CN104564353B - 具有倾斜芯的声音结构面板 - Google Patents

Abstract

本发明涉及具有倾斜芯的声音结构面板。机舱可包括噪声抑制结构。噪声抑制结构可包括位于穿孔材料层和非穿孔材料层之间的多个噪声抑制单元。多个噪声抑制单元可以以锐角（例如，在20和75度之间）与穿孔材料层和非穿孔材料层接触，从而使得多个噪声抑制单元与穿孔材料层和非穿孔材料层不正交。此外，多个噪声抑制单元中的每个包括可六边形剖面轮廓。此外，噪声抑制结构可包括支撑结构，支撑结构包括多个支撑构件，其中，多个噪声抑制单元位于支撑结构内。

Description

具有倾斜芯的声音结构面板

技术领域

本公开涉及燃气涡轮机发动机，更具体地涉及用于燃气涡轮机发动机的噪声抑制系统。

背景技术

燃气涡轮机，诸如为现代商用飞行器提供动力的那些燃气涡轮机，通常包括噪声抑制结构。这些结构通常包括多个单元式结构或单元。这些单元通常被布置为格子，诸如类似多个“蜂窝”形单元的格子。

发明内容

在各个实施例中，飞行器机舱可包括噪声抑制结构。噪声抑制结构可包括位于穿孔材料层和非穿孔材料层之间的多个噪声抑制单元。多个噪声抑制单元可以以锐角（例如，相对于水平线在20和75度之间）与穿孔材料层和非穿孔材料层接触，从而使得多个噪声抑制单元与穿孔材料层和非穿孔材料层非正交。此外，在各个实施例中，多个噪声抑制单元中的每个包括六边形剖面轮廓。此外，在各个实施例中，噪声抑制结构可包括支撑结构，支撑结构包括多个支撑构件，其中，多个噪声抑制单元位于支撑结构内。噪声抑制结构可包括四边形几何形状、三角形几何形状、六边形几何形状等中的任何形状（和/或任何组合）。在各个实施例中，多个噪声抑制单元中的每个的壁限定单元深度。

在各个实施例中，用于喷气式发动机的机舱可包括位于由多个交叉的支撑构件限定的支撑结构内的多个噪声抑制单元。噪声抑制单元可与穿孔材料层非正交地延伸，并且可位于穿孔材料层和非穿孔材料层之间。此外，多个噪声抑制单元可以以锐角与穿孔材料层接触，从而使得多个噪声抑制单元与穿孔材料层非正交。支撑结构可包括四边形几何形状、三角形几何形状、六边形几何形状等中的任何形状（和/或任何组合）。在各个实施例中，多个噪声抑制单元中的每个的壁限定单元深度。

附图说明

在说明书的结尾部分具体指出并明确地要求保护本公开的主题。但是，对本公开的更全面理解可通过联系附图参照详细描述和权利要求来最佳地获得，其中，相似附图标记表示相似元件。

图1图示根据各个实施例的噪声抑制结构的顶视立体图。

图2图示根据各个实施例的多个噪声抑制单元的剖视图。

图3A图示根据各个实施例的反射波前的多个噪声抑制单元的剖视图。

图3B图示根据各个实施例的多个噪声抑制单元的剖视图。

图4A图示根据各个实施例的包括四边形支撑结构的机舱的立体图。

图4B图示根据各个实施例的包括三角形支撑结构的机舱的立体图。

图5图示根据各个实施例的能够包括多个噪声抑制结构的机舱。

具体实施方式

参照附图对本文的示例性实施例进行详细描述，附图以实例方式来示出示例性实施例及其最佳实施方式。尽管充分详细地描述了这些示例性实施例以使本领域技术人员能够实践本发明，但是应该理解，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可实现其它实施例并且可进行逻辑、化学和机械改变。因此，本文的详细描述仅为了例示而非限制。例如，在任何方法或过程描述中列举的步骤可按任何顺序执行，并且未必受限于所示的顺序。此外，对单数的任何描述包括复数实施例，并且对多于一个部件或步骤的任何描述可包括单个实施例或步骤。此外，对附接、固定、连接等的任何描述可包括永久的、可移除的、临时的、部分的、完全的和/或任何其它可能的附接选择。此外，对不接触（或类似词语）的任何描述还可包括减小的接触或极小的接触。

