CN103029842A - 集成有热空气管道和至少一个环形管道的声学处理板 - Google Patents

集成有热空气管道和至少一个环形管道的声学处理板 Download PDF

Info

Publication number
CN103029842A
CN103029842A CN2012104152803A CN201210415280A CN103029842A CN 103029842 A CN103029842 A CN 103029842A CN 2012104152803 A CN2012104152803 A CN 2012104152803A CN 201210415280 A CN201210415280 A CN 201210415280A CN 103029842 A CN103029842 A CN 103029842A
Authority
CN
China
Prior art keywords
circulating line
acoustic treatment
pipeline
pipe
aircraft nacelle
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
CN2012104152803A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103029842B (zh
Inventor
阿兰·波特
弗雷德里克·谢兰
格里高利·阿尔贝
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
Original Assignee
Airbus Operations SAS
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 filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of CN103029842A publication Critical patent/CN103029842A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103029842B publication Critical patent/CN103029842B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • 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
    • 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
    • B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • 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)
  • Duct Arrangements (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)

Abstract

本发明的目的是一种飞行器发动机舱，该发动机舱包括通过形成空气入口的内管(36)延伸的唇边(34)，与所述唇边(34)限定内有热空气循环的环形管(40)的前框架(32)，以及声学处理板，该声学处理板从外到内包括阻声层(44)，至少一个蜂窝结构(46)和反射层(48)，以及能够引导热空气的管道(50)，每一个管道具有一个与环形管(40)连通的入口和一个与内管(36)连通的出口，其特征在于声学处理板(30)在管道(50)的上游包括在发动机舱的至少部分周边上延伸的环形管道(62)，至少一个确保上游所述环形管道(62)和环形管(40)之间连通的管，和多个通向下游所述环形管道(62)的管道(50)，所述声学处理板与垂直于环形管道(62)的前框架(32)连接。

