CN107531321A

CN107531321A - 用于飞机的消音设备

Info

Publication number: CN107531321A
Application number: CN201680024780.0A
Authority: CN
Inventors: 阿卜杜勒礼萨·马吉莱西
Original assignee: Bombardier Inc
Current assignee: Bombardier Inc
Priority date: 2015-04-29
Filing date: 2016-04-19
Publication date: 2018-01-02
Anticipated expiration: 2036-04-19
Also published as: CA2983082C; CN107531321B; CA2983082A1; US20180148158A1; WO2016174544A1; US10723435B2; EP3288827A1

Abstract

一种用于飞机的消音设备包括：材料层，所述材料层安置在所述飞机的机身外部，其中所述材料层连接至所述机身以在所述材料层与所述机身之间建立间隙；柔性容器，所述柔性容器安置在所述间隙中；以及至少一个声波谐振器，所述声波谐振器连接至所述柔性容器。所述至少一个声波谐振器被调谐到预定的谐振器频率。

Description

用于飞机的消音设备

相关申请的交叉引用

本国际PCT专利申请要求2015年4月29日提交的第62/154,531号美国临时专利申请的优先权，所述申请的全部内容以引用方式并入本文中。

技术领域

本发明涉及一种用于在载具(诸如飞机)内减小声音量值的设备。更具体地说，本发明涉及一种用于在涡轮螺旋桨飞机的机舱中减小噪声量值的设备。再更具体地说，本发明涉及一种用于在涡轮螺旋桨飞机的机舱中减小乘客所经历的噪声的设备，所述设备依赖于通过一个或多个亥姆霍兹谐振器调谐的流体屏障。

背景技术

亥姆霍兹谐振器是基于本领域的技术人员熟知的物理原理来操作。

关于飞机设计和构造，本领域的技术人员熟悉可以用于消噪的许多种不同技术。

消音仍是用于飞机制造商的设计参数，尤其是依赖于涡轮螺旋桨发动机来推进的那些飞机。

已知涡轮螺旋桨飞机在比其它类型的飞机(诸如喷气式飞机)大的程度上在飞机机舱内部具有处于低频率的不同音调噪声。因而，采用涡轮螺旋桨发动机的许多飞机在飞机机舱内配备有主动噪声抑制技术。然而，主动噪声抑制技术的缺点是其通常是昂贵的、易坏、给飞机增加重量并且安装起来较复杂。

因此，经改进的消音系统是所要的。

发明内容

本发明解决了关于现有技术的一个或多个缺点。

明确地说，本发明涉及一种用于飞机的消音设备，所述消音设备包括安置在所述飞机的机身外部的材料层，其中所述材料层连接至所述机身以在所述材料层与所述机身之间建立间隙。所述消音设备还包括安置在所述间隙中的柔性容器以及连接至所述柔性容器的至少一个声波谐振器。所述至少一个声波谐振器被调谐到预定的谐振器频率。