如本文所使用的，“尾向”指的是与飞行器的尾部（例如后端）相关的方向，或者总体上指的是燃气涡轮机的排气方向。如本文所使用的，“向前/前向”指的是与飞行器的头部（例如前端）相关的方向，或者总体上指的是飞行或运动方向。

燃气涡轮机发动机可包括噪声抑制结构。这些结构可包括多个单元结构或单元。这些单元可被布置为格子，诸如类似多个“蜂窝”形单元的格子。每个单元可与一个或多个其它单元配合，作为较大噪声抑制结构的一部分，以抵消或抑制由燃气涡轮机发动机产生的噪声。单元可位于第一材料层和第二材料层之间。任一材料层可包括声波可通过其进入的多个穿孔。但是通常，这些层中的仅一层包括穿孔。

声波可通过穿孔层进入噪声抑制结构。当声波进入单元时，声波可行进通过单元的深度并从单元的非穿孔层或“背面”层反射。此反射波可行进返回通过单元的深度（或“单元深度”，如在下文定义的）并且与进入穿孔层的声波异相地（例如，相差以四分之一波长、半个波长、四分之三波长等）离开穿孔层。因此，进入穿孔层的声波可以与离开穿孔层的被反射且相移的声波相干涉，更具体地相消干涉（即，抵消或基本抵消）。相消干涉可导致完全抵消（即，两个波干涉以形成振幅为0的波）和/或基本抵消（即，两个波干涉以形成振幅接近0的波），除此之外还有其它相消干涉模式。

如本文所使用的，“单元深度”可指形成在第一材料层和第二材料层之间的单元壁的长度。于是，单元深度通常取决于待被抵消或抑制的声音的频率。更具体地，可通过具有第一单元深度的噪声抑制结构来抑制较高频率的声波，而可通过具有更大的第二单元深度的噪声抑制结构来抑制较低频率的声波（当声波频率降低时，其波长增加）。因此，通常在考虑特定发动机类型或尺寸的情况下设计噪声抑制结构，因为第一类型的发动机所产生的声音频率可高于或低于第二类型的发动机所产生的声音频率。

此外，噪声抑制结构通常结合在各种吞吐量的喷气式发动机机舱中。机舱可包括入口、风扇罩、反推装置等。具体地，一个或多个噪声抑制结构可结合在机舱壁的内表面和/或外表面附近。但是，与特定噪声抑制结构相关的单元深度可取决于各种发动机设计要求（包括例如特定机舱壁附近可用的表面积和体积）而改变。因此，单元深度可受限，因此特定噪声抑制结构能够抑制的频率范围也受限。

例如，由于燃气涡轮机发动机继续变得更大且功率更大，由于它们的操作所产生的频率也继续降低。具体地，与较低旁通的传统发动机相比，高旁通的现代发动机倾向于产生较低的操作声音频率。如前所述，较低的操作声音频率与噪声抑制结构的增加的单元深度相关。但是，机舱壁附近可用的空间未增加成容纳具有较大单元深度的噪声抑制结构。实际上，许多现代发动机包括减小的或流线型的机舱轮廓。这些流线型轮廓可限制可用于结合噪声抑制结构的空间。因此，流线型机舱轮廓可使喷气式发动机受限于具有浅（或较浅）的单元深度的噪声抑制结构，尽管需要较大的单元深度。因此，常规的噪声抑制结构可能不能抑制大型（较新的）喷气式发动机所产生的较低声音频率，尤其是当为了空气动力学改进而将机舱轮廓形成为流线型时。

因此，在各个实施例中，并且参照图1，示出了噪声抑制结构100。如在此描述的，噪声抑制结构100可以能够抑制低频声音，即使在与噪声抑制结构100相关的单元深度减小时。