Description

集成有热空气管道和至少一个环形管道的声学处理板
技术领域
本发明涉及一种集成有热空气管道和至少一个环形管道的声学处理板。
背景技术
飞行器推进系统包括一个发动机舱，在该发动机舱中基本同心地设置一个机械系统。
如图1所示，发动机舱10在前部包括一个可以朝机械系统方向集中气流的空气入口12。
沿纵向剖面(包括机械系统的转动轴)，空气入口12包括一个用外壁16延伸到发动机舱外部以及用内壁18延伸到内部的唇边14，所述内壁限定出一个可以朝机械系统集中空气的内管20。
发动机舱还包括一个前框架22，该框架与唇边14限定出一个可以用来引导热空气以便进行霜处理的环形管24。
为了限制有害声音的影响，开发了许多用于降低内部噪声的技术，主要是在内管20的壁处设置一些板或涂层，用于吸收一部分声能，主要采用的是Helmholtz谐振器原理。
为使声学处理达到最佳化，这些板必须覆盖绝大多数表面。某些声学处理板26可以覆盖内管20，离开前框架的这些管没有霜处理功能。可以将其他声学处理板设置在框架22前面的环形管24中，这些声学处理板可以将声学处理和霜处理功能结合起来。最后，可以将用耐热材料制成的声学处理板28插在前框架22和板26之间。这种板28还结合有霜处理功能，并且包括接收环形管24中的热空气以及在后面拒绝空气进入管20中的设备。
这种将声学处理功能和霜处理功能结合在一起的板主要在法国专利FR-2917067中进行过描述。该板从外到里包括一个阻声层，至少一个蜂窝结构和一个反射层，以及每一个均由安插在阻声层和蜂窝结构之间的壁限定的一些管道。
这种解决方案可以限制管道内部和蜂窝结构的小室之间出现连通的可能性，由此限制干扰声学处理的可能性。
根据另一个优点，热空气占据的体积明显比现有技术方案的少，而在现有技术方案中，热空气占据蜂窝结构的某些小室的体积，因此一方面可以在需要除霜的壁上使热空气很好地集中，提高除霜效果，另一方面可以实现更高的气动压力，这样就限制了结构内部压力低于外部压力的可能性，因而限制除霜系统外的空气进入到系统内。
根据另一个优点，热空气一直与需要除霜的表皮接触，这样可以提高热交换效率，降低除霜系统出口排出的热空气的温度，从而在隔板由热敏材料例如复合材料制成时可以拒绝热空气，这样就不会伤害隔板。
通常，用于引导热空气的的每个管道在第一端与环形管连通，并通过出口孔连到内管20中。这些管道沿纵向延伸，分布在内管20的整个周边上。在环形管24处，热空气通常在周边的一个点喷入，在环形管内流动，并在内部流动若干圈。用这些方法使环形管内的空气温度均匀化。为了确保将热空气从环形管传递到管道，需要配备一个确保在限定唇边的壁、前框架和声学处理板28之间具有连接功能的插入件。该插入件包括能够将热空气从环形管引向阻声层的管道。该插入件和其安装比较复杂，因为它需要处在该插入件处的管与声学处理板的管对齐。根据一个实施方式，该插入件为板形，在其与阻声层相对的表面上有一些沟槽，每一个沟槽限定出一个管。根据另一影响，必须减少声学平面上未处理过的表面面积，从而优化声学处理。
因此，本发明旨在克服现有技术的缺陷，提出一种声学处理板，该声学处理板将具有霜处理功能的管道和一个用于向该管道引导热空气的能够简化其设计思路的环形管道集成。
发明内容
为此，本发明的目的是一种飞行器发动机舱，该发动机舱包括一个通过一个形成空气入口的内管延伸的唇边，一个与所述唇边限定一个内有热空气循环的环形管的前框架，以及一个声学处理板，该声学处理板从外到内包括一个阻声层，至少一个蜂窝结构和一个反射层，以及能够引导热空气的管道，每一个管道具有一个与环形管连通的入口和一个与内管连通的出口，其特征在于声学处理板在管道的上游包括一个在发动机舱的至少部分周边上延伸的环形管道，至少一个确保所述环形管道和上游的环形管之间连通的管，和多个通向下游所述环形管道的管道，所述声学处理板与垂直于环形管道的前框架连接。
附图说明
通过阅读下面结合附图对仅作为例子的说明书的描述将会更清楚地理解本发明的其他特征和优点，其中：
-图1是现有技术的入口的局部的纵向剖视图；
-图2是详细说明现有技术的声学处理板的剖视图；
-图3是本发明的入口的局部的纵向剖视图；
-图4A是沿本发明的声学处理板的第一剖面的纵向剖视图；
-图4B是沿本发明的声学处理板的第二剖面的纵向剖视图；
-图5是沿本发明的声学处理板的第一剖面的横向剖视图；
-图6是沿本发明的声学处理板的第二剖面的横向剖视图；
