CN113811487A - 短舱进气道和包括这种进气道的短舱 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器发动机(6)的短舱(1)的进气道(3)，所述进气道(3)包括连接大致圆柱形内壁(32)和大致圆柱形外壁(33)的前唇(31)，所述进气道包括至少一个包括声学单元(41)的声学结构(40)，所述声学结构(40)位于由所述内壁(32)、所述外壁(33)和所述前唇(31)界定的空间(50)中，所述进气道(3)的特征在于，所述声学结构(40)是通过固定装置(60)固定到所述进气道(3)的附加部件，所述声学结构(40)的声学单元以预定距离(d)面向所述内壁(32)和/或所述唇(31)的区域布置，所述预定距离(d)被配置成使得所述声学结构(40)的声学单元(41)在确保声学衰减功能的同时不与所述内壁(32)和/或所述唇(31)接触。

Description

短舱进气道和包括这种进气道的短舱

技术领域

本发明涉及一种包括短舱和发动机(诸如涡轮喷气发动机)的飞行器推进单元，并且特别地涉及这种短舱的进气道。

背景技术

飞行器由一个或多个涡轮喷气发动机移动，涡轮喷气发动机分别容纳在至少一个短舱中。通常，短舱具有管状结构，该管状结构包括涡轮喷气发动机上游的进气段、用于围绕涡轮喷气发动机的风扇的中间段以及容纳推力反向装置的下游段。

短舱的下游段围绕涡轮喷气发动机的燃气发生器，燃气发生器终止于位于涡轮喷气发动机下游的喷嘴。

特别地，短舱的进气段包括具有总体环形形状的前唇缘，其拦截朝向流动路径的短舱的进气流。

为此，进气结构的其余部分具有基本上环形的结构，该环形结构包括确保短舱的外部空气动力学连续性的外板或壁以及确保短舱的内部空气动力学连续性的内板或壁，特别是在风扇壳体处于中间段处的情况下。进气道唇缘形成短舱的前缘，从而确保这两个壁之间的接合，并且尤其可以集成到外板，从而形成进气道的主壁。

通常，前唇缘由环形部分形成，该环形部分直接附接到短舱内的支撑隔板。该部分可以由单个部件形成或者分成多个部件(通常为两个、三个或四个部件)，这通常取决于直径和短舱的需要。在前唇缘由部件形成的情况下，这些部分通过连杆和成排的紧固件组装到接合区域以形成所述唇缘。

而且，应当注意，使用上游隔板，该上游隔板在前唇缘后面形成环形“D”形容积。

更具体地，短舱进气段通常包括：

-内壁，优选地设置有具有上游边缘和下游边缘的大致圆柱形的内声学部件，该部件形成被称为“内筒”的进气道的声学护罩的至少一部分；

-基本上圆柱形的外壁；

-连接内壁和外壁的前唇缘；

-下游安装凸缘，其被配置成用于将进气段安装到涡轮喷气发动机的壁的前凸缘；以及

-后隔板，具有下游端，以将外壁的外部部分固定到下游安装凸缘。

此外，进气道通常包括除冰系统。一种已知类型的除冰或防冰系统，特别是由文献EP0913326B1或US 2002/0179773A1提出的除冰或防冰系统，包括在前缘中围绕短舱的圆管，该圆管向该短舱的前唇的内部容积供应从涡轮喷气发动机获取的热空气，以便加热其壁。

此外，为了减少涡轮喷气发动机的声发射，短舱的某些内壁衬有夹层板，该夹层板包括具有蜂窝状单元的中央芯和面向声源的外前表层，该中央芯由密封的内后表层覆盖，该外前表层是穿孔的或多孔的。

