CN109630272B - 一种减低飞机噪音的方法及消音衬垫 - Google Patents

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Abstract

一种减低飞机噪音的方法，在飞机短舱的发动机进气道内设有环形的消音衬垫，该消音衬垫含有穿孔面板，蜂窝芯和刚性底板组成的复合结构，所述的穿孔面板为一个制有微穿孔的薄板，所述的蜂窝芯是一个变厚度的结构，蜂窝芯的一端高度为H1，另一端的高度为H2，蜂窝芯的一端高度H1要大于另一端的蜂窝芯的高度H2，H1与H2之间的蜂窝芯高度是一个线性过渡，蜂窝芯可使用金属或复合材料制造，刚性底板可以使用金属或复合材料制造。

Description

一种减低飞机噪音的方法及消音衬垫
技术领域
本发明属于飞机设计技术，进一步涉及飞机降噪技术，具体是一种减低飞机噪音的方法及消音衬垫。
背景技术
随着商用飞机的不断发展，人们开始追求飞机的环保性以及舒适性，而飞机的噪声水平已经成为评价一个飞机性能优越的重要指标。飞机起降时会对机场周边带来噪声污染，飞行中大的噪声也会影响飞机乘坐的舒适性。飞机的噪声大多由发动机带来，因此能够有效降低发动机噪声成为问题的关键，通常人们使用微穿孔蜂窝夹层消音衬垫结构的进气道来进行飞机发动机噪声的降低，如专利US9334059B1，以及91303436.9，这些消音衬垫能够有效降低发动机通过频率附近的噪声，这对于涡轮喷气式发动机是适用的，但对于涡轮螺旋桨发动机而言，只降低一个或几个频率点的噪声是不够的，如何提高消音衬垫的消音带宽已经成为飞机降噪的难题。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本申请的目的在于提供一种减低飞机噪音的方法及消音衬垫。
一种减低飞机噪音的方法，其特征在于：在飞机短舱的发动机进气道内设有环形的消音衬垫结构，该消音衬垫含有穿孔面板，蜂窝芯和刚性底板组成的复合结构，所述的穿孔面板为一个制有微穿孔的薄板，所述的蜂窝芯是一个变厚度的结构，蜂窝芯的一端高度为H1，另一端的高度为H2，蜂窝芯的一端高度H1要大于另一端的蜂窝芯的高度H2，H1与H2之间的蜂窝芯高度是一个线性过渡，蜂窝芯可使用金属或复合材料制造，刚性底板可以使用金属或复合材料制造。
上述的蜂窝芯的一端的高度H1根据噪声源的最低频率确定，
Figure BDA0001852467980000021
c为声速，fmin为发动机噪声源的最低频率，所述的蜂窝芯的另一端的高度H2根据噪声的最高频率确定，/>
Figure BDA0001852467980000022
fmax为发动机噪声源的最高频率。
本申请的有益效果在于：1)由变厚度的消音衬垫作为发动机的进气道结构，可以有效吸纳较宽频率的噪音，降噪效果优于等厚度消音衬垫的进气道结构；2)本申请提出消音衬垫的蜂窝芯高度根据噪声源的最低频率到最高频率计算，形成消音衬垫的高厚度H1段、低厚度H2段以及高厚度H1段向低厚度H2段的过渡段L，高厚度段H1、低厚度段H2以及过渡段的长度可以根据发动机进气道的结构形式进行优化设计，具有更好的设计性。
以下结合实施例附图对本申请做进一步详细描述。
附图说明
图1是飞机短舱示意图。
图2是消音衬垫断面结构示意图。
图3是发动机进气道示意图。
图4是进气道消音衬垫结构示意图
图中编号说明：1飞机短舱、2发动机进气道、3穿孔面板、4蜂窝芯、5底板、6微穿孔、7进气道前段、8环形消音衬垫结构、9进气道后段、10前端法兰、11后端法兰、12消音衬垫
具体实施方式
参见附图，发动机进气道2位于飞机短舱1的下方，本申请的减低飞机噪音的方法，是在飞机短舱1的发动机进气道2内设有环形消音衬垫结构8，也就是发动机进气道2，由进气道前段7，环形消音衬垫结构8以及进气道后段9组成，进气道前段7与环形消音衬垫结构8的前端法兰10使用螺栓进行连接，进气道后段9与环形消音衬垫结构8的后端法兰11使用橡胶进行柔性连接。前端法兰10与消音衬垫12之间使用焊接连接，后端法兰11与消音衬垫12之间使用焊接连接。
构成环形消音衬垫结构8的消音衬垫12的断面结构如图2所示，其上层是穿孔面板3，中层是蜂窝芯4和底层是刚性底板5组成的复合结构，所述的穿孔面板3为一个制有微穿孔6的薄板，所述的蜂窝芯4是一个变厚度的结构，蜂窝芯4的一端高度为H1，另一端的高度为H2，蜂窝芯的一端高度H1要大于另一端的蜂窝芯的高度H2，H1与H2之间的蜂窝芯高度是一个线性过渡L段，蜂窝芯4可使用金属或复合材料制造，刚性底板5可以使用金属或复合材料制造。
需要强调的是，针对噪声源的噪声频率，选择蜂窝芯的高度，具体算法为：蜂窝芯的一端的高度H1根据噪声源的最低频率确定，
Figure BDA0001852467980000031
c为声速，fmin为发动机噪声源的最低频率，所述的蜂窝芯的另一端的高度H2根据噪声的最高频率确定，/>
Figure BDA0001852467980000032
fmax为发动机噪声源的最高频率。