-图7A是详细说明设置在本发明的声学处理板后面的稳定室的纵向剖视图；
-图7B是说明沿热空气管道和本发明的声学处理板的出口的周边分布的示意图；
-图8是详细说明配备在声学处理板的前方的稳定室的实施方式纵向剖视图；
-图9是本发明的声学处理板的管道的入口的实施方式的横向剖视图；
-图10是根据本发明的声学处理板的管道的入口的另一实施方式的环形管的内部的示意图；
-图11是图10所示的实施方式的横向剖视图；
-图12是本发明的声学处理板的管道的入口的另一实施方式的纵向剖视图；
-图13是沿图12所示的管道的入口的周边的剖视图；和
-图14是沿图13所示的实施方式的变型的周边的剖视图。
具体实施方式
在图3中，示出了设置在空气入口的前框架32后面的声学处理板30，示出了其唇边34的一部分和内管36的前部。在声学处理板30的后面最好用通常是复合材料的没有霜处理的声学处理板38限定的内管36。
下面的描述中，纵向平面是含有基本对应于机械系统的转轴的纵轴的平面。横向平面是垂直于纵轴的平面。此外，板30的前部对应于该板朝向唇边的那部分，而板30的后部对应于朝向发动机舱的出口的那部分。
根据本发明，为了确保霜处理，将热空气喷射到由唇边34和前框架32限定的环形管40中。由于热空气绕纵轴沿图9，10，11，13和14的箭头42所示的方向基本进行转动，所以热空气在环形管中流动。
在下面的描述中，不再详细描述声学处理板38，前框架，唇边，向环形管中喷射热空气的设备，因为它们均是本领域技术人员公知的。
众所周知，声学处理板30从外到内包括一个阻声层44，至少一个蜂窝结构46和一个反射层48，以及从板的前部延伸到该板后部的管道50。最好由安插在阻声层44和蜂窝结构46之间的至少一个壁限定管道50。
根据一个实施方式，如文献FR-2917067所述的方法制成管道50。然而，本发明并不限于该文献中所述的实施方式。所以，可以使成形的壁52具有沟槽54，以便一旦将其贴紧阻声层44，就限定出管道50。如图5所示，该壁52可以包括在管道50之间的凹槽56，从而减少声波通过的材料的厚度。
壁52的成形，阻声层44和壁52的组装，凹槽56的实施方式以及蜂窝结构与反射层的组装不再详细描述，因为可以考虑不同的技术方案。
根据一个实施方式，管道50基本沿纵向延伸。根据变型，管道50可以为螺旋形。
每一个管道50包括一个与环形管40相连的入口58和一个与内管36相连的出口60。根据本发明，该板在管道50的上游，包括一个在发动机舱至少部分周边上延伸的环形管道62，至少一个确保在所述上游环形管道62和环形管40之间连通的管，以及多个通到所述下游环形管道62中的管道50。在与环形管40连通的管不是必须与管道50对直的情况下，提供一个环形管道可以简化设计思路。
管道50的入口58和出口60最好通到具有扩口形状的一个或多个环形管道62，62’中。
环形管道62最好在发动机舱的整个周边上延伸。
所述环形管道62的截面最好大于管道50的截面，以便在内管36的周边上均匀进行霜处理。
为了确保理想搅动以及减少沿周边的温差和/或压差，环形管62，也称作稳定室的截面大于或等于管道50截面的1.5倍。环形管道62的高度大于或等于管道50高度的2倍。环形管道在纵向平面中的截面最好为梯形，其大底朝向阻声层44。
环形管道62最好包括多个与环形管40相连的入口以及多个与管道50相连的出口，这些入口和出口并不沿纵向对齐，而是沿周边偏移。这种布置有助于热空气实现理想的搅动，而且在热空气通过管道50前使其温度或压力均匀化。
在管道50的上游最好能够配备一个环形管道62和/或管道50的下游配备一个环形管道62’。
根据一个实施方式，每一个环形管道62，62’由一个壁和阻声层44限定。
环形管道62，62’和管道50最好由相同的壁52限定。该壁用任何合适的方式特别是用冲压方式进行成型。
根据一个实施方式，壁52与设置在管道50上游的环形管道62上游和设置在管道50下游的环形管道62’下游的阻声层44接触。需要补充的是，反射层48在环形管道62，62’处贴紧壁52。
在管道50下游设置的环形管道62’处，阻声层44包括一些孔64。如图7B所示，为了确保理想的温度均匀性，出口孔64与管道50并不对齐，而是偏离。出口孔64最好设置在位于相邻管道延长线上的两个区域中。