然后，开放单元构成亥姆霍兹谐振器型的装置，其显著地有助于降低声发射。

夹层板的中央芯可以具有单层单元，或由微穿孔的中间表层分开的两层，以改善板的声学性能。

特别地，在旁路涡轮喷气发动机的情况下，这种类型的声学板布置在环形冷空气流动路径的内壁上，以及布置在上游进气道的内壁上。这些板特别地形成声学部件，该声学部件形成进气道的声学护罩的全部或一部分，所述板布置在由唇缘以及内壁和外壁界定的内部空间中。

例如从文献WO 2016/005711中已知，通过钎焊或胶合将它们组装来形成具有唇缘的声学部件，考虑到除冰期间涉及的温度，钎焊方法是优选的。

该唇缘由铝制成，约束条件强制使用相容的合金，例如铝合金6061，以便能够在唇缘上进行设有声学单元的蜂窝结构的钎焊，以集成到声学部件的所述唇缘。

然而，用于将声学单元钎焊到进气道唇缘上的方法引起了一定数量的缺点，其中可以提及：

-铝的机械特性的损失；

-冷却期间部件变形的风险；

-唇缘的上表面在钎焊炉中塌陷的风险；

-维护组件的工具的复杂开发；

-要求对唇缘、蜂窝结构和内壁的公差非常小，以确保单元的良好钎焊；

-处理唇缘以防止腐蚀的困难也增加；

-在声学室的蜂窝结构中的声学孔部分堵塞的风险，这降低了声音吸收的质量。

存在许多组装风险，并且期望找到一种解决方案以简化组装方法，同时确保除冰和声学增益。

发明内容

本发明的目的是解决所有或部分这些缺点，特别是通过提出一种用于短舱的进气道，该进气道易于制造并且其唇缘的构造能够可靠地固定。

为此，本发明涉及一种用于飞行器发动机短舱的进气道，该进气道包括连接基本上圆柱形的内壁和基本上圆柱形的外壁的前唇缘，该进气道包括至少一个包括声学单元的声学结构，该声学结构位于由内壁、外壁和前唇缘界定的空间中，该进气道的特征在于，该声学结构是通过固定装置固定到进气道的附接部件，该声学结构的声学单元以预定距离与内壁和/或唇缘的区域相对布置，该预定距离被配置为使得声学结构的声学单元在确保衰减声学功能的同时不与内壁和/或唇缘接触。

由于这些特征，可以独立地制造例如至少一个护罩形式的短舱的进气道和声学结构，然后将它们组装在一起而不管它们各自的材料，这避免了实施将两个部件钎焊在一起的共同步骤以及相关联的缺点。

这种预定距离一方面在声学单元与从内壁延伸到前唇缘的进气道的壁之间形成空间，这允许单元在对唇缘产生较小影响的情况下被组装。

表述“相反”应理解为，在内壁和/或唇缘的声学结构的声学单元之间直接形成空间。

该预定距离必须足够大，以避免声学单元与内壁和/或唇缘的壁接触，即使在存在振动的情况下也是如此。

相对地，该预定距离必须足够小以保证形成空腔的声学单元中的亥姆霍兹共振，内壁和/或唇缘的壁具有面向声学单元的穿孔，以允许气流与进气道重叠，从而产生声学结构的空腔中的空气的该共振现象。根据特定的技术构造，将声学单元与内壁和/或唇缘的区域分隔开的预定距离小于1.5mm。优选地，该距离一方面足以避免两个元件之间的接触，另一方面小于1.5mm以保持系统的声学性能。

更优选地，声学单元，更一般地声学结构，一起具有根据内壁和/或唇缘的轮廓的形状，使得该预定距离在声学结构的整个范围上基本上是均匀的。

在特定的构造中，声学结构具有优选地由金属合金形成的形成声学单元的单元结构和声阻表层。尽管如此，也可以使用其它材料，使得可以由与环境相容并且使得可以获得这样的声学单元的任何材料形成蜂窝结构和声阻表层。

