CN111099010B - 声衬及其形成方法、以及具有声衬的飞行器发动机组件 - Google Patents

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Abstract

本公开内容涉及一种声衬及其形成方法、以及具有声衬的飞行器发动机组件。所述声衬包括具有一组分隔腔的支承层，该一组分隔腔限定了一组单元且具有敞开面。所述声衬还包括可操作地联接到支承层上使得第一饰面片材覆盖且封闭敞开面的第一饰面片材、以及所述一组分隔腔中的至少一些内的一组内部分离器结构。

Description

声衬及其形成方法、以及具有声衬的飞行器发动机组件
本申请是2018年08月29日所提出的申请号为201810993593.4，发明名称为“声衬及其形成方法、以及具有声衬的飞行器发动机组件”的发明专利申请的分案申请。
技术领域
本公开内容涉及一种具有内部结构的声衬(如减音板)、形成声衬的至少一部分的方法、以及使用声衬结构的飞行器发动机组件。
背景技术
减音板可用于降噪。例如，飞行器可包括发动机机舱中的减音板，以降低从涡轮发动机的噪音排放。减音板大体上具有夹层结构，夹层结构包括包围多孔状蜂窝型内部结构的片材。
发明内容
一方面，一种声衬包括具有第一侧和间隔开的第二侧的支承层，并且其中支承层包括在第一侧与第二侧之间延伸以限定一组单元的一组分隔腔，并且其中一组分隔腔具有敞开面；第一饰面片材，该第一饰面片材可操作地联接到支承层上使得第一饰面片材在第二侧上覆盖且封闭敞开面；以及该组分隔腔中的至少一些内的一组内部分离器结构。单个内部分离器结构位于一组分隔腔的单个腔内，且单个内部分离器结构将单个腔分成流体地联接的多个流体腔。
在另一方面，一种飞行器发动机组件包括构造成包绕飞行器发动机且具有限定开口向环境空气的入口的入口段的机舱，并且其中机舱至少部分地限定穿过飞行器发动机组件的环形气流路径；以及可操作地联接到飞行器发动机或机舱中的至少一个上的隔音板。隔音板可包括具有第一侧和间隔开的第二侧的支承层，并且其中支承层包括在第一侧与第二侧之间延伸以限定一组单元的一组分隔腔，并且其中一组分隔腔具有敞开面；第一饰面片材，该第一饰面片材可操作地联接到支承层上使得第一饰面片材在第二侧上覆盖和封闭敞开面；以及在一组分隔腔中的至少一些内的一组内部分离器结构。单个内部分离器结构位于一组分隔腔的单个腔内，且单个内部分离器结构将单个腔分成流体地联接的多个流体腔。
在又一方面，一种形成声衬的一部分的方法包括形成具有第一侧和间隔开的第二侧的支承层，并且其中支承层包括第一侧与第二侧之间延伸以限定一组单元的一组分隔腔，并且其中一组分隔腔具有敞开面，将一组分隔腔中的至少一个腔分成经由至少一个腔内的内部分离器结构流体地联接的多个容积，以及将饰面片材可操作地联接到支承层的第二侧上，使得饰面片材在第二侧上覆盖且封闭敞开面。
技术方案1.一种声衬，所述声衬包括：
支承层，所述支承层具有第一侧和间隔开的第二侧，并且所述支承层包括在所述第一侧与所述第二侧之间延伸的一组分隔腔，所述一组分隔腔限定了一组单元，并且所述一组分隔腔具有敞开面；
第一饰面片材，所述第一饰面片材可操作地联接到所述支承层上，使得所述第一饰面片材在所述第二侧上覆盖和封闭所述敞开面；以及
所述一组分隔腔中的至少一些内的一组内部分离器结构，其中单个内部分离器结构位于所述一组分隔腔的单个腔内，并且所述单个内部分离器结构将所述单个腔分成流体地联接的多个流体腔。
技术方案2.根据技术方案1所述的声衬，还包括第二饰面片材，所述第二饰面片材可操作地联接到所述支承层上，使得所述第二饰面片材在所述第一侧上覆盖所述敞开面，其中在所述第二饰面片材中包括有一组穿孔。
技术方案3.根据技术方案1所述的声衬，其中所述单个内部分离器结构包括构造成形成三个流体腔的沙漏形内部分离器结构。
技术方案4.根据技术方案1所述的声衬，其中所述单个内部分离器结构包括构造成形成两个流体腔的截头圆锥形或半球形内部分离器结构。