在一个预期实施方案中，所述飞机包括具有螺旋桨的涡轮螺旋桨发动机，其中所述材料层在所述螺旋桨的径向平面内定位于所述机身上。

在另一个预期实施方案中，所述柔性容器是柔性袋。

可以预期，本发明可以包括安置在所述机身的内侧上的至少一个声波谐振器。

在本发明的实施方案中，所述预定的谐振器频率可以对应于叶片通过频率。

可以预期，所述至少一个声波谐振器包括被调谐到一次谐波频率的第一亥姆霍兹谐振器。

还可以预期，所述至少一个声波谐振器包括被调谐到二次谐波频率的第二亥姆霍兹谐振器。

对于本发明，所述预定的谐振器频率预期处在0Hz与500Hz之间的范围内。

在各种预期实施方案中，所述一次谐波频率可以处在85Hz±10％之间的范围内、处在90Hz±10％之间的范围内和/或处在102Hz±10％之间的范围内。

在各种预期实施方案中，所述二次谐波频率可以处在170Hz±10％之间的范围内、处在180Hz±10％之间的范围内和/或处在204Hz±10％之间的范围内。

在另一个预期实施方案中，所述消音设备可以包括控制器，所述控制器连接至所述至少一个声波谐振器以调整其谐振器频率。如果是这样，那么所述控制器可以包括处理器。

可以预期，本发明可以包括控制器，所述控制器包括温度敏感装置和压力敏感装置中的至少一者。

本发明的消音设备可以包括至少一个传感器，所述传感器连接至控制器以向所述控制器提供输入来调整所述谐振器频率。如果是这样，那么所述至少一个传感器可以检测选自包括温度、湿度、高度、压力和速度的组中的至少一者。

在另一个实施方案中，吸音器可以安置在所述至少一个声波谐振器内。

在又一个其它实施方案中，所述柔性容器可以包括安置在所述间隙中的多个柔性容器。

从以下段落中，本发明的其它方面将变成显而易见的。

附图说明

现在将结合附图来描述本发明，在附图中：

图1是涡轮螺旋桨飞机的俯视图，提供了对本发明的消音设备的位置的指示；

图2是图1中所示的飞机的截面图，提供了用于放置根据本发明的消音设备的一个预期位置的图示；

图3是本发明的消音设备的第一实施方案的一部分的截面图示；

图4是本发明的消音设备的第二实施方案的一部分的截面图示；

图5是本发明的消音设备的第三实施方案的一部分的截面图示；

图6是本发明的消音设备的第四实施方案的一部分的截面图示；

图7是本发明的消音设备的第五实施方案的前视图示；

图8是本发明的消音设备的第六实施方案的图示；

图9是本发明的消音设备的第七实施方案的图示；

图10是本发明的消音设备的第八实施方案的图示；以及

图11是本发明的消音设备的第九实施方案的图示。

具体实施方式

现在将结合本发明的一个或多个实施方案来描述本发明。对实施方案的讨论不意欲限制本发明。相反地，对实施方案的任何讨论意欲举例说明本发明的广度和范围。如本领域的技术人员将显而易见，在不脱离本发明的范围的情况下，可以采用本文中描述的实施方案的变体和等效物。那些变体和等效物意欲被本专利申请的范围涵盖。

现在将在涡轮螺旋桨飞机(诸如图1中所示的飞机10)的情形中讨论本发明。

涡轮螺旋桨飞机10是包括一个或多个涡轮螺旋桨发动机12的飞机，所述发动机通常安装在机翼14上。涡轮螺旋桨发动机12是驱动飞机螺旋桨16的涡轮发动机。与涡轮喷气发动机相反，涡轮螺旋桨发动机的废气通常不含有足以产生显著推力的能量。而是，来自涡轮螺旋桨发动机12的动力被给予螺旋桨16，所述螺旋桨产生用于飞机10的推力。

虽然结合具有涡轮螺旋桨发动机12的飞机10来讨论本发明，但是本发明不意欲限于具有任何特定类型的涡轮螺旋桨发动机12的飞机10。此外，可以预期，本发明可以应用于任何飞机并且不被认为限于具有涡轮螺旋桨发动机的那些飞机。

如本领域的技术人员将显而易见，在螺旋桨16旋转时，涡轮螺旋桨飞机10上的螺旋桨16产生处于与螺旋桨16上的叶片的数目与轴频以及其谐波的乘积相等的频率的压力波动，所述压力波动被称作螺旋桨尾流。所述压力波动在所有方向上从螺旋桨16向外传播。如将显而易见，所述压力波动还在图1中包括的箭头18的方向上从螺旋桨16朝飞机10的机身20传播。所述压力波动撞击机身20的外表面并且激发机身结构。表面激发驱动螺旋桨16的平面周围的机身蒙皮并且产生噪声和振动，所述噪声和振动传播至机舱内部22。因此，来自涡轮螺旋桨发动机12的在机舱22内的噪声在离发动机12最近的点处最大。