环形管道62’最好包括能够使出口孔64中出来的空气流偏向并能够限定内管36中流动的空气流搅动的设备。为此，声学处理板包括一个贴紧阻声层44的内表面的垫块66，该垫块的上表面68与壁52限定出环形管道62’。对于出口64的每个孔来讲，该垫块66包括一个能够使环形管道62’与相应出口孔64连通的管70。每一个管70与相应出口的孔后面的阻声层的外表面形成小于50o的角度。
为了方便空气的流动，垫块66的上表面68在上游具有楔形体，管70通向该楔形体处。
为了简化空气的流动以及最大限度地减少声学平面上未被处理的面积，本发明的声学板与环形管道62处的前框架相连。
为此，前框架32包括向后弯曲的边缘72，该边缘贴紧反射层48的下表面，该反射层本身贴紧与管道50上游处设置的环形管道62垂直的壁52。为了限制挤压环形管道62的可能性，在与用于确保前框架32和本发明的声学处理板30之间连接的各个连接件76垂直的环形管道62中设置至少一个垫块74。在横向平面中，各垫块74沿周边留有间隙，以便能够让热空气在环形管40和管道50之间通过。
根据一个简化的实施方式，各个垫块74为管形，其轴与连接件76的轴对齐，其高度等于环形管道62的高度。
根据变型，为了简化组装，设置在管道50上游的环形管道62处，该板包括一个材料带78，该材料带在周边的至少一部分上延伸，贴紧阻声层44，并且对于每个连接设备76来讲该材料带包括一个确保垫块74的功能的中空柱形凸缘80。这样，根据该实施方式，多个垫块74通过材料带78相连。
声学处理板30最好与限定唇边34的壁相连。
为此，用一个环形构件82既确保限定唇边34的壁又确保声学板30与前框架32之间的连接。
根据这种情况，可以将环形构件82作成整体，沿发动机舱的整个周边延伸，也可以通过将多个扇形件进行组装得到该环形构件。
主要根据图8所示的实施方式，环形构件82在第一端包括贴紧并固定在形成唇边34的壁的内表面上的环带形第一部分84，在另一端包括安插在前框架32的弯曲边72和限定声学板30的环形管道62的壁之间的带状第二部分86，第二部分86相对于第一部分84沿径向朝外偏离，以便声学板30的外表面处在限定唇边34的壁的外表面的延长线上。
该环形构件82包括多个能够使环形管40与处在声学板30上游的环形管道62的入口90连通的管88。
不论声学处理板30如何，空气入口包括至少一个能够将热空气从环形管40一直引向声学处理板30的管。
根据如图8-11所示的第一变型，上述环形构件82包括一些管88。
根据如图12和14所示的另一变型，插入件92可以确保前框架32，限定唇边34的壁和声学板30之间的连接。该插入件92包括一个环形本体94，该本体的前部有一个能够贴紧并固定在前框架32上的弯曲板96。
根据该变型，利用任何合适的方式将限定唇边34的壁和声学处理板的前端固定到内表面(朝向发动机舱的纵轴的内表面)上。环形本体94在其内表面处为限定管98的中空形状。
然而，对于能够将热空气从环形管引向声学处理板的管来讲，本发明并不限于这两种变型。因此，可以考虑其他形状的管或其它方案来限定管。
每一个供应管88和98包括通到环形管40中的称作喷嘴100的部分。
根据本发明，喷嘴100可以沿标号102的方向引导热空气，该方向与热空气在环形管40中流动的方向42形成小于60o的角度β。这种布置确保接收更大流量的热空气。
根据如图9-11所示的这些变型，管88有一个其方向102处在一个与发动机舱的纵轴垂直的平面中的喷嘴100。
根据如图9所示的第一变型，将这些喷嘴100设置在同一横向平面中。
根据如图10和11所示的另一变型，将这些喷嘴10设置在至少两个横向平面P，P’中。最好将这些喷嘴100分布在两个平面P，P’中，并且交错排列。
根据一个优选实施方案，喷嘴100通到与环形管中的热空气的流动方向42相割的表面104处。这些表面104最好垂直于管的方向102。
根据如图13和14所示的另一变型，管98有一个喷嘴100，该喷嘴的方向102与垂直于发动机舱的纵轴的平面相割并与发动机舱的内管的周边基本相切。在这种情况下，将喷嘴100设置在限定唇边34的壁的内表面处。根据一个实施方式，为了形成管，将一个构件贴紧限定唇边34的壁的内表面，所述构件包括一些槽，每一个槽均限定一个管。限定唇边34的壁是弯曲的，管的喷嘴100的方向102的一个分量朝向发动机舱的纵轴。
根据如图13所示的一个实施方式，将这些喷嘴100设置在与热空气在环形管中流动的方向42平行的平面中。
根据如图14所示的另一个实施方式，喷嘴100通到与环形管中的热空气的流动方向42相割的表面106处。这些表面106最好垂直于管的方向102。