技术方案5.根据技术方案4所述的声衬，其中所述截头圆锥形或半球形内部分离器结构的底座在所述支承层的第二侧附近。
技术方案6.根据技术方案5所述的声衬，其中所述截头圆锥形或半球形内部分离器结构包括敞开的颈部。
技术方案7.根据技术方案4所述的声衬，其中所述截头圆锥形或半球形内部分离器结构的底座与所述单个腔的至少一个壁相交。
技术方案8.根据技术方案1所述的声衬，其中所述支承层包括蜂窝核心。
技术方案9.根据技术方案1所述的声衬，其中所述一组内部分离器结构与所述支承层整体成形。
技术方案10.一种飞行器发动机组件，包括：
机舱，所述机舱构造成包绕飞行器发动机且具有入口段，所述入口段限定了开口朝向环境空气的入口，并且所述机舱至少部分地限定了穿过所述飞行器发动机组件的环形气流路径；并且
可操作地联接到所述飞行器发动机或所述机舱中的至少一个上的隔音板，所述隔音板包括：
支承层，所述支承层具有第一侧和间隔开的第二侧，并且所述支承层包括在所述第一侧与所述第二侧之间延伸的一组分隔腔，所述一组分隔腔限定了一组单元，并且所述一组分隔腔具有敞开面；
第一饰面片材，所述第一饰面片材可操作地联接到所述支承层上，使得所述第一饰面片材在所述第二侧上覆盖和封闭所述敞开面；以及
所述一组分隔腔中的至少一些内的一组内部分离器结构，其中单个内部分离器结构位于所述一组分隔腔的单个腔内，并且所述单个内部分离器结构将所述单个腔分成流体地联接的多个流体腔。
技术方案11.根据技术方案10所述的飞行器发动机组件，还包括可操作地联接到所述支承层上的第二饰面片材，使得所述第二饰面片材在所述第一侧上覆盖所述敞开面，其中在所述第二饰面片材中包括有一组穿孔，并且所述一组穿孔中的至少一个穿孔与所述单个腔流体地联接。
技术方案12.根据技术方案10所述的飞行器发动机组件，其中所述单个内部分离器结构包括构造成形成所述单个腔内的三个流体腔的漏斗形内部分离器结构。
技术方案13.根据技术方案10所述的飞行器发动机组件，其中所述单个内部分离器结构包括构造成形成所述单个腔内的两个流体腔的截头圆锥形或半球形内部分离器结构。
技术方案14.根据技术方案13所述的飞行器发动机组件，其中所述截头圆锥形或半球形内部分离器结构的底座在所述支承层的第二侧附近。
技术方案15.根据技术方案14所述的飞行器发动机组件，其中所述截头圆锥形或半球形内部分离器结构包括敞开的颈部。
技术方案16.根据技术方案10所述的飞行器发动机组件，其中所述一组内部分离器结构与所述支承层整体成形。
技术方案17.一种形成声衬的一部分的方法，包括：
形成支承层，所述支承层具有第一侧和间隔开的第二侧，并且所述支承层包括在所述第一侧与所述第二侧之间延伸的一组分隔腔，所述一组分隔腔限定了一组单元，并且所述一组分隔腔具有敞开面；
将所述一组分隔腔中的至少一个腔分成多个容积，所述多个容积经由所述至少一个腔内的内部分离器结构流体地联接；以及
将饰面片材可操作地联接到所述支承层的第二侧上，使得所述饰面片材在所述第二侧上覆盖且封闭所述敞开面。
技术方案18.根据技术方案17所述的方法，其中将所述至少一个腔分成多个容积包括将内部分离器结构定位在所述至少一个腔内。
技术方案19.根据技术方案17所述的方法，其中定位所述内部分离器结构包括扩张所述至少一个腔内的所述内部分离器结构。
技术方案20.根据技术方案17所述的方法，其中将所述至少一个腔分成多个容积包括与所述支承层一起增材制造或模制所述内部分离器结构。
技术方案21.根据技术方案17所述的方法，还包括将穿孔饰面片材可操作地联接到所述支承层的第一侧上，使得所述穿孔饰面片材在所述第一侧上覆盖所述敞开面，并且所述穿孔饰面片材的至少一个穿孔流体地联接到所述一组分隔腔中的腔上。
附图说明
在附图中：
图1是根据现有技术的典型隔音板的侧部截面视图。
图2是根据现有技术的图1中的隔音板的透视图，其中为了清楚显示而除去了一些部分。