本发明的一个方面是减少飞机10的机舱22中的噪声的严重性。明确地说，本发明的一个方面是减少由发动机12和/或螺旋桨16产生的、进入机舱22的噪声。

在机身20上的同一位置(即，离发动机12最近的位置)处，飞机10通常设有挡冰板24。更明确地说，挡冰板24位于机身20上、在螺旋桨16的径向平面中的位置处。挡冰板24至少部分地围绕机身20的周界延伸。挡冰板24在螺旋桨16与机身20之间增添了屏障材料层，用于保护机身免于被由于离心力而从螺旋桨16飞出的固体物质(诸如冰)损坏。

如本领域的技术人员将显而易见，在螺旋桨16旋转时，可能出现的情况是，螺旋桨16可能会导致固体物质(诸如冰)被抛到飞机10的机身20上。为了最小化任何潜在的有害作用，机身20通常设有额外的材料层(通常是由铝和/或复合材料制成的额外的外蒙皮)，所述材料层至少部分地围绕机身20的周界延伸。此额外的材料带一般被称作挡冰板24。图2示出了挡冰板24的一个可能位置和定向。请注意，如本领域的技术人员将显而易见，挡冰板24可以围绕机身20进一步延伸(或完全围绕机身20延伸)。

关于本发明，在图2中示出了挡冰板24的定位。

图3是本发明的消音设备28的一部分的截面图示。挡冰板24安置于机身20外部并且在一些构造中在机身20与挡冰板24之间建立小的气隙26。如本文中更全面地讨论，气隙26提供了本发明利用的机会。

消音设备28包括柔性容器30，所述容器位于挡冰板24与机身20之间的间隙26中。在预期实施方案中，柔性容器30是柔性袋，所述柔性袋可以由本领域的技术人员已知的任何数目的不同柔性材料(包括聚合物)制成。

请注意，虽然结合作为柔性容器30的柔性袋来描述本发明，但是本发明不仅限于此类构造。相反地，柔性容器30可以被构造而具有连接在一起的柔性部分与非柔性部分。为此，可以预期，通过将柔性元件与非柔性元件混合在一起以形成柔性容器30，对柔性容器30进行调谐使之对飞机10在其中操作的变动的环境条件以可预测的方式作出响应变成可能。

柔性容器30预期是充满加压空气。然而，本发明不仅限于其中柔性容器充满空气的构造。可以预期，在不脱离本发明的范围的情况下，柔性容器可以充满任何气体。

如图3中所示，柔性容器30具有外侧32、内侧34、顶部36和底部38。外侧32预期紧靠挡冰板24的内表面。柔性容器30的内侧34预期紧靠机身20的外表面。以图的形式提供顶部36和底部38来说明柔性容器30是封闭的容器。可以预期，如本发明的消音设备28的预期构造所要求或所要的，挡冰板24和机身20中的一者或两者可以构成柔性容器30的部分。

如图3中还示出的，亥姆霍兹谐振器40连接至柔性容器30。如对于其操作是众所周知的亥姆霍兹谐振器40来说常见的是，亥姆霍兹谐振器40包括颈部部分42和连接至颈部部分42的谐振器腔44。

在所示实施方案中，亥姆霍兹谐振器40位于机身20内，延伸穿过其中的开口。然而，请注意，在不脱离本发明的情况下，亥姆霍兹谐振器40可以处在任何位置处。具体地说，在一个预期变体中，在不脱离本发明的范围的情况下，亥姆霍兹谐振器40可以与柔性容器30一起安置在间隙26内。

亥姆霍兹谐振器40根据以下方程式来操作：

在方程式1中，f_h是谐振器频率，C是音速，A是颈部部分42的面积，V₀是谐振器腔44的容积，并且L是颈部部分42的长度。因此，固定的亥姆霍兹谐振器40取决于所识别的参数而在固定的频率f_h处发生谐振。因此，谐振器频率f_h在本文中也被称作调谐频率f_h。

如将显而易见，在亥姆霍兹谐振器40连接至柔性容器30时，亥姆霍兹谐振器40将在调谐频率f_h处发生谐振。如果调谐频率f_h经过恰当地设计，那么亥姆霍兹谐振器40与柔性容器30内的压力波相互作用以至少部分地抵消那些压力波。因此，机身20的外表面上的载荷减少，并且可以减少由于在螺旋桨尾流频率以及其谐波处的压力载荷而传播至机舱22中的噪声。

为了本发明，可以将亥姆霍兹谐振器40调谐到小范围内的频率f_h以实现飞机10的适当操作。如本领域的技术人员将显而易见，每一类型的飞机10(即，每一飞机型号)被设计成在其操作的大部分时间内按预定的巡航速度、螺旋桨的旋转速度(按rpm(每分钟转数)来测量)和高度来操作。因此，涡轮螺旋桨发动机12预期会在每一次飞行的持续时间的大部分时间内导致处于相对恒定的操作频率的声波激发(由于螺旋桨16旋转)。出于这种考虑，因此，为了在飞机10飞行的大部分时间内解决消音问题，亥姆霍兹谐振器40不需要对宽范围的谐振器频率f_h敏感。而是，亥姆霍兹谐振器40仅需要被调谐到飞机10在处于巡航高度时所经历的特定谐振器频率f_h。

如本领域的技术人员将显而易见，预计飞机的谐振器频率f_h在各飞机类型之间是不同的。因此，对于每一类型的飞机，谐振器频率f_h预期是不同的。更具体地说，本发明预期亥姆霍兹谐振器40将被调谐到以下螺旋桨尾流频率中的至少一者：85Hz、90Hz和102Hz。还可以增添亥姆霍兹谐振器40以减少机舱22内的螺旋桨噪声的二次谐波，所述二次谐波分别包括为170Hz、180Hz和204Hz的频率(例如，参见图11)。由此，本发明预期亥姆霍兹谐振器40将被调谐到在85Hz±10％、90Hz±10％、102Hz±10％、170Hz±10％、180Hz±10％和204Hz±10％的范围内的非限制性谐振器频率f_h。虽然在各飞机类型之间将存在差异，但是本发明预期会解决0与500Hz之间的谐振器频率f_h。因此，一般将会在一次与二次叶片通过频率(发动机轴rpm×叶片数目)的范围内对亥姆霍兹谐振器40进行调谐。

虽然结合连接至柔性容器30的一个或多个亥姆霍兹谐振器40来描述本发明，但是可以预期本发明涵盖更广泛的范围。明确地说，本发明预期涵盖可以连接至柔性容器30的任何声波谐振器。换句话说，本发明不应被认为仅限于亥姆霍兹谐振器40。

图4示出根据本发明的消音设备46的第二实施方案。在这个实施方案中，除了增添一样东西之外，特征预期是与图3中所示的特征相同。明确地说，已向亥姆霍兹谐振器40的谐振器腔44增添吸音器48。吸音器48预期通过以本领域的技术人员将显而易见的方式更改亥姆霍兹谐振器40的声性质来帮助对亥姆霍兹谐振器40进行调谐。

图5示出根据本发明的消音设备50的第三实施方案。在这个实施方案中，谐振器腔44包括可调活塞52。活塞52经由通信线路54连接至控制器56。在这个实施方案中，可以预期，控制器56将被建构用于调整活塞52在谐振器腔44内的位置。通过调整活塞52的位置，谐振器腔44内的容积V改变，这样会更改亥姆霍兹谐振器40的谐振频率f_h。

通过消音设备50的此第三实施方案，可以预期，可以在飞行期间通过控制器56动态地调整亥姆霍兹谐振器40。因此，在若干飞行模式(例如，包括滑行、起飞和着陆)期间适应传输至机舱22内部的噪声的变化变成可能。

可以预期，控制器56可能会需要一个或多个输入信号来进行操作。因此，通信线路58将控制器56连接至传感器60。传感器60可以检测温度、湿度、高度、压力、速度等中的任何一者或多者以供输入至控制器56。使用来自传感器60(或多个传感器60)的输入，控制器56可以调整亥姆霍兹谐振器40的谐振频率f_h以达成最佳消音效果。