Claims (9)

1.一种飞行器发动机舱，所述发动机舱包括通过形成空气入口的内管(36)延伸的唇边(34)，与所述唇边(34)限定内有热空气循环的环形管(40)的前框架(32)，以及声学处理板，所述声学处理板从外到内包括阻声层(44)，至少一个蜂窝结构(46)和反射层(48)，以及能够引导热空气的管道(50)，每一个管道具有一个与环形管(40)连通的入口和一个与内管(36)连通的出口，其特征在于，所述声学处理板(30)在所述管道(50)的上游包括在发动机舱的至少部分周边上延伸的环形管道(62)，至少一个确保上游所述环形管道(62)和环形管(40)之间连通的管，和多个通向下游所述环形管道(62)的管道(50)，所述声学处理板与垂直于所述环形管道(62)的前框架(32)连接。
2.根据权利要求1的飞行器发动机舱，其特征在于，在所述环形管道(62)中设置至少一个用于限制挤压可能性的垫块(74)。
3.根据权利要求2的飞行器发动机舱，其特征在于，所述前框架(32)包括向后弯曲的边缘(72)，所述边缘贴紧限定环形管道(62)的壁，其特征还在于，将至少一个垫块(74)设置在与确保所述前框架(32)和所述声学处理板(30)之间连接的各个连接件(76)垂直的所述环形管道(62)中。
4.根据权利要求2或3的飞行器发动机舱，其特征在于，所述板在所述环形管道(62)中包括材料带(78)，所述材料带在周边的至少一部分上延伸，对于每个连接件(76)所述部分周边包括确保所述垫块(74)的功能的凸缘(80)。
5.根据权利要求1-4之一的飞行器发动机舱，其特征在于，所述环形管道(62)沿所述发动机舱的整个周边延伸。
6.根据权利要求1-5之一的飞行器发动机舱，其特征在于，所述环形管道(62)的截面大于或等于管道(50)的截面。
7.根据权利要求6的飞行器发动机舱，其特征在于，所述环形管道(62)在纵向平面中的截面为梯形，其大底朝向所述阻声层(44)。
8.根据权利要求1-7之一的飞行器发动机舱，其特征在于，所述环形管道(62)包括多个入口以及多个出口，所述多个入口和多个出口并不沿纵向对齐，而是沿周边偏移。
9.根据上述任一权利要求的飞行器发动机舱，其特征在于，所述环形管道(62)和所述管道(50)由紧贴所述阻声层的同一成型壁(52)限定。
CN201210415280.3A 2011-10-03 2012-10-08 集成有热空气管道和至少一个环形管道的声学处理板 Active CN103029842B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1158896 2011-10-03
FR1158896A FR2980776B1 (fr) 2011-10-03 2011-10-03 Nacelle d'aeronef comportant un panneau pour le traitement acoustique integrant des canaux d'air chaud et au moins un canal annulaire

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103029842A true CN103029842A (zh) 2013-04-10
CN103029842B CN103029842B (zh) 2017-04-12

Family

ID=46968108

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210415280.3A Active CN103029842B (zh) 2011-10-03 2012-10-08 集成有热空气管道和至少一个环形管道的声学处理板

