CN102900539B - 防冰和降噪组件 - Google Patents

Abstract

一种降噪组件，设置在当高速气体流经时产生噪音的飞机部件上，其中，所述飞机部件至少具有由腔壁限定的中空腔体，所述腔壁上具有一开口，一可移动盖板以可封闭所述开口的方式设置；其中，所述降噪组件具有驱动机构、供气管和至少一声衬，所述供气管的进气端与被增压的气源连通，出气端被所述驱动机构支撑，所述声衬邻近所述开口置于所述腔壁的表面上并相对所述开口处于气流下游；其中，当所述驱动机构驱动所述出气端缩回在所述中空腔体内且所述可移动盖板封闭所述开口时，所述降噪组件处于非工作状态；所述可移动盖板开启所述开口且所述驱动机构驱动所述出气端从所述中空腔体内伸出并向所述声衬喷气时，所述降噪组件处于工作状态。

Description

防冰和降噪组件

技术领域

本发明涉及一种防冰和降噪组件，尤其涉及一种应用到发动机进气道的防冰和降噪组件。

背景技术

从带有动力装置的航空时代开始，飞机就在其表面积冰以及大噪音的飞行状态下飞行，进气道内表面积冰以及大噪音问题始终是本领域技术人员一直努力克服的技术问题，对于涡扇发动机来说，这两个问题尤为突出。

在发明的下文叙述中，所用的词语“除冰”和“防冰”具有基本相同的内涵和外延。

首先，在此先对解决飞机表面积冰的背景技术予以叙述。

在涡扇发动机中，表面积冰通常发生在进气道唇口等部位上，这些部位的积冰不仅给飞机增加重量而且改变飞机进气道内表面的轮廓，甚至发生吸冰使得核心机降温并损坏内部部件等问题。通过努力，人们已经提出三种通用的去除积冰的方法用来防止和/或去除飞行状态下的积冰。

第一种通用的除冰法称为热除冰法，就是对积冰表面加热，从而使积冰与飞机零件表面之间的附着力松弛。这里说的“积冰表面”意指飞机零件上易结冰并受流过飞机的气流冲击的那些表面。加热后，一旦附着力松弛，积冰通常就会被流过飞机的气流从飞机零件上吹走。

这种热除冰法又包括两种方法，一种称之为电热除冰法，另一种称之为气热除冰法。电热除冰法一般地需要在飞机零件的易积冰表面的蒙皮内设置有加热元件。然而，由于加热元件一般由一个或多个由飞机发动机驱动的发电机提供电能，所以采用电热除冰法需要有足够的电能供应才行，对于电能宝贵的飞机环境来说，这种方法并不是很好的。气热除冰法是使来自涡扇发动机的一级或多级压气机的高温气体流过飞机的易结冰表面(如：机翼)，以便形成一种除冰或防止结冰的效果。气热除冰法可用于带涡扇发动机的飞机，因为这种涡扇发动机的一级或多级压气机可排出高温压缩空气可供使用。具体到涡扇发动机，通常在进气道唇口的腔壁内部(反向D型腔)设置环形散热管，经由高压压气机引气，热气流经防冰管路流入到散热管中，再通过散热管孔喷射高温高压气体使得进气道唇口升温从而达到除冰效果。值得注意的是，这种直接采用热气流喷射加温的防冰方法，极易在唇口处产生碎冰颗粒，碎冰颗粒被吸入后会造成进气道声衬表面吸声孔阻塞导致声衬失效、进气道后分流环和风扇叶片被碎冰颗粒冲击以及核心机降温等问题。另外，在进气道唇口的腔壁内部(反向D型腔)设置环形散热管对前后腔体的气密封的要求很高。

第二种通用的除冰法是化学法，在地面上采用某种气体或液体的化学药品沉积在飞机的易积冰表面，从而降低飞机的易积冰表面与积冰之间的附着力，或降低积集在飞机的易积冰表面上的水的凝固点。然而，虽然这种处理在飞机起飞时是有效的，但是它们可持续的时间却很有限。