传感器60可以专用于控制器56。替代地，传感器60可以将信息提供给在飞机10上面的飞行管理系统(“FMS”)，并且相同的信息也提供给控制器56。

图6示出根据本发明的消音设备62的第四实施方案。除了已向谐振器腔44增添吸音器64之外，这个实施方案预期与第三实施方案类似。如之前那样，吸音器64预期会帮助调谐亥姆霍兹谐振器40并且因此帮助吸音。

如上文提到，可以预期，控制器56将包括对来自传感器60的输入信号作出响应的处理器。所述处理器可以包括用于调谐亥姆霍兹谐振器40的算法。可以预期，控制器56可能会由于与查找表相关联的查找功能而发出控制信号。本发明不预期限于控制器56的任何特定操作模式。

替代地，可以预期，控制器56可以在没有计算机处理的情况下对所选可变因素作出响应。举例来说，控制器56可以是响应于所选可变因素而更改活塞52的位置的机械装置。在一个预期实施方案中，控制器56可以是更改活塞52的位置的温度响应装置，诸如弹簧。在另一个预期实施方案中，控制器56可以是压力响应装置。在不脱离本发明的范围的情况下，可以采用其它装置作为控制器56。

在第三预期变体中，控制器56可以通过将处理器功能性与对变动的环境条件作出响应的一个或多个元件组合来操作。举例来说，控制器56可以将温度敏感材料与电控制器组合以调谐亥姆霍兹谐振器40。

图7是根据本发明的消音设备66的第五实施方案的图示。此图示意欲说明柔性容器30相对于挡冰板24的定位。在这个实施方案中，六个亥姆霍兹谐振器68连接至柔性容器30。所述亥姆霍兹谐振器68中的每一者预期会有助于消音。

虽然示出了六个亥姆霍兹谐振器68，但是在不脱离本发明的情况下，消音设备66可以包括更多或更少数目的亥姆霍兹谐振器68。在所示实施方案中，所有的亥姆霍兹谐振器68可以被调谐到相同的谐振器频率f_h。替代地，亥姆霍兹谐振器68中的每一者可以被调谐到不同的谐振器频率f_h，由此增加本发明的消音设备66的消噪范围。

图8是消音设备70的第六实施方案的图示。在这个实施方案中，柔性容器30已被分成两个柔性容器72、74。

图9是消音设备76的第七实施方案的图示。在这个实施方案中，柔性容器30已被分成三个柔性容器78、80、82。

图10是消音设备84的第八实施方案的图示。在这个实施方案中，柔性容器30已被分成六个柔性容器86、88、90、92、94、96。

图11是根据本发明的消音设备98的第九实施方案的图示。此图示意欲说明柔性容器30相对于挡冰板24的定位。在这个实施方案中，如图7中所提供，四个亥姆霍兹谐振器68连接至柔性容器30。四个额外亥姆霍兹谐振器100连接至柔性容器30。在这个图示中，第一组亥姆霍兹谐振器68被调谐到第一非限制性螺旋桨尾流频率(诸如，例如，85Hz、90Hz和/或102Hz)，而第二组亥姆霍兹谐振器100被调谐到第二非限制性螺旋桨尾流频率(诸如，例如，170Hz、180Hz和/或204Hz)。虽然在本文中为了举例而提供某些频率，但是将理解，本发明不限于所描述的特定频率范围。因此，这个实施方案意欲涵盖其中第一亥姆霍兹谐振器68被调谐到一次谐波频率并且第二组亥姆霍兹谐振器100被调谐到二次谐波频率的构造。如将显而易见的，第二组亥姆霍兹谐振器100可以用在本发明的其余实施方案中的任一者中。

虽然图11示出了四个一阶亥姆霍兹谐振器68和四个二阶亥姆霍兹谐振器100，但是本发明不限于此构造。在不脱离本发明的范围的情况下，可以采用任何数目的一阶亥姆霍兹谐振器68和任何数目的二阶亥姆霍兹谐振器。另外，本发明涵盖可以被调谐到三次、四次和其它附属谐波的亥姆霍兹谐振器。