在各个实施例中，噪声抑制结构100可包括一个或多个单元结构或单元，诸如，为了例示，单元102a、102b和102c。这些单元102a、102b和102c可被布置为格子104。每个单元102a、102b和/或102c可包括各种剖面轮廓（例如，六边形、八边形、四边形、三角形、圆形等）。因此，在各个实施例中，格子104可包括四棱柱形结构，诸如，矩形棱柱结构、正方形棱柱结构等。在各个实施例中，格子104还可包括圆柱形结构、三棱柱形结构、六棱柱形结构或“蜂窝”形结构等。

如参照图2所示，每个单元102a、102b和102c可位于第一材料层202和第二材料层204之间和/或联接到第一材料层202和第二材料层204。在各个实施例中，第一层202和/或第二层204中的任一者可包括任意各种薄膜、隔膜或“表皮”。

第一材料层202和/或第二材料层204中的任一者可进一步包括声波可通过其进入的多个穿孔或孔。但是在各个实施例中，第一材料层202和第二材料层204中的仅一者包括穿孔。因此，在各个实施例中，如图所示，第一层202可包括一个或多个穿孔，诸如，穿孔202a、202b、202c、202d和/或202e。因此，如本文所使用的，第一层202可被称作“穿孔层”或“上层”。类似地，第二材料层204在本文可被称作“背面层”。

此外，如图所示，每个单元102a、102b和102c可被放置为使得每个单元壁（诸如单元壁206a、206b和/或206c）相对于第一材料层202和/或第二材料层204形成锐角208a和208b。在各个实施例中，相对于水平方向，角208a和/或208b可在约1度至89度的范围内。此外，在各个实施例中，相对于水平方向，角208a和/或208b可在20度至75度的范围内。因此，每个单元壁206a、206b和/或206c可相对于第一材料层202和/或第二材料层204倾斜或偏斜，从而使得单元102a、102b和102c与第一材料层202和/或第二材料层204非正交。由此，单元102a、102b和102c可被称作“倾斜的”或“偏斜的”。单元102a、102b和102c在本文还可被称作“倾斜芯”或“偏斜芯”，因为每个单元102a、102b和102c可被认为是噪声抑制“芯”。

在操作中，如参照图3A和3B所示，声波302可通过形成在第一层202中的穿孔进入抑制结构100的单元102a、102b和102c。当声波302行进通过每个单元102a、102b和102c时，声波从第二层204反射，以在其返回形成在第一层202中的穿孔时离开。因此，当声波302从第二层204反射时发生相移，并且频率移位的波302可离开第一层202。在各个实施例中，反射声波302可相移任何合适的度数，诸如，相移四分之一波长、半个波长、四分之三波长等。因此，当声波302离开第一层202时，声波302可与进入第一层202的声波302的部分相抵消或基本抵消。

声波302必须行进通过每个单元102a、102b和102c的距离304a、304b和/或304c大于，例如当通过其壁与第一层202和/或第二层204正交（或与其成小于角208a、208b和/或208c的角度）的单元时声波302将行进通过的距离。更具体地，与其壁正交于穿孔层和/或非穿孔层的单元相比，单元102a、102b和102c的壁206a、206b和206c可延长声波302必须行进通过单元102a、102b和102c的距离，这是因为如图所示，壁206a、206b和206c可被看作形成在每个壁206a、206b和206c和每个层202和204之间的直角三角形的斜边。在各个实施例中，壁206a、206b和/或206c的长度可限定倾斜单元的单元深度或“倾斜单元深度”。在各个实施例中，倾斜单元深度可在1.0英寸至4.0英寸的范围内。

因此，相比其壁正交于第一层202和/或第二层204的单元，单元102a、102b和102c可抵消或抑制具有较低频率的声波302。此外，可改变（增大或减小）角208a、208b和208c，以被调节用于特定的声音频率。例如，可减小角208a、208b和208c，以抑制增多的较低声音频率。因此，单元102a、102b和102c可成功地抑制大型喷气式发动机（包括采用大直径涡轮风扇的喷气式发动机）所产生的低频声音。