图3是根据本文所述的多个方面的具有隔音板的飞行器发动机组件的示意图，其中为了清楚显示起见切除了外机舱的一部分。
图4是根据示例性第一方面的图3中的隔音板的侧部截面视图。
图5是图4中的隔音板的透视图，其中为了清楚显示而除去了一些部分。
图6是根据示例性第二方面的图3中的隔音板的透视图，其中为了清楚显示而除去了一些部分。
图7示出了图6中的隔音板的内部分离器结构。
图8示出了可用于图6中的隔音板的内部分离器结构。
图9示出了根据示例性第三方面的图3中的隔音板。
图10示出了图4和图6的隔音板频率的吸收系数函数的曲线图。
具体实施方式
本公开内容涉及隔音板。隔音板可构造成在多种环境中提供声音吸收或降噪，并且通常具有可调整以衰减特定声音频率的物理参数。本文将在飞行器发动机的背景下描述隔音板，且将理解，隔音板可用于多种环境，如，其它移动、非移动、陆基、空基或海洋应用。
当代飞行器发动机和机舱结构通常包括减音板(也称为声衬(acoustic liner))，其具有穿孔的声学饰面表皮。图1示出了根据现有技术的典型隔音板的横截面视图。隔音板2包括设置在无孔背衬片材6与穿孔片材或饰面片材8之间的敞开框架4。敞开框架4形成支承层，支承层具有带有敞开面的一组分隔腔或单元9。敞开框架4在敞开框架4的相对前侧和后侧上具有敞开面。以此方式，敞开框架4在敞开框架4、背衬片材6和饰面片材8之间的敞开空间中形成一组单元9。
如图2中更清楚所示，由敞开框架4形成的单元9设置在背衬片材6与饰面片材8之间，各单元9具有由敞开框架4的几何形状以及背衬片材6和饰面片材8之间的间距限定的预定容积。敞开框架4可包括蜂窝结构，其中单元具有敞开框架4形成的六个壁、由背衬片材6形成的底壁，以及由饰面片材8形成的顶壁。背衬片材6可对于空气是不可透过的。更确切地说，背衬片材6可为与饰面片材8相对的敞开框架4的一侧上的支承层或敞开框架4支承的无孔片材。以此方式，无孔片材在敞开框架4的后侧上，且封闭后侧上的敞开面。
饰面片材8可为穿孔的，使得以预定图案的形成入口的一组穿孔10形成在饰面片材8中来允许空气进入选择的单元9中。饰面片材8可由敞开框架4支承，使得穿孔10与敞开框架4的敞开面成叠加关系，以形成成对的穿孔10和限定了声谐振器单元9的腔。穿孔片材可直接支承于敞开框架4上。备选地，可利用介入层。饰面片材8可由包括但不限于复合材料的任何合适材料形成。在穿孔片材的不同区中，穿孔10的面积可相同或面积可变化。背衬片材6和饰面片材8和敞开框架4可形成为使得背衬片材6和饰面片材8和敞开框架4中不存在接缝。
单元9可形成声谐振器的一部分。例如，穿孔10的面积和饰面片材8的厚度可限定亥姆霍兹(Helmholtz)谐振器的颈部部分，且单元9的容积可限定腔容积。谐振器可调谐来衰减与进入声谐振器的发动机声音相关联的预定频率；调谐可通过声学设计领域中的技术人员公知的多个过程来完成。蜂窝单元9可为单层六边形几何形状或由多孔层分隔开的多层相同或不同的几何形状，多孔层通常被标识为隔板。此外，可设想除六边形之外的替代几何形状，包括由开孔泡沫材料或类似材料形成的随机大小的单元。
上文大体上描述的声衬仅可衰减飞行器发动机产生的宽带噪音的一部分。随着具有更大、更慢的转动风扇的高旁通涡扇发动机的出现，除了来自发动机内的压缩机或涡轮级的较高频率之外，飞行器发动机组件的声学特征趋向于来自风扇组件的较低声音频率。此飞行器发动机组件产生宽带噪音，包括多个频率峰值。这背离了不断寻求飞行器和发动机性能的改进的环境。