表述“阻性表层”或“声阻表层”将被理解为是指声学结构的壁，其允许维持由声学结构从气流路径接收的气流的至少一部分。

然后，通过声学单元和声阻表层形成附接的声学结构。

内壁和/或面向声学结构的声学单元的唇缘的区域被有利地刺穿，以确保声学结构的声学功能。

然后，被刺穿区域形成被刺穿表层，并且允许接收从空气流动路径接收的空气流的至少一部分。

更特别地，进气道的壁，特别是内壁或唇缘的与声学单元相对的区域具有穿孔，使得声学结构与局部形成穿孔表层的穿孔壁一起形成被配置成形成亥姆霍兹共振器的声学板，从而有助于减少声发射。

当由声学单元和声阻表层形成的附接声学结构与被刺穿区域安装在一起时，可以实现声学结构的声学功能。

根据有利的构造，用于将声学结构固定到短舱的装置是铆钉和/或焊接和/或胶粘。

有利地，声学结构在其下游端固定在角铁或凸缘上，或固定在隔板上。

同样有利地，声学结构相对于该角铁或凸缘和/或该隔板以悬臂方式安装。

根据一个特定特征，声学结构在其上游端处与内壁和/或唇缘固定。在这种情况下，该结构不是以悬臂方式安装。

根据技术特征，进气道至少部分地包括从进气道产生除冰空气流的除冰系统，除冰系统被配置成引导该空气流经过位于声学结构上游的孔口，或者通过面向声学结构(40)从而形成用于所述声学结构(40)的穿孔表层的区域的内壁和/或唇缘中的穿孔。

根据另一方面，本发明还涉及一种用于飞行器发动机的短舱，其特征在于，所述短舱包括进气道，所述进气道包括上述特征的全部或部分。

根据另一方面，本发明还涉及一种用于制造包括上述特征的全部或部分的进气道的方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

-制造唇缘以及内壁和/或外壁的全部或部分的步骤；

-制造声学结构的步骤；

-将所述声学结构与形成唇缘以及内壁和/或外壁的全部或部分的所述制造的壁组装的步骤。

根据技术特征，声学结构通过钎焊、增材制造、冲压、嵌件的形成、模制或注射而形成。

附图说明

在阅读以下纯粹作为示例给出的描述并参考附图时，本发明的其它特征和优点将变得明显，附图示出：

图1A和图1B示出了短舱和进气道的实施例的局部示意性截面；

图2A和图2B示出了根据两个实施例的进气道的截面图；

图3示出了根据一个实施例的声学结构的截面图；

图4A示出了根据另一实施例的声学结构的立体图；

图4B示出了根据图4A所示实施例的用于固定声学结构的装置的详细视图；

图5示出了根据一个实施例的进气道的示意性立体图；

图6示出了根据一个实施例的进气道的示意性立体图；

图7示出了根据一个实施例的进气道的示意性立体图；

图8示出了根据一个实施例的进气道的示意性立体图；

图9A、图9B和图9C示出了根据一个实施例的进气道的示意性分解立体图；

图10A和图10B示出了具有除冰系统的详细实施例的截面图；

图11A和图11B示出了具有除冰系统的另一详细实施例的截面图。

具体实施方式

在所有附图中，相同或相似的附图标记表示相同或相似的构件或构件组。

如图1A和1B所示，根据本发明的短舱1具有沿着纵向轴线Δ(平行于X的方向)的大致管状形状。

短舱1包括具有进气道唇缘3的上游段2、围绕发动机6(例如旁通涡轮喷气发动机)的风扇5的中间段4以及容纳推力反向系统(不可见)的下游段7，短舱用于引导由发动机6产生的气流。

进气道3被分成两部分，即，一方面，进气道唇缘31，其适于允许最佳地将用于供给涡轮喷气发动机的风扇和内部压缩机所需的空气朝向涡轮喷气发动机捕集，另一方面包括下游结构32、33，该唇缘附接在该下游结构上并且该下游结构用于朝向风扇叶片适当地引导空气。该组件连接在属于短舱1的中间段4的风扇壳体的上游。