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9353648B2 (zh)
EP (1) EP2578496B1 (zh)
CN (1) CN103029842B (zh)
FR (1) FR2980776B1 (zh)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010086560A2 (fr) * 2009-02-02 2010-08-05 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise
FR2943624B1 (fr) * 2009-03-27 2011-04-15 Airbus France Nacelle d'aeronef comportant une paroi exterieure renforcee
FR2980775B1 (fr) 2011-10-03 2014-07-11 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comportant un panneau pour le traitement acoustique integrant des canaux d'air chaud et au moins une chambre de stabilisation
DE102012003680A1 (de) 2012-02-23 2013-08-29 Pfeiffer Vacuum Gmbh Vakuumpumpe
GB201322832D0 (en) * 2013-12-23 2014-02-12 Rolls Royce Plc A flow outlet
FR3023538B1 (fr) * 2014-07-11 2016-07-15 Aircelle Sa Levre avant de nacelle de turboreacteur comportant des percages d’air chaud en amont de panneaux acoustiques
US10533497B2 (en) * 2016-04-18 2020-01-14 United Technologies Corporation Short inlet with integrated liner anti-icing
US10221765B2 (en) 2016-08-26 2019-03-05 Honeywell International Inc. Anti-icing exhaust system
FR3055612B1 (fr) * 2016-09-06 2022-03-04 Airbus Operations Sas Structure compartimentee pour le traitement acoustique et le degivrage d'une nacelle d'aeronef et nacelle d'aeronef incorporant ladite structure
FR3087489B1 (fr) * 2018-10-18 2022-12-09 Airbus Operations Sas Partie anterieure de nacelle de groupe propulsif d'aeronef comportant une voie principale de propagation d'efforts entre une levre d'entree d'air et une peau arriere d'un panneau acoustique
FR3087420B1 (fr) * 2018-10-19 2021-03-12 Airbus Operations Sas Nacelle de moteur d’aeronef comprenant un systeme de protection contre le givre.
FR3095420B1 (fr) * 2019-04-26 2023-04-21 Safran Nacelles Entrée d’air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d’air
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
FR3099913A1 (fr) 2019-08-13 2021-02-19 Airbus Operations Partie antérieure de nacelle d’un ensemble propulsif d’aéronef dont le cadre avant est lié à une paroi extérieure sans la traverser
FR3100842A1 (fr) * 2019-09-12 2021-03-19 Airbus Operations Entrée d'air, nacelle, ensemble propulsif et aéronef à lèvre rainurée
DE102020200204A1 (de) * 2020-01-09 2021-07-15 Siemens Aktiengesellschaft Keramischer Resonator für Brennkammersysteme und Brennkammersystem

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020139899A1 (en) * 2001-02-15 2002-10-03 Alain Porte Process for de-icing by forced circulation of a fluid, an air intake cowling of a reaction motor and device for practicing the same
FR2941675A1 (fr) * 2009-02-02 2010-08-06 Airbus France Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise.
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
CN101952168A (zh) * 2007-12-21 2011-01-19 空中巴士运作简易股份有限公司 一种特别适于飞行器发动机舱进气道的消音处理结构