本公开内容的方面提供了具有较低重量且减小的厚度的用于宽带衰减的更有效的隔音板，在飞行器发动机组件的情况下，隔音板可优化发动机设备，且减小总体尺寸和所得的气动阻力。尽管本公开内容可用于任何环境，但将在本文中描述为相对于飞行器发动机使用。如本文使用的所有方向性参考(例如径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左边、右边、侧向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、垂直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前部、后部等)仅用于指认的目的以帮助读者对本公开内容的理解，且并不产生具体来说关于本公开内容的位置、定向或使用的限制。除非另外指明，否则连接称谓(例如，附接、联接、连接和连结)应在广义上来解释，且可以包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接的说法不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示范性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。
如本文中所使用，术语“组”或“一组”元件能够是任何数量的元件，包括仅有一个。此外，术语“宽带噪音”将表示声学噪音，其能量分布在较宽频率范围内。
图3示出了具有涡轮发动机12、风扇组件13和机舱14的飞行器发动机组件11的示例性环境。已出于清楚显示起见而切除了机舱14的多个部分。机舱14包绕涡轮发动机12，并且具有限定了通向环境空气的入口19的入口段17，以及穿过飞行器发动机组件11以限定如由箭头18示意性地所示出的大体上从前向后的旁路气流路径的环形气流路径或环形旁路管道16。涡轮发动机12可具有风扇段21，其包括环形风扇壳23和反推力装置(未示出)的后部管道25。风扇段21可设在机舱14内，其中风扇段21与入口19进行流体连通。环形隔音板或声衬100可设在机舱14的至少一部分内。作为非限制性实例，声衬示为在入口19、风扇壳23和后部管道25处。声衬100构造成衰减飞行器发动机组件11中的噪音，且限定贯穿气流。
根据本公开内容的一个方面，图4示出了图3中的环形声衬100的一部分的横截面视图。包括具有第一侧111和与第一侧111间隔开的第二侧112的支承层110。支承层110可包括任何适合的材料，包括但不限于铝、诺梅克斯、玻璃纤维、耐腐蚀钢、钛、热塑性塑料或热固性复合物。一组分隔腔120在第一侧111与第二侧112之间延伸，且腔120可具有第一侧111和第二侧112(如图5中更详细所示)上的敞开面122。
分隔腔120可由敞开框架140形成，如，设置在第二饰面片材132与第一饰面片材131之间的蜂窝形框架。分隔腔120可分别具有由敞开框架121的几何形状和第二饰面片材132与第一饰面片材131之间的间距所限定的预定容积。
第一饰面片材131可操作地联接到支承层110上，使得第一饰面片材131在第二侧112上覆盖且封闭敞开面122。第二饰面片材132可操作地联接到支承层110上，以覆盖第一侧111上的敞开面122。一组穿孔134可选地包括在第二饰面片材132中，其中穿孔134与一组分隔腔120流体连通。在图4的实例中，可构想出一组穿孔134可与一组腔120具有相关性，使得穿孔134可提供给如图所示的一组腔中的每个腔120。备选地，多个穿孔134可流体地联接每个腔120。更进一步，流体地联接到腔上的穿孔的数量可不同。
一组内部分离器结构150可包括在一组腔120的至少一些内。更切确地说，单个内部分离器结构150可位于如图所示的单个腔120内。内部分离器结构150可包括在任何数量的腔120中，例如，内部分离器结构150可位于一些或所有腔120中。内部分离器结构150可包括膜片、柔性网，或局部穿孔的材料，使得流体如空气可从内部分离器结构的一侧移动到另一侧。可构想出，内部分离器结构150可与腔120整体结合，或内部分离器结构150可形成为单独的插入物来置于如图4中所示的腔120内。
内部分离器结构150可具有任何适合的形状、外形、轮廓或高度，其实例包括半球形、平面板或弯曲面板。例如，在图4中，内部分离器结构150示为具有沙漏形，其具有敞开的上部和下部。示例性内部分离器结构150将腔120分成多个流体腔，其示为具有第一容积V1的第一流体腔151、具有第二容积V2的第二流体腔152，以及第三容积V3内的第三流体腔153。具有宽度156的颈部154可限定在具有如图所示的示例性沙漏外形的内部分离器结构150的最窄点处。