下游段7包括内部结构8(也称为“内部固定结构”或“IFS”)、外部结构9(也称为“外部固定结构”或“OFS”)和可移动机罩，内部结构8围绕涡轮喷气发动机6的上游部分，外部结构9形成冷流道并且相对于发动机固定，并且可移动机罩包括推力反向装置。内部结构或IFS 8以及外部结构或OFS 9相对于可移动机罩固定。

IFS 8和OFS 9界定了允许在进气道唇缘3处穿过短舱1的气流12通过的流动路径10。

短舱1包括顶端14，顶端用于接收允许将所述短舱1固定到飞行器机翼的附接发动机吊架。为此，所述顶端14包括用于固定所述发动机吊架的装置。

涡轮喷气发动机短舱特别地借助于在该顶端14处的梁11从吊架悬挂。

短舱1终止于喷射喷嘴21。

如图2A中更具体地示出的，进气道3包括形成短舱前缘的前唇缘31，所述前唇缘31连接大致圆柱形的内壁32和大致圆柱形的外壁33。

换句话说，进气道3具有基本上环形的结构，包括确保短舱1的外部空气动力学连续性的外壁33，以及确保短舱1的内部空气动力学连续性的内壁32，特别是在风扇壳体处于中间段4的情况下。

进气道唇缘31确保这两个壁32、33之间的接合，并且可以特别地集成到内壁32和/或外壁33，从而形成进气道3的主壁。

换句话说，壁31、32、33可以形成为一件或整体，从而形成进气道的主壁。

为了减少由涡轮喷气发动机产生的噪声污染，至少部分的进气道3的内壁32配备有声学结构40，其位于由主壁即内壁32、外壁33和前唇缘31限定的空间中。

该声学结构40或声学衰减结构为形成蜂窝结构的蜂窝芯板的形式，该蜂窝结构的单元限定声学单元41的界限，声学结构40还包括实心内表层42，该实心内表层特别地确保板的机械抗性。

该声学结构40优选地由金属合金形成。如果所涉及的温度允许，可以使用其它材料。这些材料也可以取决于所使用的制造方法，例如通过热塑性模制、通过铝的增材制造等。

进气道3还包括在其主壁的壁31、32、33之一处，特别是在从内壁32延伸到唇缘31的区域43处的穿孔44(在这些图2A和2B中未示出)，所述穿孔与声学结构40的声学单元41相对地定位。

进气道3的该穿孔区域43局部地形成旨在暴露于噪声的穿孔表层或声学表层，并且与声学结构40相关联地形成能够捕获声波的谐振器或亥姆霍兹谐振器。

此外，特别地由蜂窝芯结构41和实心表层42形成的声学结构40是附接部件，其与进气道3的主壁分开制造并且通过固定装置60固定到所述进气道3。

因为该声学结构40是附接部件，所以可以独立地制造短舱1的进气道3和所述声学结构40，然后在随后的制造步骤中将它们组装在一起，而不管它们各自的材料如何。这特别避免了共同制造步骤的实施，例如将两个部件钎焊在一起，以及与这种制造相关联的所有限制。

声学结构40布置成与从内壁32延伸到唇缘31的壁的壁相对，也就是说，与进气道3的从进气流动路径的侧面定向的部分相对，并且以预定距离放置，该预定距离被配置成使得声学结构40的声学单元41不与该主壁接触，这同时确保声学衰减功能。

这种预定距离一方面在声学单元与局部地形成被刺穿的表层43的进气道3的壁之间形成空间，使得可以便于进气道3的组装，而对唇缘3的影响较小。

该距离d选择为足够大，以避免声学单元41与主壁接触，即使在使用阶段期间存在振动。

相对地，该距离d选择成足够小以保证形成空腔的声学单元41中的亥姆霍兹共振，内壁32的区域43和/或唇缘31的具有面向声学单元41的穿孔44的壁允许空气触及进气道3以在声学结构40的空腔中产生这种空气共振现象。