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3933327A (en) 1974-08-30 1976-01-20 Rohr Industries, Inc. Aircraft anti-icing plenum
DE4302607C2 (de) 1993-01-30 2002-12-05 Johnson Contr Interiors Gmbh Sonnenblende für Fahrzeuge
US5841079A (en) 1997-11-03 1998-11-24 Northrop Grumman Corporation Combined acoustic and anti-ice engine inlet liner
US7588212B2 (en) 2003-07-08 2009-09-15 Rohr Inc. Method and apparatus for noise abatement and ice protection of an aircraft engine nacelle inlet lip
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
GB0713526D0 (en) 2007-07-12 2007-08-22 Rolls Royce Plc An acoustic panel
FR2924409B1 (fr) 2007-12-03 2010-05-14 Airbus France Nacelle d'aeronef comprenant des moyens d'evacuations d'air chaud
CA2732351A1 (fr) 2008-07-30 2010-02-04 Aircelle Ensemble de pieces reliees entre elles par un dispositif permettant de conserver l'integrite de la surface de l'une des pieces
WO2010012900A2 (fr) 2008-07-30 2010-02-04 Aircelle Panneau d'atténuation acoustique pour nacelle de moteur d'aéronef
FR2952032B1 (fr) 2009-11-05 2012-04-06 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise
FR2954282B1 (fr) 2009-12-22 2012-02-17 Airbus Operations Sas Nacelle incorporant un element de jonction entre une levre et un panneau d'attenuation acoustique
FR2976557B1 (fr) 2011-06-20 2013-07-12 Airbus Operations Sas Procede de realisation d'un panneau pour le traitement acoustique integrant la fonction de traitement du givre avec de l'air chaud
FR2980774B1 (fr) 2011-10-03 2013-10-25 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comportant un dispositif d'alimentation en air chaud d'un panneau combinant les traitements acoustique et du givre
FR2980775B1 (fr) 2011-10-03 2014-07-11 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comportant un panneau pour le traitement acoustique integrant des canaux d'air chaud et au moins une chambre de stabilisation

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020139899A1 (en) * 2001-02-15 2002-10-03 Alain Porte Process for de-icing by forced circulation of a fluid, an air intake cowling of a reaction motor and device for practicing the same
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
CN101952168A (zh) * 2007-12-21 2011-01-19 空中巴士运作简易股份有限公司 一种特别适于飞行器发动机舱进气道的消音处理结构
FR2941675A1 (fr) * 2009-02-02 2010-08-06 Airbus France Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise.

Also Published As

Publication number Publication date
CN103029842B (zh) 2017-04-12
EP2578496A3 (fr) 2014-07-30
US9353648B2 (en) 2016-05-31
FR2980776B1 (fr) 2014-08-22
FR2980776A1 (fr) 2013-04-05
EP2578496A2 (fr) 2013-04-10
US20130224000A1 (en) 2013-08-29
EP2578496B1 (fr) 2016-07-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103029842A (zh) 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) 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
CN103029841A (zh) 集成有热空气管道和至少一个稳定室的声学处理板
US8172037B2 (en) Coating for acoustic treatment that integrates the function of hot-air treatment of frost
CN101952169B (zh) 带有最优化冰霜处理系统的飞行器发动机舱
JP4972652B2 (ja) 予冷却器を備えた２層流タービン・エンジン
CN101374723B (zh) 装备有预冷器的双流式涡轮发动机
RU2563297C2 (ru) Гондола турбореактивного двигателя
US9390704B2 (en) Method of manufacturing a sound absorbing panel
CN102037231B (zh) 降低航空器喷气发动机产生的噪音的带有次级射流的装置
CN103306744B (zh) 导向叶片的冷却装置
CN107013252A (zh) 物件和冷却物件的方法
CN102037232B (zh) 降低航空器喷气发动机噪音的带有弯曲流体管道的装置
US11562727B2 (en) Multi-frequency helmholtz resonator system
CN111071460A (zh) 飞行器发动机的短舱
RU2008114303A (ru) Способ ослабления шума реактивной струи турбовентилятора
CN103184935A (zh) 发动机进气道用热气防冰装置
JP4758480B2 (ja) サイクロン式排出装置を備える航空機空調システム
CN107636290A (zh) 包括带风戽的波瓣形混合器的涡轮发动机
CN104163089B (zh) 排气组件和空气引导系统
CN102269180A (zh) 一种叶轮结构及贯流风机
US9011216B1 (en) Diversion directional nozzle
CN111465557B (zh) 用于涡轮喷气发动机机舱的进气唇缘
CN207668180U (zh) 一种非旋型紧排式控轧穿水冷却器
CN108137106A (zh) 具有由排放气体供给的涡流生成器的空气动力学系统

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant