CN110998077A - 声学面板以及相关联的推进单元 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器推进单元的声学面板(16)，该声学面板包括芯部(18)和与芯部(18)接触的进入层(22)，进入层(22)包括下部元件(34)和上部元件(36)，每个下部元件和上部元件包括内部面、外部面和至少一个通孔(30)，下部元件(34)和上部元件(36)的内部面彼此接触并且形成通道，该通道限定挡板并且通向芯部(18)的孔格(24)。

Description

声学面板以及相关联的推进单元
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器推进单元的声学面板，该声学面板旨在被布置在推进单元的流体流动流道的边缘处。
本发明还涉及一种包括这种声学面板的推进单元。
本发明适用于飞行器推进单元的领域，并且更具体地，适用于被布置在这种推进单元中的声学面板。
背景技术
已知为推进单元提供声学面板以便衰减由存在于所述推进单元中的涡轮机产生的噪声。这种噪声是例如由涡轮机的转子与其周围环境的相互作用所引起的。
通常，这种声学面板由具有蜂窝结构的芯部组成，该蜂窝结构被保持在第一板片与第二板片之间，该第一板片旨在与推进单元中的流体流接触，该第二板片相对于蜂窝结构与第一板片相对地设置。通常，第一板片设置有多个类似于管的颈部，该多个颈部在芯部的孔格中垂直于第一板片延伸。另外，第二板片是不可渗透的且是刚性的，以便反射声波。在这种情况下，每个孔格(至少一个颈部在该孔格中延伸)形成亥姆霍兹(Helmholtz)共振器，该亥姆霍兹共振器能够通过开口处的粘热消散效应提供声衰减，颈部通过该开口通向孔格。在这种情况下，每个孔格形成共振腔。
在亥姆霍兹共振器中，频率调谐(换句话说，为获得最大声衰减而进行的频率调节)通过一个或多个颈部的体积以及相关联的共振腔的体积进行控制。由于颈部的低高度，共振器的频率调谐主要通过蜂窝结构的厚度进行控制。
利用这种声学面板，当孔格的厚度约为对应于所述频率的波长的四分之一时，在给定的频率下获得令人满意的声衰减。
然而，这种声学面板不能完全令人满意。
更具体地，与前几代涡轮机相比，新一代涡轮机具有降低的标称转速和减少的叶片数量。这由以下事实证明：由新一代涡轮机产生的噪声具有比由前几代涡轮机产生的噪声更低的频率(换句话说，更长的波长)。
在现有技术的声学面板的情况下，当待衰减的声波的频率降低时，必须显著地增加声学面板的厚度。这导致声学面板的体积和质量的增加，这特别是在空运应用的情况下是不可接受的。
因此，本发明的一个目的在于提供一种声学面板，该声学面板的体积和质量比常规的声学面板更少地依赖待衰减的声波的频率。
发明内容
为此，本发明涉及一种上述类型的声学面板，声学面板包括芯部和进入层，
芯部包括被布置成形成蜂窝结构的多个孔格，每个孔格通向芯部的第一面并且通向芯部的与第一面相对地定位的第二面，
进入层包括下部元件和上部元件，每个下部元件和上部元件包括相应的板片，该板片具有内部面和与内部面相对地定向的外部面，
下部元件和上部元件中的每一个包括至少一个通孔，该通孔通向外部面并且还通向内部面，
下部元件和上部元件中的至少一个的内部面针对至少一个通孔包括对应的凹槽，通孔通向该对应的凹槽，
下部元件的内部面与上部元件的内部面相对地设置并接触，上部元件和下部元件中的一个元件的每个通孔与上部元件和下部元件中的另一个元件的凹槽相对，以便与上部元件和下部元件中的另一个元件的凹槽和通孔一起形成通道，该通道通向凹槽，
每个通道的通孔沿与进入层的厚度方向不同的方向偏移，
进入层与芯部的第一面相对地延伸并接触，
对于每个通道，下部元件的通孔通向芯部的孔格，并且上部元件的通孔旨在通向流体流动流道。
实际上，在根据本发明的声学面板中，通向蜂窝结构的孔格的每个通道类似于亥姆霍兹共振器的颈部。由于在下部元件和/或上部元件的内部面上形成凹槽，因此，与常规的声学面板(其中每个亥姆霍兹共振器的颈部垂直于进入层延伸)不同，根据本发明的声学面板的每个通道基本上平行于进入层延伸。
因此，利用根据本发明的声学面板，容易产生频率调谐，以衰减由新一代涡轮机产生的噪声，并且无需改变声学面板的厚度即可实现这一点。实际上，简单地通过改变例如凹槽的尺寸、更特别的是改变凹槽的长度来进行频率调节，这不需要增加进入层的厚度。凹槽尺寸的这种改变通过通道体积的变化来体现，这导致面板的衰减频率的变化。
因此，根据本发明的声学面板具有比常规的声学面板更少地依赖待衰减的声波的频率的体积和质量。
根据本发明的其他有利的方面，声学面板包括单独采用或基于所有技术上可能的组合而采用的以下特征中的一个或更多个：