进一步考虑所描述的波长偏移，声波302可进入第一层202中的穿孔并沿单元102a、102b和102c（诸如蜂窝式通道）向下行进。每个单元102a、102b和102c可形成亥姆霍兹共振器。声波302的速度、第一层202的厚度和/或单元的体积可以对所实现的阻尼有贡献。通过穿孔流入和流出的空气流及第一层的厚度可改变单元中的压力。声波302可与蜂窝式通道内的第二层204相互作用，并朝向穿孔被反射回。声波302可离开穿孔。

单元深度可以是待被单元调节成抵消的声波302的波长的四分之一。声波302可沿单元102a、102b和102c向下行进到达第二层204，并通过行进波长的一半而朝向第一层202被反射回并且发生180度相移。此发生相移的声波302可与进入的声波302相干涉并相消地减小（即相消干涉）目标声波302。

参照图4A，机舱400A可包括多个噪声抑制结构，诸如，噪声抑制结构100。如本文所描述的，噪声抑制结构100可包括多个单元，诸如倾斜单元102a、102b和102c。在各个实施例中，噪声抑制结构100可位于支撑结构内，支撑结构包括多个支撑元件（或“肋”），诸如，肋402a、402b、402c和402d。肋402a、402b、402c和402d可包括任意各种合适的材料，包括例如纺织和/或层状材料，诸如纺织和/或层状复合材料。

在各个实施例中，肋402a、402b、402c和402d可交叉以形成任意各种几何形状。例如，如图4A所示，由肋402a、402b、402c和402d形成的支撑结构可包括四边形（例如矩形）的几何形状。类似地，如图4B所示，机舱400B可包括或可包含具有三边形（三角形）几何形状的支撑结构。此外，在各个实施例中，支撑结构（未示出）可包括六边形和/或八边形几何形状，诸如等边六边形几何形状。在各个实施例中，支撑结构可包括前述几何形状的任意组合和/或任何其它合适的几何形状。

支撑结构可包括连续或部分连续的结构。例如，在各个实施例中，一个或多个肋402a、402b、402c和402d可以不接合或联接到一个或多个其它肋402a、402b、402c和402d。而是，一个或多个肋402a、402b、402c和402d可被制造或构造为使得一个或多个肋402a、402b、402c和402d与一个或多个其它肋402a、402b、402c和402d一体形成。此外，在各个实施例中，一个或多个肋402a、402b、402c和/或402d可仅与一个或多个其它肋402a、402b、402c和/或402d邻接，其中，每个肋402a、402b、402c和/或402d可压装到相邻的肋402a、402b、402c和/或402d。

任何数量的肋402a、402b、402c和402d可联接或接合到第一层202和/或第二层204。此外，在各个实施例中，肋402a、402b、402c和/或402d可不机械地（或以其它方式）结合到第一层202和/或第二层204。在各个实施例中，第一层202和/或第二层204可包围每个肋402a、402b、402c和/或402，从而使得肋402a、402b、402c和/或402被保持或固定在第一层202和/或第二层204内或之间，尽管第一层202和/或第二层204与肋402a、402b、402c和/或402d之间未结合。因此，肋402a、402b、402c和402d可限定第一层202和第二层204之间的加载路径，并可用于加固或支撑包括噪声抑制结构100的倾斜单元102a、102b和102c。

因此，参照图5，噪声抑制结构100可被结合在喷气式发动机内或附近和/或喷气式发动机的机舱500内或附近的任何合适位置。例如，噪声抑制结构100可被结合在机舱500的入口部分502内或附近。类似地，噪声抑制结构100可被结合在机舱500的风扇罩504、机舱500的反推装置部分506和/或机舱500的排气部分508内或附近。

在本文已经参照具体实施例描述了益处、其它优点和问题的解决方案。此外，本文包含的各个图中所示的连接线意在描绘各个元件之间的示例性功能关系和/或物理联接。应该注意，在实际系统中可存在许多替换或额外的功能关系或物理连接。但是，益处、优点和问题的解决方案，以及可致使任何益处、优点和方案发生或变得更加显然的任何元件不应被解释为本发明的关键的、必需的或必要的特征或元件。因此，本发明的范围仅由所附权利要求限定，其中，对单数元件的描述不意在表示“有且仅有一个”（除非明确地如此陈述），而是表示“一个或多个”。此外，当在权利要求中使用类似于“A、B或C中的至少一个”的短语时，该短语应该被解读为表示A可单独存在于实施例中，B可单独存在于实施例中，C可单独存在于实施例中，或元件A、B和C的任意组合（例如，A和B、A和C、B和C、或A和B和C）可存在于单个实施例中。贯穿附图使用不同的交叉阴影线以表示不同部分，但未必表示相同或不同材料。