在该实施例中，该预定距离d基本上等于1.5mm。

进气道3通过固定凸缘固定到短舱。更准确地说，短舱1的中间部分4包括内板，该内板由气流触及并且通过围绕风扇5局部地界定冷流的流动路径，该板形成风扇壳体。

进气道3的内壁32用于固定到涡轮喷气发动机的风扇壳体(不可见)上，从而构成上游段2的固定部分。

此外，进气道3的外壁33用于固定到中间段的外壁。

风扇壳体和进气道3的内壁32之间的接合部通过至少一个固定凸缘提供，所述凸缘相对于进气道3沿周向均匀地分布。

每个安装凸缘包括位于涡轮喷气发动机壁(例如风扇壳体)上游端的后部(未示出)和固定到进气道内壁32的前部，这两个部分彼此固定以允许进气道3在短舱1上居中和固定。

在该实施例中(图2A)，声学结构40在其下游端固定在凸缘70上，该凸缘与确保将进气道3固定到中间段4的安装凸缘分离。在可替代构造中，声学结构可以固定在相同的凸缘上，特别是固定在紧固到进气道3的凸缘的前部上，并且配置为与紧固到风扇壳体的相关后凸缘配合。这使得可以减少短舱的进气道中的固定接口的数量，并因此减少其质量。

有利地，声学结构40的上游端可以通过上游固定装置62固定到主壁，特别是固定到内壁32或唇缘31的壁。

可替代地，为了减小质量，声学结构40可以悬臂方式安装在该凸缘70上(参见图2B)。声学结构40像板一样从下游端延伸，在下游端通过下游固定装置61固定到所述凸缘70，直到上游端，上游端指向凸缘内部的唇缘31并位于唇缘内侧，由于声学结构40的刚性，声学结构保持为悬臂。因此，声学结构40仅固定在位于声学单元41下游的凸缘70上，也就是说在其下游端。

形成到短舱1的护罩的声学结构40的固定装置60、61、62例如是铆钉和/或焊接和/或胶粘。

根据图2A和图2B所示的实施例，声学结构40的声阻表层42包括形成固定翼片的突出的下游端，其被配置成局部地附接到固定凸缘70，并且优选地被铆钉61穿过以确保固定。

在声学结构40的上游，声阻表层42被配置成横向覆盖声学单元41。

在图2A所示的结构中，该声阻表层42在41的声学单元上游延伸，并具有形成固定翼片的突出端，该突出端局部地附接到进气道3的内壁32上，在那里它可被上游固定装置62固定。

应当注意，声学结构40，特别是声阻表层42和声学单元41通常可以形成为同一个部件。当部件是增材制造或注射类型制造的结果时，尤其如此。

在图2B所示的结构中，该声阻表层42在声学单元41的上游延伸，并且具有与主壁相对设置的悬挂端，声学结构40以悬臂方式安装。

相比之下，图3示出的实施例中，声学结构40不固定到凸缘70而是在其两个上游端和下游端直接与内壁32连接。换句话说，声学结构40在其两个上游端和下游端处直接固定到内壁32。

这样，所谓的声阻后表层42被配置成在蜂窝芯41的上游和下游侧向覆盖声学单元41，并且具有形成固定翼片的上游和下游突出端，所述固定翼片各自局部地邻接进气道3的内壁32，或者它们被铆钉62穿过。

在图2A和图3所示的这些实施例中，声阻后表层42支撑界定声学单元41的蜂窝芯，并且界定蜂窝单元的后表层的侧部的尺寸允许通过选择其高度并根据声学单元的厚度来预先确定将进气道3的主壁与所述声学单元41分开的距离d。