-下部元件和上部元件中的每一个的内部面对于每个通孔包括对应的凹槽，通孔通向该对应的凹槽，每个通道由下部元件和上部元件的彼此相对的两个相应的凹槽以及下部元件和上部元件的对应的通孔形成；
-对于每个凹槽，对应的通孔在内部面上通向凹槽的一个端部；
-对于每个通道，对应的凹槽彼此完全相对；
-声学面板还包括反射层，该反射层被构造成对具有属于预定范围的频率的声波进行反射，反射层与芯部的第二面相对地延伸并接触；
-对于上部元件和下部元件中的每一个，相应的内部面包括多个凹槽，凹槽相对于对称平面对称，并且，对于至少一对相对于对称平面相互对称的凹槽，对应的通孔被设置成通向所述凹槽的相对于对称平面不相互对称的端部；
-下部元件和上部元件中的一个元件的内部面包括至少一个柱杆，该柱杆被接合在下部元件和上部元件中的另一个元件的相关联的空腔中，空腔和相关联的柱杆具有互补的形状；
-对于上部元件和下部元件中的每一个，每个凹槽是直线的并且沿着纵向轴线延伸，该纵向轴线平行于与相应的内部面局部相切的平面，并且，对于每个凹槽，对应的通孔具有如下轴线：该轴线正交于与内部面局部相切的平面；
-凹槽的深度小于或等于凹槽的长度的一半，优选地小于或等于凹槽的长度的三分之一，凹槽的长度由凹槽沿着纵向轴线的范围所限定。
另外，本发明涉及一种用于飞行器的推进单元，该推进单元包括至少一个如上所述的声学面板。
附图说明
借助于仅以非限制性示例的方式并参考附图给出的以下描述将更好地理解本发明，在附图中：
-图1是根据本发明的推进单元在推进单元的纵向平面中的截面视图；
-图2是根据本发明的声学面板的透视示意图；
-图3是根据本发明的声学面板的第一实施例的俯视图；
-图4是根据本发明的声学面板的第二实施例的俯视图；
-图5是图2的声学面板的进入层的分解截面视图，该截面视图沿着与进入层的外部面正交的平面并且包含进入层的通道的纵向轴线；
-图6是图2的声学面板的进入层沿着图5的平面的截面视图；
-图7是图2的声学面板沿着图5的平面的示意性截面视图；
-图8是根据本发明的声学面板的第三实施例的进入层的分解截面视图，该截面视图沿着与进入层的外部面正交的平面并且包含进入层的通道的纵向轴线；以及
-图9是图8的声学面板的进入层沿着图8的平面的非分解截面视图。
具体实施方式
图1中示出了根据本发明的推进单元2。
推进单元2包括机舱4和例如为涡轮喷气发动机5的涡轮机。
机舱4包围涡轮喷气发动机5并且在外部界定流体流动流道，该流体流动流道包括进气通道6、次级流道7和排气通道8。
涡轮喷气发动机5旨在在其运行期间产生从进气通道6流向排气通道8的空气流14。在图1中通过一组箭头示出空气流14。
推进单元2还包括至少一个声学面板16。
每个声学面板16被构造成衰减具有属于预定频率范围的频率的声波。
优选地，每个声学面板16被包含在机舱4和/或涡轮喷气发动机5中，例如以便界定进气通道6、次级流道7和排气通道8中的至少一个的至少一个轴向截面。
优选地，环形部分中的一组声学面板16在周向上首尾相连地安装。
参考图2，声学面板16包括芯部18、反射层20和进入层22。
芯部18具有蜂窝结构。更确切地说，芯部18包括根据已知的蜂窝结构进行布置的多个孔格24。
如在图7中可以看出，每个孔格24通向芯部18的第一面26并且通向芯部18的与第一面26相对地定位的第二面28。
芯部18的第一面26是第一面26和第二面28中的旨在朝向空气流14定向的面。芯部的第二面28是第一面26和第二面28中的旨在与空气流14相对地定向的面。
优选地，芯部18使得第一面26与第二面28之间的距离约为对应于预定工作频率的波长的四分之一。
工作频率是期望的最大声衰减的频率。工作频率属于预定的频率范围。
例如，芯部18由例如为铝的金属制成。根据另一示例，芯部18由复合材料、诸如由嵌入硬化树脂基体中的碳纤维形成的复合材料制成。
反射层20适于对具有属于预定的频率范围的频率的波长进行反射。
反射层20与芯部18的第二面28相对地延伸并且与第二面28接触。更确切地说，反射层20被刚性地附接到芯部18的第二面28，例如被粘合到芯部18的第二面28。
例如，反射层20由例如为铝的金属制成。根据另一示例，反射层20由复合材料、诸如由嵌入硬化树脂基体中的碳纤维形成的复合材料制成。
进入层22与芯部18的第一面26相对地延伸并且与第一面26接触。更确切地说，进入层22被刚性地附接到芯部18的第一面26，例如被粘合到芯部18的第一面26。
进入层22被布置成使得进入层22的至少一个通道32的通孔30通向芯部18的孔格24。下面描述了通孔30和通道32。
现在将参考图3至图7对进入层22进行描述。
进入层22包括下部元件34和上部元件36。
下部元件34和上部元件36中的每一个包括相应的板片38。
例如，板片38具有0.5mm(毫米)至2mm之间的厚度。