本文提供系统、方法和设备。在本文的详细描述中，“一个实施例”、“实施例”、“各个实施例”等的描述表示所述实施例可以包括特定的特征、结构或特点，但不必每个实施例都包括该特定的特征、结构或特点。此外，这种短语未必涉及同一实施例。此外，当联系实施例描述特定的特征、结构或特点时，主张的是，无论是否明确描述，本领域技术人员都能够联系其它实施例来实现这种特征、结构或特点。在阅读说明书之后，对于本领域技术人员来说如何在替代性实施例中实现本公开是显而易见的。

此外，本公开中的元件、部件或方法步骤并非意在捐献给公众，无论在权利要求中是否明确描述了元件、部件或方法步骤。不应该在条款35 U.S.C.112(f)下解释本文的权利要求元素，除非利用短语“用于……的装置”明确地描述所述元素。如本文所使用的，术语“包括”、"具有"或其任何其它变型意在覆盖非排他性包含，从而使得包括一系列元素的过程、方法、物品或设备不仅包括那些元素，还可包括未明确列出的或这种过程、方法、物品或设备所固有的其它元素。

Claims (10)

1.一种噪声抑制结构，包括：

位于穿孔材料层和非穿孔材料层之间的多个噪声抑制单元，

其中，所述多个噪声抑制单元与所述穿孔材料层以一定角度接触，从而使得所述多个噪声抑制单元与所述穿孔材料层和所述非穿孔材料层不正交；

支撑结构，所述支撑结构包括多个支撑构件，其中，所述多个噪声抑制单元位于所述支撑结构内；

其中，所述穿孔材料层和所述非穿孔材料层彼此基本平行地定位，并且其中所述多个支撑构件设置在所述穿孔材料层和所述非穿孔材料层之间。

2.根据权利要求1所述的噪声抑制结构，其中，所述多个噪声抑制单元中的每个包括六边形剖面轮廓。

3.根据权利要求1所述的噪声抑制结构，其中，所述多个噪声抑制单元中的每个包括以下中的一者：四边形剖面轮廓、三角形剖面轮廓、八边形剖面轮廓、或圆形剖面轮廓。

4.根据权利要求1所述的噪声抑制结构，其中，所述角度包括在20度和75度之间的锐角。

5.根据权利要求1所述的噪声抑制结构，其中，所述噪声抑制结构被结合在喷气式发动机机舱内。

6.根据权利要求1所述的噪声抑制结构，其中，所述多个噪声抑制单元中的每个的壁限定单元深度，其中，所述单元深度在1英寸和3英寸之间的范围内。

7.一种用于喷气式发动机的机舱，包括：

多个噪声抑制单元，所述多个噪声抑制单元位于由多个交叉的支撑构件限定的支撑结构内，

其中，所述噪声抑制单元与穿孔材料层不正交地延伸；

其中所述多个交叉的支撑构件限定了在穿孔材料层和非穿孔材料层之间的加载路径，并且其中所述多个噪声抑制单元位于所述穿孔材料层和所述非穿孔材料层之间，并且所述穿孔材料层和所述非穿孔材料层彼此基本平行地定位。

8.根据权利要求7所述的机舱，其中，所述多个噪声抑制单元与所述穿孔材料层以锐角接触，从而使得所述多个噪声抑制单元与所述穿孔材料层不正交。

9.根据权利要求7所述的机舱，其中，所述支撑结构包括三角形几何形状。

10.根据权利要求7所述的机舱，其中，所述多个噪声抑制单元中的每个的壁限定单元深度，其中，所述单元深度在1英寸和3英寸之间的范围内。