第三种通用的除冰法是机械除冰法。在主要的商用机械除冰装置中，有气动除冰装置，将多个可膨胀的可用压缩流体(通常为压缩空气)充满的管状构件覆盖在飞机的易积冰区域上。充气时，管状构件倾向于使易积冰区域的形状膨胀，使积在其上的冰碎裂，散入通过飞机零件的气流中。然而，很明显地，应用这种除冰方法需要对原有的飞机结构作较大的调整。

其次，在下面对解决飞机的大噪音的背景技术予以叙述。

飞机的推进装置包括一个发动机短舱，其中以基本同心方式安装动力装置，以驱动装配在主轴上的进气装置。

发动机短舱有一个内腔壁，其形成了前端的进气道，进入气流的第一部分被称为内涵道气流，其穿过动力装置来参与燃烧，第二部分气流被称作外涵道气流，其被进气装置引导进入到由发动机短舱的内腔壁和动力装置的外腔壁所确定的环形管道中。

推进装置发出的噪音一方面包括喷气噪音，即多种气流混合在管道外形成的声音和燃烧废气的声音，另一方面还包括内部产生的噪音，该内部噪音由进气装置、压气机、涡轮机以及燃烧时产生并在管道内部传播。

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内部噪音，主要是在管道的管壁上放置吸音衬垫来吸收部分声能，尤其可以使用亥姆霍兹共鸣器的原理来进行消音。众所周知，这种吸音衬垫从外向内包括一个多孔阻尼消音层、一个蜂窝结构和一个反射层。

具体到涡扇发动机的进气道，由于风扇前传噪声的影响，进气流场会发生畸变，从而降低进气流量、增加流动损失，严重时甚至会引起发动机喘振或失速等事故。为避免风扇前传噪声的影响，满足适航低噪声条款，通常对风扇和进气道分别进行气动或声学改进。为了改进进气道的气动特性，通常采用改变进气道内表面轮廓的方法，例如采用记忆合金腔改变进气道喉道面积，然而，在实现上对材料和结构要求较高。为降低风扇的激波噪声、静转子干涉噪声和宽频噪声等，通常采用降低风扇转速、改变静转子间隙、叶片转掠修形等方法，实现上对时间成本和经济成本的要求较高。更经济、有效的方法是在进气道内表面敷设吸声声衬。目前先进的声衬研发与应用主要集中于材料、结构和布局的声学设计。例如，Aircelle公司对2DOF声衬进行改进，采用双层蜂窝结构，中间层为玻璃纤维，内外层采用孔碳表面，Bruel & Kjar公司采用无缝环形声衬，以及Honeywell公司采用ACTRAN软件模拟敷设声衬的复杂进气道结构，实现阻抗频谱高精度优化。值得注意的是，通常声衬被敷设在进气道的内表面，位于风扇前端，与进气流接触，存在一定摩擦损失。又由于声衬吸声表面开有吸声孔，当气流在声衬表面形成附面层时，被气流附面层包涵的部分声衬吸声能力会降低甚至失效。对于有限重及减阻设计要求的发动机进气道而言，其几何长度固定，声衬的敷设空间有限，有效吸声面积更少。现有技术中通常采用的方案是在进气道内表面开设环缝，环缝以进气方向喷射高于平均流速的气流，吹除布置于环缝后的声衬段吸声表面的附面层。这种方法可以显著增强声衬的吸声性能，然而，环缝口凸起于进气道内表面，在一定程度上影响进气道的气动结构，增加流动阻力。

如上所述，现有技术中，具有解决飞机易积冰部的积冰以及飞机推进装置的大噪声的技术问题对应的技术方案，然而这些方案同时也存在一些缺点。

进一步地，目前已经出现了在进气道唇口及内表面敷设具有防冰功能的吸声结构，该结构采用双面透气的声衬材料包涵进气道唇口，并与进气道的内表面共同形成压力腔，压力腔内部布置有轴向和周向分布的散热管，热气流经散热管并由散热管孔喷射出来，通过声衬壁面喷入进气道唇口及内部。这种方法可以同时实现进气道的防冰和降噪，并在一定程度上降低了进气流的摩擦损失，但对声衬的结构强度、耐温、耐寒性能有较高要求，在工艺及技术上有实现难度。

发明内容

本发明的目的是即使采用普通声衬的情况下也能够满足飞机对防冰和/或降噪的要求。

在其中一个方面，本发明公开了一种用于飞机的易积冰部的防冰组件，其中，所述飞机的易积冰部具有由腔壁限定的中空腔体，所述腔壁上具有一开口，一可移动盖板以可封闭所述开口的方式设置；其中，所述防冰组件具有驱动机构和供气管，所述供气管的进气端与被增压的热气气源连通，出气端被所述驱动机构支撑；其中，当所述驱动机构驱动所述出气端缩回在所述中空腔体内且所述可移动盖板封闭所述开口时，所述防冰组件处于非工作状态；所述可移动盖板开启所述开口且所述驱动机构驱动所述出气端从所述中空腔体内伸出并喷气时，所述防冰组件处于工作状态。

可选择地，所述易积冰部为发动机舱的进气道的前缘。

具体地，所述腔壁具有周向地和轴向地延伸的内腔壁和外腔壁，所述中空腔体由所述内腔壁和所述外腔壁共同限定而成，所述进气道由所述内腔壁限定而成，所述开口被限定在所述内腔壁上。

具体地，所述出气端具有一喷嘴。

更具体地，所述喷嘴朝着所述腔壁的表面倾斜。

优选地，所述喷嘴朝着所述腔壁的表面倾斜的倾斜角的范围为25°-30°。

更优地，所述供气管上设有流量控制阀。

具体地，所述驱动机构具有马达和伸缩杆，所述伸缩杆的一端固定到所述中空腔体内的一固定部上另一端固定到所述可移动盖板上，所述马达驱动所述伸缩杆使得所述可移动盖板在封闭所述开口的封闭位置和开启所述开口的开启位置之间动作。

可选择地，当所述防冰组件处于工作状态时，所述可移动盖板相对于所述腔壁的高度是所述喷嘴相对所述腔壁的高度的1.1-1.3倍。

优选地，所述热气气源为涡扇发动机的压气机。

本发明的另一方面公开了一种防冰组件阵列，其至少具有两个所述的防冰组件，其中，所述至少两个防冰组件中的一个相对地处于气流上游另一个相对地处于气流下游。

再者，本发明还公开了一种降噪组件，设置在当高速气体流经时产生噪音的飞机部件上，其中，所述飞机部件至少具有由腔壁限定的中空腔体，所述腔壁上具有一开口，一可移动盖板以可封闭所述开口的方式设置；其中，所述降噪组件具有驱动机构、供气管和至少一声衬，所述供气管的进气端与被增压的气源连通，出气端被所述驱动机构支撑，所述声衬邻近所述开口置于所述腔壁的表面上并相对所述开口处于气流下游；其中，当所述驱动机构驱动所述出气端缩回在所述中空腔体内且所述可移动盖板封闭所述开口时，所述降噪组件处于非工作状态；所述可移动盖板开启所述开口且所述驱动机构驱动所述出气端从所述中空腔体内伸出并向所述声衬喷气时，所述降噪组件处于工作状态。

另外，本发明还公开了一种降噪组件阵列，其至少具有两个所述的降噪组件，其中，所述至少两个降噪组件中的一个相对地处于气流上游另一个相对地处于气流下游。

更具体地，本发明的上述组件可以具体应用到涡扇发动机进气道上。应用上述组件的进气道能实现进气道防冰和/或降噪功能，尤其当应用能喷射热气的降噪组件时可以同时实现防冰降噪的复合功能，并在一定程度上降低进气流的摩擦损失。由于传统防冰系统被布置于进气道唇口，而降噪声衬主要被布置于进气道内表面风扇叶片前端，因此考虑降噪与防冰功能的结合，就需要在包涵进气道唇口及整个进气道内表面进行声学及气动设计。为避免苛刻的材料要求和复杂的工艺技术，本发明采用常规声衬结构与材料，无缝环形单层蜂窝腔声衬，吸声表面采用微孔镍层，背面采用封闭层与蜂窝腔胶接，环形声衬从进气道唇口附近沿进气方向轴向排布。为实现进气道防冰、增强声衬的吸声性能以及降低进气流摩擦损失，在进气道唇口附近的环形声衬之间间隔布置有热流喷射装置。

在低结冰状态和低进气流速的工作条件下，热流喷嘴收缩至盖板下方，盖板关闭，进气道内表面光滑，无积冰现象，环形声衬正常工作。

在结冰状态的工作条件下，由于需要进行进气道唇口除冰、风扇叶片和分流环防冰，因此，盖板打开，盖板表面平行于进气道内表面方向，热流喷嘴探出进气道内表面沿进气方向喷射热气流，加热进气道唇口除冰。

在高进气流速的工作条件下，由于需要降低进气道噪声，并适当降低高速流动增加的流阻损失，盖板打开，盖板表面平行于进气道内表面方向，热流喷嘴探出进气道内表面沿进气方向喷射气流，吹除后面声衬吸声表面的附面层，增强声衬的吸声性能，降低进气流摩擦损失。

热流喷射装置分两级间隔排布，第一级热流喷射装置被布置于进气道唇口附近，后敷设第一、第二段环形声衬，第一段声衬频率略低于叶片通流频率，第二段声衬频率接近叶片通流频率；第二级热流喷射装置沿进气方向被布置于第一段环形声衬后，后敷设第三、第四段环形声衬，第三段声衬频率接近叶片通流频率，第四段声衬频率略高于叶片通流频率。

较优地，盖板由防冰降噪控制系统决定开关动作。当防冰降噪控制系统发出防冰控制指令时或进气降噪控制指令时盖板打开；当防冰降噪控制系统没有发出上述指令时，盖板关闭。伸缩连接件采用液压快速打开、慢速阻尼复位的方式，实现快速响应、低气流震荡。

盖板的完全打开高度沿进气方向依次降低，热流喷嘴完全探出进气道内表面的高度沿进气方向依次降低。第一级热流喷射装置的热流喷嘴完全探出进气道内表面的高度设计为第二级热流喷射装置的热流喷嘴完全探出进气道内表面的高度的1.5倍，从而可以实现热流喷射装置间喷射气流的最小相互干涉并且能够避免第二级热流喷射装置对第一级热流喷射装置的喷射阻挡。

热流喷嘴的喷射角度沿进气方向依次减小。第一级热流喷射装置的热流喷嘴以与进气道轴向进气方向呈30°的角度喷射气流；第二级喷射装置的热流喷嘴以与进气道轴向进气方向呈25°的角度喷射气流，从而可以实现热流喷射装置间喷射气流的最小相互干涉，并能够加强第二级热流喷射装置吹除声衬吸声表面附面层的能力。

热流喷嘴的喷射速度沿进气方向依次增大。第二级热流喷射装置的热流喷嘴的喷射速度设计为第一级热流喷射装置的热流喷嘴的喷射速度的2倍，从而可以实现热流喷射装置间喷射气流的最小相互干涉并能加强对进气道唇口的除冰效果，也能够加强第二级热流喷射装置吹除声衬吸声表面附面层的能力。

附图说明

图1为本发明的具有防冰降噪组件的进气道的示意图；

图2为本发明的热流喷射装置的示意图。

具体实施方式

图1示意性地示出了具有防冰降噪组件10的进气道的示意图。更具体地说，上述进气道指的是涡扇发动机的进气道前缘部分。防冰降噪组件10具有热流喷射装置12和沿进气道内表面16敷设无缝环形声衬14，热流喷射装置12不仅用于防止进气道内表面16积冰还用于吹除布置于热流喷射装置12后的声衬14的吸声表面的附面层从而加强声衬14的吸声降噪效果，并在一定程度上降低进气流摩擦损失。