腔120还可形成声学谐振器的一部分，如，如上文所述的亥姆霍兹谐振器，其中颈部154限定了颈部部分，且第二容积V2限定了腔容积。在非限制性实例中，谐振器可调谐来衰减与进入声谐振器的发动机声音相关联的预定频率，包括通过改变颈部154的宽度156、第一容积V1和第二容积V2的相对尺寸、或第三容积V3的尺寸。以此方式，分离器结构150可调谐来衰减特定频率或宽带噪音。
风扇组件13附近的环境中存在的声音频率可与更远离风扇组件13的那些不同，且物理方面如颈部154的宽度156、第一容积V1与第二容积V2的比率、或声衬100的总厚度160可调整成取决于声衬100所处的位置来衰减各种声音频率。为了图示目的，图3示出了更远离风扇组件13的声衬100的一部分171，其具有减小的总厚度160来衰减该区域中的声音频率。声音频率还可沿周向变化，且声衬100的第二部分172(图3)可具有不同于部分171的声衰减要求，即使两个部分171、172定位成离风扇13有相同的轴向距离。通过图示，部分171、172可基于其不同的总厚度160实现不同的声衰减，并且应理解，声衰减性质还可由其它物理方面实现，如，如上文所述的颈部宽度156或容积比。
现在参看图5，分隔腔120示为具有由框架140形成的蜂窝外形。蜂窝外形的分隔腔120可具有由敞开框架140形成的六个壁、由第二饰面片材132形成的底壁、以及由第一饰面片材131形成的顶壁。备选地，顶部可为敞开的。可认识到的是，第一容积V1和第二容积V2可由颈部154流体地联接，且第三容积V3包绕沙漏形内部分离器150。还可构想出，在内部分离器结构150包括穿孔或网状材料或内部分离器结构150包括敞开或不连续颈部154的实例中，第三容积V3可流体地联接到第一容积V1或第二容积V2上。
一组穿孔134可形成预定图案的入口，以允许空气进入腔120中。在图5的实例中，图示的一组穿孔134具有相等的面积、间距和几何外形，但不一定是此情况。此外，一组穿孔134示为在给定的腔120内具有若干穿孔134。再次，任何数量的穿孔134可流体地联接到腔上，且该数量对于每个腔不一定是相同的。将理解，在如期望的穿孔片材的不同区中，穿孔134可在面积、间距或几何外形上变化，包括圆形、椭圆形、矩形或不规则的。
在操作中，流过发动机11(图3)的空气可流过一组穿孔134，且进入选择的腔120。内部分离器结构150可引起腔120内的空气在基于谐振腔V2的定制形状的预选频率下谐振，同时预选频率外的其它声音频率不可谐振，且因此衰减。在整个腔容积形成图1的示例性现有技术的面板中的单个谐振腔的情况下，腔120的划分的腔容积V1、V2、V3可通过改变内部分离器结构150的位置来调整。以此方式，内部分离器结构150可提供腔120内的几何变化，且提供附加的空气腔来吸收声波，且因此改善衰减特定声音频率的能力。
转到图6，涡轮发动机11可包括除隔音板100外或替代隔音板100的另一个隔音板200。隔音板200类似于隔音板100，因此，相似的部分将标有增加100的相似数字，其中将理解，第一方面的相似部分的描述适用于第二方面，除非另外说明。
隔音板200包括第一饰面片材231、具有一组穿孔234的第二饰面片材232，以及形成在支承层210中的一组分隔腔220。支承层210包括第一侧211和第二侧212，且还形成有在如图所示的第一饰面片材231与第二饰面片材232之间延伸的内部框架240。一组内部分离器结构250可包括在一组腔220的至少一些内。更确切地说，单个内部分离器结构250可位于单个腔220内，且任何数量的腔220可包括有内部分离器结构250。