板片38包括内部面40和与内部面相对地定向的外部面42。
板片38例如由复合材料、诸如由嵌入硬化树脂基体中的碳纤维形成的复合材料制成。
如图4中所示，板片的内部面40包括至少一个凹槽44。每个凹槽44具有两个相对的端部46。
优选地，每个凹槽44是直线的并且沿着相应的纵向轴线X-X延伸，该纵向轴线平行于与内部面40局部相切的平面。
凹槽44的相应的纵向轴线可以彼此平行或者可以彼此不平行。
优选地，每个凹槽44的深度小于或等于凹槽的长度的一半，优选地小于或等于凹槽的长度的三分之一。凹槽44的长度被限定为凹槽44沿着纵向轴线X-X的范围。
优选地，凹槽44被有规律地设置在板片38的内部面40上，如图4和图5中所示。
每个凹槽44与对应的通孔30相关联。
每个通孔30在对应的凹槽44的一个端部中通向内部面40并且还通向板片38的外部面。
优选地，对于每个凹槽44，对应的通孔30具有轴线Y-Y，该轴线Y-Y正交于与内部面40局部相切的平面。
凹槽44和通孔30例如通过机械加工或者通过对板片38进行冲压来获得，或者甚至在板片38的生产期间通过模制来获得。
有利地，板片38的内部面40具有对称平面P。对称平面P使得凹槽44相对于对称平面P对称。
另外，对于相对于对称平面P相互对称的至少一对凹槽44，对应的通孔30被设置成通向相对于对称平面P不相互对称的端部46。
例如，如图3中所示，关于与凹槽44的纵向轴线X-X正交的对称平面P，通孔30被全部设置在板片38的同一侧上，换句话说被设置在图3的左侧上。
根据图4所示的另一示例，关于与内部面40局部正交并且与凹槽44的纵向轴线X-X平行的对称平面P，位于对称平面P的一侧上(图4中的顶部处)的通孔30被全部设置在板片38的同一侧上(图4中的右侧上)，并且位于对称平面P的另一侧上(图4中的底部处)的通孔30被全部设置在板片38的同一与第一侧相对的第二侧上(图4中的左侧上)。
有利地，内部面40包括防误装置50。
防误装置50包括至少一个空腔52，该空腔与对应的柱杆54相关联。
空腔52和相关联的柱杆54具有互补的形状。
另外，在内部面40上，空腔52的位置和相关联的柱杆54的位置相对于对称平面P对称。
为了形成进入层22，下部元件34的内部面40与上部元件36的内部面40相对地设置，如图5中所示。
于是，下部元件34的内部面40与上部元件36的内部面40进行接触，使得上部元件36的至少一个凹槽44与下部元件34的对应凹槽44相对地布置，以便形成通道32。
更确切地说，彼此相对地布置的凹槽44的边缘完全叠置。
另外，上部元件36的凹槽44的通孔30和下部元件34的凹槽44的通孔30分别设置在通道32的相对端部处，如图6所示。换句话说，下部元件34和上部元件36中的一个元件的每个通孔30面向下部元件34和上部元件36中的另一个元件的对应的凹槽44的底部的实心部分定位。
因此，在与形成进入层22的元件34、36的相应的内部面40正交的平面中，每个通道32限定挡板，如图6和图7中所示。
更一般地，给定通道32的通孔30沿与进入层22的厚度方向不同的方向相对于彼此偏移。
另外，通道32的长度(换句话说，通道32沿对应的凹槽42的纵向方向的空间范围)有利地大于或等于进入层22的厚度。
另外，由通道32限定的挡板的具有最大长度的部分对应于由凹槽44界定的部分、换句话说通道32的沿着所述凹槽44的纵向轴线平行于元件34、36的相应的内部面40延伸的部分。
优选地，下部元件34和上部元件36例如通过粘合而彼此刚性地附接。
优选地，通道32具有0.1mm2(平方毫米)至10mm2之间、例如0.2mm2至7mm2之间的横截面积。
优选地，下部元件34具有诸如上面所描述的对称性，并且下部元件34和上部元件36是相似的。在这种情况下，上部元件36使得在上部元件36围绕属于上部元件36的内部面40和对称平面P的轴线进行180°旋转时，上部元件36与下部元件34完全重合。
在这种情况下，下部元件34的每对对称的凹槽44与上部元件36的同一对对称的凹槽44相对地设置。
优选地，下部元件34和上部元件36中的一个的板片38的内部面40的至少一个柱杆54被接合在形成在下部元件34和上部元件36中的另一个中的相关联的空腔52中，该空腔具有与所述柱杆54互补的形状。
在下部元件34具有诸如上面所描述的对称性、包括防误装置50并且类似于上部元件36的情况下，上部元件36的防误装置50的柱杆54被接合在下部元件34的防误装置50的空腔52中，并且下部元件34的柱杆54被接合在上部元件36的空腔52中。
关于这种声学面板16，表示为f0并且单位以赫兹表示的工作频率以第一近似值(换句话说，当不包括切向流效应时)通过以下关系式关联至声学面板16的参数：
Figure BDA0002378072650000091
其中，C是声速，以米/秒为单位；
S是通道32的横截面积，以平方米为单位；
V是孔格24的体积，以立方米为单位；并且
l'是通道32的校准长度，以米为单位。
通道32的校准长度由以下关系式给出：
Figure BDA0002378072650000092
其中，l是通道32的长度，在通道32由两个完全叠置的凹槽44形成的情况下，l等于凹槽44中的一个凹槽的长度，以米为单位；
r是对应的通孔30的直径，以米为单位；并且
σ是下部元件34的穿孔率，仅考虑与通道32相关联的通孔30，该通道的对应的通孔30存在于上部元件36中。穿孔率σ等于通孔30的总表面积除以下部元件34的外部面42的设置有通孔30的部分的表面积的结果。
每个通道32由下部元件34和上部元件36的单个相应的通孔30以及对应的凹槽44形成。另外，每个通道32不与进入层22的任何其他通道32连通。
根据图8和图9所示的变型，下部元件34和上部元件36中的至少一个元件的至少一个通孔30不通向同一元件的任何凹槽。更确切地说，所述通孔30直接通向所考虑的元件的外部面42并且还通向所述元件的内部面40。在这种情况下，当对下部元件34和上部元件36进行组装时，直接通向外部面42和内部面40的所述通孔30与下部元件34和上部元件36中的另一个元件的对应的凹槽44相对地布置，有利地与形成在该另一个元件中并且通向该另一元件的凹槽44的通孔30相距一距离。
例如，在通孔30直接通向下部元件34的外部面42和内部面40的情况下，通道32由下部元件34的所述通孔30、上部元件36的对应的凹槽44、形成在上部元件36中并且通向所述凹槽44的通孔30以及下部元件34的内部面40的与凹槽44相对地定位的部分形成。
例如，在通孔30直接通向上部元件36的外部面42和内部面40的情况下，通道32由上部元件36的所述通孔30、下部元件34的对应的凹槽44、形成在下部元件34中并且通向所述凹槽44的通孔30以及上部元件36的内部面40的与凹槽44相对地定位的部分形成。
根据本发明的声学面板16允许实现与新一代涡轮机相关联的低频率的声衰减，而不会显著地增加声学面板16的质量或体积。通过实施进入层22来获得这种效果，在该进入层中，与常规的亥姆霍兹共振器的颈部类似的通道32相对于声学面板16沿纵向方向延伸。由于这种几何形状，由衰减较低频率的需要而决定的通道32的伸长率不会导致声学面板16的厚度的显著增加。
下部元件34和上部元件36的对称性导致制造成本的降低，下部元件34和上部元件36是相同的并且通过相同的工艺获得。实际上，这种对称性确保利用上部元件36的凹槽覆盖下部元件34的凹槽，以便形成进入层22的通道32。
防误装置50的存在允许下部元件34相对于上部元件36精确定位并且有助于组装操作。

Claims (10)

1.用于飞行器推进单元(2)的声学面板(16)，所述声学面板旨在被布置在所述推进单元(2)的流体流动流道的边缘处，
所述声学面板(16)包括：
-芯部(18)，所述芯部具有相对的第一面(26)和第二面(28)，并且包括被设计成形成蜂窝结构的多个孔格(24)，每个孔格(24)通向所述第一面(26)和所述第二面(28)；以及
-进入层(22)，所述进入层与所述芯部(18)的所述第一面(26)相对地延伸并且接触，所述进入层(22)包括下部元件(34)和上部元件(36)，所述下部元件(34)和所述上部元件(36)中的每一个包括板片(38)，所述板片具有相对的内部面(40)和外部面(42)，每个板片(38)的内部面(40)与另一个板片(38)的内部面(40)相对地设置并且接触，
每个板片(38)包括至少一个通孔(30)，所述通孔通向所述板片(38)的外部面(42)和内部面(40)，
所述板片(38)中的至少一个板片的内部面(40)对于至少一个通孔(30)包括对应的凹槽(44)，所述通孔(30)通向所述对应的凹槽，
一个板片(38)的每个凹槽(44)与另一个板片(38)的通孔(30)相对，以便形成通道(32)，所述通道包括所述凹槽(44)、通向所述凹槽(44)的通孔(30)以及与所述凹槽(44)相对的通孔(30)，
对于每个通道(32)，通孔(30)沿与所述进入层(22)的厚度方向不同的方向偏移，所述下部元件(34)的板片(38)的通孔(30)通向所述芯部(18)的孔格(24)，并且所述上部元件(36)的板片(38)的通孔(30)旨在通向所述流体流动流道。
2.根据权利要求1所述的声学面板(16)，其中，每个板片(38)的所述内部面(40)对于每个通孔(30)包括对应的凹槽(44)，所述通孔(30)通向所述对应的凹槽，
每个通道(32)由所述下部元件(34)的板片(38)和所述上部元件(36)的板片(38)的彼此相对地定位的两个相应的凹槽(44)以及所述下部元件(34)的板片(38)的和所述上部元件(36)的板片(38)的对应的通孔(30)形成。
3.根据权利要求1或2所述的声学面板(16)，其中，对于每个凹槽(44)，对应的通孔(30)在所述内部面(40)上通向所述凹槽(44)的一个端部。
4.根据从属于权利要求2的权利要求3所述的声学面板(16)，其中，对于每个通道(32)，对应的凹槽(44)彼此完全相对。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的声学面板(16)，所述声学面板另外包括反射层，所述反射层被构造成对具有属于预定范围的频率的声波进行反射，
所述反射层与所述芯部(18)的所述第二面(28)相对地延伸并接触。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的声学面板(16)，其中，对于每个板片(38)，对应的内部面(40)包括多个凹槽(44)，所述凹槽(44)相对于对称平面对称，
并且，对于相对于所述对称平面相互对称的至少一对凹槽(44)，对应的通孔(30)被设置成通向所述凹槽(44)的相对于所述对称平面不相互对称的端部。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的声学面板(16)，其中，一个板片(38)的所述内部面(40)包括至少一个柱杆，所述柱杆被接合在另一个板片(38)的相关联的空腔中，所述空腔和相关联的柱杆具有互补的形状。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的声学面板(16)，其中，对于每个板片(38)，每个凹槽(44)是直线的并且沿着纵向轴线延伸，所述纵向轴线平行于与对应的内部面(40)局部相切的平面，
并且，对于每个凹槽(44)，对应的通孔(30)具有如下轴线：所述轴线正交于与所述内部面(40)局部相切的平面。
9.根据权利要求8所述的声学面板(16)，其中，所述凹槽(44)的深度小于或等于所述凹槽(44)的长度的一半，优选地小于或等于所述凹槽(44)的长度的三分之一，所述凹槽(44)的长度由所述凹槽(44)沿着所述纵向轴线的范围所限定。
10.用于飞行器的推进单元(2)，所述推进单元包括至少一个根据权利要求1至9中任一项所述的声学面板(16)。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113898476A (zh) * 2020-06-22 2022-01-07 中国航发商用航空发动机有限责任公司 声衬件、动力推进系统以及入口板组
CN114278459A (zh) * 2020-09-28 2022-04-05 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机、降噪声衬及其声衬孔板

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3080151B1 (fr) * 2018-04-13 2020-11-20 Safran Aircraft Engines Panneau de traitement acoustique pour turboreacteur
FR3102882B1 (fr) * 2019-10-31 2021-11-12 Safran Nacelles Panneau d’atténuation acoustique et ses procédés de fabrication
DE102020116396A1 (de) 2020-06-22 2021-12-23 Kaiser GmbH Schallabsorber
FR3129241A1 (fr) * 2021-11-17 2023-05-19 Airbus Operations Peau poreuse pourvue d’une pluralité de bandes et panneau d’atténuation acoustique comprenant une telle peau poreuse.
FR3132900A1 (fr) * 2022-02-23 2023-08-25 Safran Nacelles Dispositif d’absorption acoustique
EP4297016A1 (fr) * 2022-06-21 2023-12-27 Centre National de la Recherche Scientifique Panneau absorbant acoustique large bande basé sur un métamatériau bicouche

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100206664A1 (en) * 2007-07-12 2010-08-19 Rolls-Royce Plc Acoustic panel
CN102667916A (zh) * 2009-11-23 2012-09-12 埃尔塞乐公司 用于飞行器的发动机机舱的声学板的声学表层
US20130142624A1 (en) * 2010-05-19 2013-06-06 Snecma Multi-layer acoustic treatment panel
EP3187713A1 (en) * 2015-12-30 2017-07-05 General Electric Company Acoustic liner for gas turbine engine components

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL78163C (zh) * 1950-05-11
US3630312A (en) * 1969-11-07 1971-12-28 Rohr Corp Sound absorptive honeycomb sandwich panel with multilayer, porous, structural facing
FR2376994A1 (fr) * 1977-01-11 1978-08-04 Snecma Perfectionnements aux dispositifs a cavites resonnantes pour la reduction du bruit dans un conduit en presence d'un flux gazeux
GB0016149D0 (en) * 2000-06-30 2000-08-23 Short Brothers Plc A noise attenuation panel
FR2844304B1 (fr) * 2002-09-10 2004-12-10 Airbus France Couche acoustiquement resistive pour panneau d'attenuation acoustique, panneau utilisant une telle couche

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100206664A1 (en) * 2007-07-12 2010-08-19 Rolls-Royce Plc Acoustic panel
CN102667916A (zh) * 2009-11-23 2012-09-12 埃尔塞乐公司 用于飞行器的发动机机舱的声学板的声学表层
US20130142624A1 (en) * 2010-05-19 2013-06-06 Snecma Multi-layer acoustic treatment panel
EP3187713A1 (en) * 2015-12-30 2017-07-05 General Electric Company Acoustic liner for gas turbine engine components
US20170191414A1 (en) * 2015-12-30 2017-07-06 General Electric Company Acoustic liner for gas turbine engine components

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113898476A (zh) * 2020-06-22 2022-01-07 中国航发商用航空发动机有限责任公司 声衬件、动力推进系统以及入口板组
CN113898476B (zh) * 2020-06-22 2022-11-08 中国航发商用航空发动机有限责任公司 声衬件、动力推进系统以及入口板组
CN114278459A (zh) * 2020-09-28 2022-04-05 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机、降噪声衬及其声衬孔板
CN114278459B (zh) * 2020-09-28 2023-01-13 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机、降噪声衬及其声衬孔板

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