两个防冰降噪组件可以沿气体流向被分别布置成第一级防冰降噪组件10a和第二级防冰降噪组件10b。具体地，第一级热流喷射装置12a后依次敷设第一级环形声衬14a、14b形成第一级防冰降噪组件10a；第二级热流喷射装置12b后依次敷设第二级环形声衬14c、14d形成第二级防冰降噪组件10b。其中，第一级防冰降噪组件10a被布置于进气道唇口17附近，即相对地处于气体的上游，以热流喷射装置12a实现进气道唇口17除冰，以在进气道唇口17布置的声衬14a、14b实现降噪，再以热流喷射装置12a吹除形成在声衬14a、14b表面的附面层从而进一步降噪。进一步地，声衬14a的频率略低于叶片通流频率，声衬14b的频率接近叶片通流频率。第二级防冰降噪组件10b被布置于进气道唇口17之后风扇叶片18之前，即，相对地处于气体的下游，其能够实现对风扇叶片18和风扇导流叶片13上的分流环19的防冰和相应的进气道内表面16的降噪。进一步地，声衬14c的频率接近叶片通流频率，声衬14d的频率略高于叶片通流频率。

图2示意性地示出了热流喷射装置12。该热流喷射装置12具有驱动机构22(未全部示出)和供气管24，其中，驱动机构22具有液压马达(未示出)和由枢设在一起的杆26和杆28构成的伸缩连接件，在此，该伸缩连接件采用液压快速打开阻尼慢速复位的方式从而能够实现快速响应、低气流震荡。其中，杆26的末端固定到由进气道外表面15和进气道内表面16形成的中空腔体内的一固定部30上，杆28的一端固定到盖板32上。杆28与盖板32的固定需要使得盖板32与进气道内表面16平行从而能够避免在工作状态时盖板32的表面对进气流的阻挡。液压马达可以驱动杆26、28使得盖板32在封闭开口的封闭位置和开启开口的开启位置之间动作。供气管24的一端连接到压气机(未示出)以使压气机向该供气管24提供被加压的热气，靠近另一端具有一定距离的位置处被杆26固定，该供气管24的自由端设置有喷嘴34，靠近自由端的供气管管段具有一定的弹性并可伸缩地被盖板32抵接，喷嘴34的中心轴线与进气道内表面16呈一定的角度以使得喷嘴34直接向进气道内表面16喷射热气。在图2中，以虚线和实线分别示出了在驱动机构22的作用下盖板32从封闭的状态到完全开启的状态所经过的两个位置，由此可以看出供气管24的伸缩性。

盖板可以由控制系统决定开关动作。公知的方法如控制系统具有控制器，在进气道设置有温度传感器和流速传感器(或噪音传感器)，通过传感器传给控制器的数据，控制器能够获知相应的温度和流速(或噪音分贝)并判断是否有必要驱动驱动机构并开启盖板从而使防冰降噪组件进行工作。

在结冰状态或高进气流速的工作条件下，液压马达驱动杆26、28转动而使得盖板32打开，盖板32下方的喷嘴34所连接的供气管24随杆26、28快速弹开，喷嘴34探出进气道内表面16，面向后方声衬14的吸声表面，偏离进气方向一定夹角喷射气流。在低结冰状态和低进气流速的工作条件下，盖板32下方供气管24连接的引气阀门(未示出)关闭，同时在液压马达的作用下，供气管24随杆26、28和盖板32的慢速下压共同收缩至进气道内表面16的盖板槽内，此时，进气道内表面16呈现为光滑的流道表面。

当第一级防冰降噪组件10a中的盖板被完全打开时，其盖板高度约为第一级热流喷射装置12a的喷嘴完全探出进气道内表面16的高度的1.3倍。当第二级防冰降噪组件10b的盖板被完全打开时，其盖板高度约为第二级热流喷射装置12b的喷嘴完全探出进气道内表面16的高度的1.1倍。而且，第一级热流喷射装置12a的喷嘴完全探出进气道内表面16的高度约为第二级热流喷射装置12b的喷嘴完全探出进气道内表面16的高度的1.5倍。这样，可以使第一级热流喷射装置12a和第二级热流喷射装置12b所喷射的气流之间的相互干涉最小化并避免第二级热流喷射装置12b对第一级热流喷射装置12a的喷射阻挡。

第一级热流喷射装置12a的喷嘴以与进气道轴向进气方向呈30°的角度喷射气流；第二级热流喷射装置12b的喷嘴以与进气道轴向进气方向呈25°的角度喷射气流。这样，可以使第一级热流喷射装置12a和第二级热流喷射装置12b所喷射的气流之间的相互干涉最小化，并能够加强第二级热流喷射装置12b吹除声衬吸声表面附面层的能力。

通过在供气管上设置流量控制阀，可以控制第二级热流喷射装置12b的喷嘴的喷射速度约为第一级热流喷射装置12a的喷嘴的喷射速度的2倍。这样，可以使第一级热流喷射装置12a和第二级热流喷射装置12b所喷射的气流的相互干涉最小化，能够加强进气道唇口的除冰效果，同时，也能够加强第二级热流喷射装置12b吹除声衬吸声表面附面层的能力。

在上述优选的实施方式中，本发明公开了防冰降噪组件，然而，本领域的技术人员应当可以理解，经过简单改变后，上述防冰降噪组件也可以被构造为仅具有防冰功能或降噪功能的组件。

例如，将上述的防冰降噪组件中的声衬去除后就变成了仅具有防冰功能的组件，同时，对于该仅具有防冰功能的组件来说，喷射气流的方向并不被限制。在此需要注意的是，高速气流经过零件表面而在零件表面形成附面层，所述零件并不限于声衬，即使在没有声衬的情形下，附面层依然会在腔壁表面形成，将该附面层吹除依然能够对消除噪音有所贡献，然而此时吹除附面层对消除噪音的影响却非常有限，因此，从这个意义上讲，当防冰降噪组件去除声衬后仅具有防冰功能是相对而言的。

再如，将上述的防冰降噪组件中的供气管的气源由加压的热气改变为非热气时，就变成了仅具有防噪功能的组件。

本领域的技术人员可以理解，上述的防冰降噪组件不仅可以应用到发动机机舱的进气道，也可以应用到飞机的其他易积冰部位，诸如机翼。

本发明中较优的实施方式公开了两级防冰降噪，本领域的技术人员根据上述内容应当可以理解，更多级的防冰降噪也是可以根据本发明的实质来实现的。

在本发明较优的实施方式中，盖板以固定在伸缩杆上的方式来实现封闭和开启开口，然而，可以理解该盖板也可以以类似于“推拉门”的方式与腔壁接合在一起而与伸缩杆没有连接关系，这样仍旧能够实现对开口的封闭和开启。

上述描述虽然对本发明作了比较详细的说明，但是这些只是对本发明说明性的，而不是对本发明的限制，任何未超出本发明实质精神内的发明创造，均落入本发明的保护范围内。

Claims (22)

1.一种用于飞机的易积冰部的防冰组件，其中，所述飞机的易积冰部具有由腔壁限定的中空腔体，所述腔壁上具有一开口，一可移动盖板以可封闭所述开口的方式设置；其中，所述防冰组件具有驱动机构和供气管，所述供气管的进气端与被增压的热气气源连通，出气端被所述驱动机构支撑；其中，当所述驱动机构驱动所述出气端缩回在所述中空腔体内且所述可移动盖板封闭所述开口时，所述防冰组件处于非工作状态；所述可移动盖板开启所述开口且所述驱动机构驱动所述出气端从所述中空腔体内伸出并喷气时，所述防冰组件处于工作状态。

2.根据权利要求1所述的防冰组件，其中，所述易积冰部为发动机舱的进气道的前缘。

3.根据权利要求2所述的防冰组件，其中，所述腔壁具有周向地和轴向地延伸的内腔壁和外腔壁，所述中空腔体由所述内腔壁和所述外腔壁共同限定而成，所述进气道由所述内腔壁限定而成，所述开口被限定在所述内腔壁上。

4.根据权利要求1所述的防冰组件，其中，所述出气端具有一喷嘴。

5.根据权利要求4所述的防冰组件，其中，所述喷嘴朝着所述腔壁的表面倾斜。

6.根据权利要求5所述的防冰组件，其中所述喷嘴朝着所述腔壁的表面倾斜的倾斜角的范围为25°-30°。

7.根据权利要求1所述的防冰组件，其中，所述供气管上设有流量控制阀。

8.根据权利要求1-7任一项所述的防冰组件，其中，所述驱动机构具有马达和伸缩杆，所述伸缩杆的一端固定到所述中空腔体内的一固定部上另一端固定到所述可移动盖板上，所述马达驱动所述伸缩杆使得所述可移动盖板在封闭所述开口的封闭位置和开启所述开口的开启位置之间动作。

9.根据权利要求8所述的防冰组件，其中，当所述防冰组件处于工作状态时，所述可移动盖板相对于所述腔壁的高度是所述喷嘴相对所述腔壁的高度的1.1-1.3倍。

10.根据权利要求1-7任一项所述的防冰组件，其中，所述热气气源为涡扇发动机的压气机。

11.根据权利要求1-7任一项所述的防冰组件，其中，所述飞机具有传感器和控制器，所述传感器用于感应所述易积冰部的温度值并将其传给所述控制器，所述控制器根据所述温度值控制所述防冰组件处于所述非工作状态或所述工作状态。

12.一种降噪组件，设置在当高速气体流经时产生噪音的飞机的部件上，其中，所述飞机的部件至少具有由腔壁限定的中空腔体，所述腔壁上具有一开口，一可移动盖板以可封闭所述开口的方式设置；其中，所述降噪组件具有驱动机构、供气管和至少一声衬，所述供气管的进气端与被增压的气源连通，出气端被所述驱动机构支撑，所述声衬邻近所述开口置于所述腔壁的表面上并相对所述开口处于气流下游；其中，当所述驱动机构驱动所述出气端缩回在所述中空腔体内且所述可移动盖板封闭所述开口时，所述降噪组件处于非工作状态；所述可移动盖板开启所述开口且所述驱动机构驱动所述出气端从所述中空腔体内伸出并向所述声衬喷气时，所述降噪组件处于工作状态。

13.根据权利要求12所述的降噪组件，其中，所述飞机的部件为发动机舱的进气道前缘，所述降噪组件设置在所述进气道前缘的唇部与涡轮风扇之间。

14.根据权利要求13所述的降噪组件，其中，所述腔壁具有周向地和轴向地延伸的内腔壁和外腔壁，所述中空腔体由所述内腔壁和所述外腔壁共同限定而成，所述进气道由所述内腔壁限定而成，所述开口被限定在所述内腔壁上。

15.根据权利要求12所述的降噪组件，其中，所述气源为供应热气的气源。

16.根据权利要求15所述的降噪组件，其中，所述气源为涡扇发动机的压气机。

17.根据权利要求12所述的降噪组件，其中，所述出气端具有一喷嘴。

18.根据权利要求17所述的降噪组件，其中所述喷嘴朝着所述腔壁的表面倾斜的倾斜角的范围为25°-30°。

19.根据权利要求12所述的降噪组件，其中，所述供气管上设有流量控制阀。

20.根据权利要求12-19任一项所述的降噪组件，其中，所述驱动机构具有马达和伸缩杆，所述伸缩杆的一端固定到所述中空腔体内的一固定部上另一端固定到所述可移动盖板上，所述马达驱动所述伸缩杆使得所述可移动盖板在封闭所述开口的封闭位置和开启所述开口的开启位置之间动作。

21.根据权利要求20所述的降噪组件，其中，当所述降噪组件处于工作状态时，所述可移动盖板相对于所述腔壁的高度是所述喷嘴相对所述腔壁的高度的1.1-1.3倍。

22.根据权利要求20所述的降噪组件，其中，所述飞机具有传感器和控制器，所述传感器用于感应所述飞机的部件的气体流速值或噪音值其中之一者并将其传给所述控制器，所述控制器根据所述气体流速值或噪音值控制所述降噪组件处于所述非工作状态或所述工作状态。