一个差别在于，内部分离器结构250在图6中示为具有截头圆锥形状或外形，如，具有敞开顶部的截头圆锥。以此方式，备选的内部分离器结构250将腔220分成具有内部容积Vi的内部流体腔251、以及具有外部容积Vo的外部流体腔252。内部分离器结构250的底座255可定位在支承层210的第二侧212附近，与如图所示的腔220的至少一个壁相交。应理解，类似于图4中所述，第一饰面片材231可定位在由框架240形成的支承层210的第二侧212附近。
分隔腔220可具有蜂窝外形，具有由敞开框架240形成的六个壁、由第二饰面片材232形成的底壁、以及由第一饰面片材231形成的顶壁。可认识到，内部容积Vi和外部容积Vo可由开口254流体地联接，且外部容积Vo包绕截头圆锥形内部分离器结构250。还可构想出，在内部分离器结构250包括穿孔或网状材料的实例中，外部容积Vo可流体地联接到内部容积Vi上。
现在参看图7，以三个构造示出了截头圆锥形内部分离器结构。第一结构250A可具有带第一直径256的第一开口254A、以及第一高度258A。第二结构250B可具有带第二直径256B的开口254B、以及可大于第一高度258A的第二高度258B。第三结构250C可具有大于第一开口256A的带第三直径256C的第三开口254C、以及小于第一高度258A的第三高度258C。
应理解，用于腔220(图6)中的内部分离器结构250可所有都具有相等的高度或开口直径，或高度或开口直径可按期望在隔音板200中以预定图案变化。
如上文所述，腔220可形成声谐振器，其可调谐来衰减包括宽带噪音的各种声音频率。腔220还可形成声谐振器的一部分，如，如上文所述的亥姆霍兹谐振器，其中开口256限定了颈部部分，且内部容积Vi限定了腔容积。调谐可通过改变内部分离器结构250的开口直径258或高度254来实现；如前文所述，相比于现有技术的隔音板，单元220可由内部分离器结构250更精确地调谐。还可构想出，至少一个腔220可为空的，未包括内部分离器结构；以此方式，包含内部分离器结构的单元和不包含内部分离器结构的单元的布局可用于调谐隔音板来衰减噪音。
上文所示的方面示出了内部分离器结构可以以单个构造制造来安装到单个蜂窝单元中，包括具有其它几何形状的单元，包括圆柱形或矩形。现在参看图8，还可构想出，内部分离器结构250可成多个单元组制造，且与第一饰面片材231整体成形。组合的分离器结构的几何形状也可在单元与单元间或一个机舱区域到另一个机舱区域间不同，其中截头圆锥、沙漏或其它分离器外形的组合可用于给定分组中。此外，内部分离器结构可由与敞开层单元相同的材料制成，包括但不限于，铝、诺美克斯、玻璃纤维、耐腐蚀钢、钛、热塑性塑料或热固性复合物，且分离器可在单元制造过程期间形成在单元中。
备选地，内部分离器结构可使用与单元制造过程分开的过程制造，且插入敞开的支承层单元中。可构想出，分离器可使用现有的生产工艺制造，如，压制成型、注射或其它模制技术、热盖布成型，或增材制造。
图9示出了涡轮发动机11可包括除隔音板200之外或替代隔音板200的另一个隔音板300。隔音板300类似于隔音板200，因此，相似的部分将标有另外增加100的相似数字，其中将理解，除非另外说明，第一方面的相似部分的描述适用于第二方面。
隔音板300可包括一组分隔腔320，其示为具有蜂窝或六边形形状。具有半球形状或外形的内部分离器结构350可定位在如图所示的腔320内。分离器结构350可包括具有直径356的顶部开口354，且还可包括高度358，其也是半球形分离器结构350的曲率半径。如上文所述，分离器结构350可将腔分成至少两个容积，且可按期望包括穿孔或网状材料。此外，内部分离器结构350的底座355可定位成与如图所示的腔220的至少一个壁相交。
应认识到，本文所述的隔音板可包括内部分离器结构，其可具有任何期望的外形或形状，使得隔音板内的分隔腔的容积可细分成任何期望数量的子容积。尽管示为具有漏斗形、截头圆锥形和半球形外形，但应理解，在本公开内容的精神内，多个外形、形状或变化可用于分离器结构。
转到图10，曲线图400示出了作为声音频率相对吸收系数的函数。隔音板的吸收系数可在方程(1)中限定为
其涉及声衰减量，其中0.0相关于0％的衰减，且1.0相关于100％的衰减。沙漏曲线图402显示了具有沙漏形内部分离器结构150的隔音板100提供的声音衰减的一个实例。圆锥曲线图404显示了由具有截头圆锥形内部分离器结构250的隔音板200提供的声音衰减的一个实例，且常规曲线图406显示了由现有技术的板2提供的声音衰减的一个实例，示出了常规声衬。可以看到，常规曲线图406具有达到大约2.8kHz的高吸收水平(高于85％)，且吸收在较高频率下快速降低。沙漏曲线图402示出了大约1.6kHz和更高的频率的高(高于80％)吸收水平，且圆锥曲线图404示出了在所示的整个频谱上的大约40％的较低但不太可变的吸收水平。还可看到，对于高于大约3.6kHz的频率，沙漏曲线图402和圆锥曲线图404具有高于常规曲线图406的吸收水平。
将“稳定”定义为是指吸收系数在衰减中波动高达(不高于)0.2，或20％，并且将“有效”定义为是指吸收系数大于0.3或30％的衰减，在所示实例中可看到：
·对于大约1.7-6.4kHz的频率，沙漏曲线图402的吸收系数是稳定且有效的。
·对于大约0.0-5.8kHz的频率，圆锥曲线图404的吸收系数是稳定且有效的。
·对于大约0.0-2.8kHz的频率，常规曲线图406的吸收系数是稳定且有效的。
因此，可认识到，内部分离器结构150、250提供了改善的声音衰减性能，相比于常规隔音板在更大频率范围内具有带稳定和有效的吸收系数。还可认识到，上述内部分离器结构或备选的内部分离器结构可组合在单个隔音板中，以提供变化的吸收程度。在非限制性实例中，单个隔音板可包括内部分离器结构，包括但不限于如期望的相邻单元中的沙漏形和截头圆锥形内部分离器结构，或单个隔音板可包括没有内部分离器结构的传统单元与包含沙漏形和截头圆锥形的内部分离器结构的单元的组合，如，以预定布局图案在不同类型的单元之间交替。
上文所述的公开内容的方面提供多种好处，包括提出的隔音板具有相比于常规隔音板中的那些更线性的声音衰减外形，且因此更有效衰减较宽范围的频率。分离器可通过几何改变来容易地调谐，以更好衰减不同频率。本公开内容提出了一种在限制可用解决方案的数量的商业环境中衰减多个频率的新方法。此外，本文所述的分离器可容易地应用于现有的核心几何形状，这可降低制造成本。
在尚未描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可在必要时彼此结合使用。一个特征可能未在所有实施例中示出并不意味着应被认作不能示出所述特征，而是为了简化描述才未示出。因此，必要时可混合和搭配不同实施例的各种特征以形成新的实施例，而无论是否已明确描述所述新的实施例。本发明涵盖本文所描述的特征的所有组合或排列。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使所属领域的技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书限定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果此类其它实例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。

Claims (12)

1.一种声衬，所述声衬包括：
支承层，所述支承层具有第一侧和间隔开的第二侧，并且所述支承层包括在所述第一侧与所述第二侧之间延伸的一组分隔腔，所述一组分隔腔限定了一组单元，并且所述一组分隔腔具有敞开面；
第一饰面片材，所述第一饰面片材可操作地联接到所述支承层上，使得所述第一饰面片材在所述第二侧上覆盖和封闭所述敞开面；以及
所述一组分隔腔中的至少一些内的一组内部分离器结构，其中单个内部分离器结构位于所述一组分隔腔的单个腔内，并且所述单个内部分离器结构包括将所述单个腔分成三个流体腔的沙漏形内部分离器结构，所述三个流体腔包括在所述沙漏形内部分离器结构之内的第一流体腔和第二流体腔、以及在所述沙漏形内部分离器结构之外的第三流体腔，
所述沙漏形内部分离器结构包括颈部，所述颈部限定所述沙漏形内部分离器结构的最窄点处，所述颈部位于所述第一流体腔和所述第二流体腔之间。
2.根据权利要求1所述的声衬，还包括第二饰面片材，所述第二饰面片材可操作地联接到所述支承层上，使得所述第二饰面片材在所述第一侧上覆盖所述敞开面，其中在所述第二饰面片材中包括有一组穿孔。
3.根据权利要求1所述的声衬，其中所述支承层包括蜂窝核心。
4.根据权利要求1所述的声衬，其中所述一组内部分离器结构与所述支承层整体成形。
5.一种飞行器发动机组件，包括：
机舱，所述机舱构造成包绕飞行器发动机且具有入口段，所述入口段限定了开口朝向环境空气的入口，并且所述机舱至少部分地限定了穿过所述飞行器发动机组件的环形气流路径；并且
可操作地联接到所述飞行器发动机或所述机舱中的至少一个上的隔音板，所述隔音板包括：
支承层，所述支承层具有第一侧和间隔开的第二侧，并且所述支承层包括在所述第一侧与所述第二侧之间延伸的一组分隔腔，所述一组分隔腔限定了一组单元，并且所述一组分隔腔具有敞开面；
第一饰面片材，所述第一饰面片材可操作地联接到所述支承层上，使得所述第一饰面片材在所述第二侧上覆盖和封闭所述敞开面；以及
所述一组分隔腔中的至少一些内的一组内部分离器结构，其中单个内部分离器结构位于所述一组分隔腔的单个腔内，并且所述单个内部分离器结构包括将所述单个腔分成三个流体腔的沙漏形内部分离器结构，所述三个流体腔包括在所述沙漏形内部分离器结构之内的第一流体腔和第二流体腔、以及在所述沙漏形内部分离器结构之外的第三流体腔，
所述沙漏形内部分离器结构包括颈部，所述颈部限定所述沙漏形内部分离器结构的最窄点处，所述颈部位于所述第一流体腔和所述第二流体腔之间。
6.根据权利要求5所述的飞行器发动机组件，还包括可操作地联接到所述支承层上的第二饰面片材，使得所述第二饰面片材在所述第一侧上覆盖所述敞开面，其中在所述第二饰面片材中包括有一组穿孔，并且所述一组穿孔中的至少一个穿孔与所述单个腔流体地联接。
7.根据权利要求5所述的飞行器发动机组件，其中所述一组内部分离器结构与所述支承层整体成形。
8.一种形成声衬的一部分的方法，包括：
形成支承层，所述支承层具有第一侧和间隔开的第二侧，并且所述支承层包括在所述第一侧与所述第二侧之间延伸的一组分隔腔，所述一组分隔腔限定了一组单元，并且所述一组分隔腔具有敞开面；
将所述一组分隔腔中的至少一个腔分成多个容积，所述多个容积经由所述至少一个腔内的内部分离器结构流体地联接，所述内部分离器结构包括将单个腔分成三个流体腔的沙漏形内部分离器结构，所述三个流体腔包括在所述沙漏形内部分离器结构之内的第一流体腔和第二流体腔、以及在所述沙漏形内部分离器结构之外的第三流体腔；以及
将饰面片材可操作地联接到所述支承层的第二侧上，使得所述饰面片材在所述第二侧上覆盖且封闭所述敞开面，
所述沙漏形内部分离器结构包括颈部，所述颈部限定所述沙漏形内部分离器结构的最窄点处，所述颈部位于所述第一流体腔和所述第二流体腔之间。
9.根据权利要求8所述的方法，其中将所述至少一个腔分成多个容积包括将内部分离器结构定位在所述至少一个腔内。
10.根据权利要求8所述的方法，其中定位所述内部分离器结构包括扩张所述至少一个腔内的所述内部分离器结构。
11.根据权利要求8所述的方法，其中将所述至少一个腔分成多个容积包括与所述支承层一起增材制造或模制所述内部分离器结构。
12.根据权利要求8所述的方法，还包括将穿孔饰面片材可操作地联接到所述支承层的第一侧上，使得所述穿孔饰面片材在所述第一侧上覆盖所述敞开面，并且所述穿孔饰面片材的至少一个穿孔流体地联接到所述一组分隔腔中的腔上。
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