的切口设置在蜂窝结构紧贴抵靠声阻层或反射层的表面之一上时，切口的形状与主体相对。同时在组装期间，凹槽的隔板的最初形状并非必须与主体相对，其膨胀以符合切口50的形状。同样地，在组装之后，凹槽的隔板形状与主体相对，这防止了从切口的凹槽中取出任何元件。

Claims (10)

1.一种制备用于声处理的面板的方法，所述面板包括声阻层(24)、至少一个蜂窝结构(26)和反射层(28)，以及至少局部由隔板(32)限定的至少一个凹槽，所述隔板(32)与所述蜂窝结构(26)的一个腔的至少一个隔板相交，其特征在于，所述方法包括升高所述隔板(32)以及所述蜂窝结构(26)的腔的各端的温度，并且在压力下将空气注入所述凹槽(30)中，以扩张所述凹槽的隔板(32)，从而紧贴抵靠所述蜂窝结构(26)的腔的各端，由此在所述蜂窝结构(26)的腔的各端以及所述凹槽(30)的隔板(32)之间形成扩散粘结。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述隔板(32)由具有适合超塑性的流变性的材料制成，所述材料适于进行热超塑性成形以及扩散粘结。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述凹槽的隔板(32)由钛合金制成。
4.根据前述任一项权利要求所述的方法，其特征在于，其包括在所述蜂窝结构的至少一表面上形成至少一个切口(50)，所述切口(50)的形状与主体相对，以接收凹槽(30)。
5.根据前述任一项权利要求所述的方法，其特征在于，所述凹槽(30)由所述隔板(32)而限定，其形状中空，与所述声阻层(24)或者所述反射层(28)连接。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，通过将所述隔板(32)和所述声阻层(24)或所述反射层(28)组合在一起而形成凹槽，在所述蜂窝结构的一表面上形成切口(50)，通过升高所述声阻层(24)或所述反射层(28)的温度并且同时施加压力来将所述声阻层(24)或所述反射层(28)紧贴抵靠所述蜂窝结构(26)的所述表面，以将所有通道/声阻层(24)或反射层(28)与所述蜂窝结构组装在一起。
7.根据权利要求5或6所述的方法，其特征在于，其包括使一层(34)形变，以在其一个表面上形成槽纹(36)，将所述形变的层(34)紧贴并连接至所述声阻层，以限定凹槽(30)，并且在组装所述蜂窝结构(26)之前，移除一部分材料，以减少其中形成所述槽纹(36)的层(34)在所述凹槽(30)之间的至少一部分厚度。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，在所述层(34)上所述凹槽(30)两侧保留基本上平行于所述声阻层(24)的两个突出部(42)。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述突出部(42)的长度在2至10mm之间。
10.根据前述任一项权利要求所述的方法，其特征在于，通过喷水来移除材料，以移除所述层(24)的至少一部分。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106795812A (zh) * 2014-10-29 2017-05-31 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮机的热交换和改进降噪的板
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
CN110844084A (zh) * 2018-08-20 2020-02-28 波音公司 用于环境控制系统的带有泡沫填充蜂窝芯的声音吸收管道

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2981049B1 (fr) * 2011-10-07 2014-04-11 Aircelle Sa Procede de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique
FR3070674B1 (fr) 2017-09-06 2019-09-13 Safran Nacelles Integration a la levre acoustique degivree
FR3085437B1 (fr) * 2018-09-05 2020-11-20 Airbus Operations Sas Structure d’entree d’air d’une nacelle d’aeronef
FR3087419B1 (fr) * 2018-10-19 2020-10-30 Airbus Operations Sas Nacelle de moteur d’aeronef comprenant un systeme de protection contre le givre.
FR3087420B1 (fr) * 2018-10-19 2021-03-12 Airbus Operations Sas Nacelle de moteur d’aeronef comprenant un systeme de protection contre le givre.
FR3096662B1 (fr) * 2019-05-27 2022-08-12 Safran Nacelles Lèvre d’entrée d’air de nacelle de turbomachine comprenant un dispositif acoustique et procédé de fabrication d’une telle lèvre
FR3100842A1 (fr) * 2019-09-12 2021-03-19 Airbus Operations Entrée d'air, nacelle, ensemble propulsif et aéronef à lèvre rainurée
FR3130755A1 (fr) * 2021-12-20 2023-06-23 Airbus Operations Dispositif de chauffage à matelas chauffant pour un système de protection contre le givre d’un aéronef.

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3104194A (en) * 1962-01-30 1963-09-17 Adam T Zahorski Panel structure
US3516895A (en) * 1964-02-03 1970-06-23 Goodrich Co B F Aircraft skin laminates
US5115963A (en) * 1991-06-10 1992-05-26 Mcdonnell Douglas Corporation Superplastic forming of panel structures
CN101821165A (zh) * 2007-06-08 2010-09-01 空中巴士运作简易股份有限公司 具有用热空气处理冰霜功能的用于整体隔音处理的涂层
US20110139927A1 (en) * 2009-12-15 2011-06-16 Airbus Operations Sas Panel for an air intake of an aircraft nacelle that ensures optimized acoustic treatment and frost treatment
US20120048389A1 (en) * 2009-02-02 2012-03-01 Airbus Operations Sas Aircraft nacelle including an optimised acoustic processing system

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4926963A (en) * 1987-10-06 1990-05-22 Uas Support, Inc. Sound attenuating laminate for jet aircraft engines
US4984732A (en) * 1989-02-03 1991-01-15 Rohr Industries, Inc. Method of superplastically forming and diffusion bonding a laminate assembly
US7685690B2 (en) * 2005-06-28 2010-03-30 Gm Global Technology Operations, Inc. Method and apparatus for attaching a fastener nut to a hydroformed part
FR2952032B1 (fr) * 2009-11-05 2012-04-06 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3104194A (en) * 1962-01-30 1963-09-17 Adam T Zahorski Panel structure
US3516895A (en) * 1964-02-03 1970-06-23 Goodrich Co B F Aircraft skin laminates
US5115963A (en) * 1991-06-10 1992-05-26 Mcdonnell Douglas Corporation Superplastic forming of panel structures
CN101821165A (zh) * 2007-06-08 2010-09-01 空中巴士运作简易股份有限公司 具有用热空气处理冰霜功能的用于整体隔音处理的涂层
US20120048389A1 (en) * 2009-02-02 2012-03-01 Airbus Operations Sas Aircraft nacelle including an optimised acoustic processing system
US20110139927A1 (en) * 2009-12-15 2011-06-16 Airbus Operations Sas Panel for an air intake of an aircraft nacelle that ensures optimized acoustic treatment and frost treatment

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106795812A (zh) * 2014-10-29 2017-05-31 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮机的热交换和改进降噪的板
CN106795812B (zh) * 2014-10-29 2019-01-01 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮机的热交换和改进降噪的板
CN110844084A (zh) * 2018-08-20 2020-02-28 波音公司 用于环境控制系统的带有泡沫填充蜂窝芯的声音吸收管道
CN110844084B (zh) * 2018-08-20 2024-01-23 波音公司 用于环境控制系统的带有泡沫填充蜂窝芯的声音吸收管道
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

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