如将从图7至图11中显而易见，在不脱离本发明的范围的情况下，柔性容器30可以涵盖任何数目和/或形状的单独柔性容器。

如将从前文中显而易见，本发明的消噪设备28、46、50、62、66、70、76、84、98的各种实施方案的一个方面是在噪声传输至飞机10的机舱22中之前使噪声减弱。因此，本发明与现有技术中已知的主动消噪系统形成对比。主动消噪系统通常设置于飞机10的机舱22内以消除(使用声音干涉原理等)飞机机舱22中的非所要的声音频率。如本领域的技术人员将显而易见，主动消噪系统是复杂的、给飞机10增加重量、易坏并且难以安装。本发明预期会解决现有技术中的这些缺点中的一者或多者。

如上文所提到，本文中描述的实施方案意欲为本发明的宽大广度的示例。所描述实施方案的变体和等效物意欲被本发明涵盖，如同在本文中描述一样。

Claims

1.一种用于飞机的消音设备，其包括：

材料层，所述材料层安置在所述飞机的机身外部，其中所述材料层连接至所述机身以在所述材料层与所述机身之间建立间隙；

柔性容器，所述柔性容器安置在所述间隙中；以及

至少一个声波谐振器，所述声波谐振器连接至所述柔性容器，

其中所述至少一个声波谐振器被调谐到预定的谐振器频率。

2.如权利要求1所述的消音设备，其中所述飞机包括具有螺旋桨的涡轮螺旋桨发动机，其中所述材料层在所述螺旋桨的径向平面内定位于所述机身上。

3.如权利要求1所述的消音设备，其中所述柔性容器包括柔性袋。

4.如权利要求1所述的消音设备，其中所述至少一个声波谐振器安置在所述机身的内侧上。

5.如权利要求1所述的消音设备，其中所述预定的谐振器频率对应于叶片通过频率。

6.如权利要求1所述的消音设备，其中所述至少一个声波谐振器包括被调谐到一次谐波频率的第一亥姆霍兹谐振器。

7.如权利要求6所述的消音设备，其中所述至少一个声波谐振器包括被调谐到二次谐波频率的第二亥姆霍兹谐振器。

8.如权利要求1所述的消音设备，其中所述预定的谐振器频率处在0Hz与500Hz之间的范围内。

9.如权利要求6所述的消音设备，其中所述一次谐波频率处在85Hz±10％之间的范围内。

10.如权利要求6所述的消音设备，其中所述一次谐波频率处在90Hz±10％之间的范围内。

11.如权利要求6所述的消音设备，其中所述一次谐波频率处在102Hz±10％之间的范围内。

12.如权利要求7所述的消音设备，其中所述二次谐波频率处在170Hz±10％之间的范围内。

13.如权利要求7所述的消音设备，其中所述二次谐波频率处在180Hz±10％之间的范围内。

14.如权利要求7所述的消音设备，其中所述二次谐波频率处在204Hz±10％之间的范围内。

15.如权利要求1所述的消音设备，其还包括：

控制器，所述控制器连接至所述至少一个声波谐振器以调整其谐振器频率。

16.如权利要求15所述的消音设备，其中所述控制器包括处理器。

17.如权利要求15所述的消音设备，其中所述控制器包括温度敏感装置和压力敏感装置中的至少一者。

18.如权利要求17所述的消音设备，其还包括：

至少一个传感器，所述传感器连接至所述控制器以向所述控制器提供输入来调整所述谐振器频率。

19.如权利要求18所述的消音设备，其中所述至少一个传感器检测选自包括温度、湿度、高度、压力和速度的组中的至少一者。

20.如权利要求1所述的消音设备，其还包括：

吸音器，所述吸音器安置在所述至少一个声波谐振器内。

21.如权利要求1所述的消音设备，其中所述柔性容器包括安置在所述间隙中的多个柔性容器。