Claims (1)

1.一种减低飞机噪音的方法，其特征在于：在飞机短舱(1)的发动机进气道(2)内设有环形的消音衬垫结构，该消音衬垫含有穿孔面板(3)，蜂窝芯(4)和刚性底板(5)组成的复合结构，所述的穿孔面板(3)为一个制有微穿孔(6)的薄板，所述的蜂窝芯(4)是一个变厚度的结构，蜂窝芯的一端高度为H1，另一端的高度为H2，蜂窝芯的一端高度H1大于另一端的蜂窝芯的高度H2，H1与H2之间的蜂窝芯高度是一个线性过渡，蜂窝芯(4)使用金属或复合材料制造，刚性底板(5)使用金属或复合材料制造，所述的蜂窝芯(4)的一端的高度H1根据噪声源的最低频率确定，
Figure FDA0004178638390000011
c为声速，fmin为发动机噪声源的最低频率，所述的蜂窝芯(4)的另一端的高度H2根据噪声的最高频率确定，/>
Figure FDA0004178638390000012
fmax为发动机噪声源的最高频率。
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101151420A (zh) * 2005-04-04 2008-03-26 赫克赛尔公司 隔音板盖蜂窝
CN101652809A (zh) * 2007-04-04 2010-02-17 法国空中巴士公司 一种阻尼消音结构的制造方法，由该方法获取的阻尼消音结构及使用该结构的衬垫
CN102686481A (zh) * 2009-12-22 2012-09-19 空中客车运营简化股份公司 厚度变化的声学处理板
CN102837827A (zh) * 2011-06-20 2012-12-26 空中客车运营简化股份公司 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
CN103029841A (zh) * 2011-10-03 2013-04-10 空中客车运营简化股份公司 集成有热空气管道和至少一个稳定室的声学处理板
CN103561948A (zh) * 2011-06-01 2014-02-05 埃尔塞乐公司 制造声衰减板的方法
WO2015028757A1 (fr) * 2013-08-30 2015-03-05 Aircelle Procédé de fabrication d'une pièce composite à nids d'abeille et panneau acoustique ainsi fabriqué

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101151420A (zh) * 2005-04-04 2008-03-26 赫克赛尔公司 隔音板盖蜂窝
CN101652809A (zh) * 2007-04-04 2010-02-17 法国空中巴士公司 一种阻尼消音结构的制造方法，由该方法获取的阻尼消音结构及使用该结构的衬垫
CN102686481A (zh) * 2009-12-22 2012-09-19 空中客车运营简化股份公司 厚度变化的声学处理板
CN103561948A (zh) * 2011-06-01 2014-02-05 埃尔塞乐公司 制造声衰减板的方法
CN102837827A (zh) * 2011-06-20 2012-12-26 空中客车运营简化股份公司 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
CN103029841A (zh) * 2011-10-03 2013-04-10 空中客车运营简化股份公司 集成有热空气管道和至少一个稳定室的声学处理板
WO2015028757A1 (fr) * 2013-08-30 2015-03-05 Aircelle Procédé de fabrication d'une pièce composite à nids d'abeille et panneau acoustique ainsi fabriqué

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