可替代地，图4A示出了这些紧固件的实施例，其中它们是形成角铁的插入件，该角铁横向覆盖了界定声学结构40的蜂窝芯41的横向边缘。

这些角铁在图4B中详细示出，并且具有被配置成连接到声阻表层42的上端和被构造成通过铆钉61、62连接到内壁32的下端，其连接方式类似于上述的固定突出部。所述下端和上端通过被配置成界定声学结构40的蜂窝芯41的壁连接。

进气道3还包括除冰系统51的至少一部分，并且从进气道3产生除冰空气流，通常包括容纳在内部空间50(见图10A和图11A)中的管52，该内部空间由隔板80、唇缘31以及内壁32和外壁33界定。

进气道3可以包括隔板80，其形成在前唇缘31后面的环形容积，根据几何形状与其以及在适当的情况下与内壁32和外壁33一起限定大致环形“D”形的容积。

该隔板80优选地在固定凸缘70处连接到内壁32(参见图2)。根据特定实施例，隔板80和凸缘70可形成为同一个部件。同样在一种构造中，声学结构40可以固定在位于声学单元41下游的区域处，在该隔板80上。

通常，进气道3被配置成引导由除冰系统产生的热空气流通过位于声学结构40上游的孔口34(例如参见图2A)，或者通过内壁的穿孔44。

参照图2A，进气道3包括正好在声学结构40上游的一系列孔口34，所述孔口分布在所述进气道3的环形周边上，并且允许热空气流动，所述热空气形成在短舱的流动路径中被吸向下游的基本规则的膜，并且用空气边界层覆盖主壁的区域43，特别是内壁32和/或唇缘31的壁，所述空气边界层具有面向声学单元41的穿孔44。

热空气的这个边界层使得可以加热内壁32和/或唇缘31的壁以防止冰的形成，或者执行除冰，从而保证良好的声衰减，尽管条件有利于冰的形成。

特别地，热空气膜导致到达上游的空气液滴的偏转，这使它们远离呈现面向声学单元的穿孔的区域43，以及导致已经穿过该膜的液滴的蒸发，这些液滴布置在该板上。

这些孔口34的图案和这些孔口34的形状，特别是这些孔口34的直径、分布、锥度或倾斜度，被调节成使得热空气的边界层的厚度最优化，并且促进液滴的轨迹相对于短舱的主壁，特别是内壁32和/或唇缘31的壁的偏离。

在所示的示例中，前唇缘31的上游部分和径向向外面向的部分不具有声学结构，并且通过环形容积50中的热空气的流通以通常的方式被加热。

因此，获得了一种折衷，允许声学结构尽可能远地放置在短舱2的进气道3的上游，确保良好的声学性能，具有消耗有限热气流的有效除冰系统，并且具有保持为低的空气动力学损失。

为了获得包括适当气流的热空气边界层，允许其不间断地覆盖在声学结构40上形成声学表层的区域43，有利的是通过流速调节装置根据涡轮喷气发动机的运行条件调节热空气的气流。

事实上，如果边界层从该壁分离，则不再存在任何有效的除冰。

特别是在飞行器起飞时，获得由涡轮喷气发动机的压缩机供应的高压热空气，并且唇缘31处的低压是重要的，于是将实现低的热空气喷射流速。

当下降时，获得由压缩机供应的较低的热空气压力，并且唇缘31处的低压也较低，并且然后将实现高的热空气喷射流速。

根据替代和/或补充实施例，形成在蜂窝单元41和内壁32(和/或壁31)之间的空间与唇缘的内部空间50连通，使得在该容积中由除冰系统加热的空气可朝向该空间流通以通过内壁32的穿孔44排出。

在声学结构为悬臂的情况下，其固定装置60、61仅位于声学单元41的下游(见图2)，该流体连通可通过限定在声学结构的上游端和进气道的壁之间的开口来确保，该开口分开对应于预定距离d的距离。

在声学结构40具有上游固定装置62的情况下，所述上游固定装置62可形成对该流体连通的障碍。

在这种情况下，这种固定装置例如角铁(见图4A和图4B)可以被穿孔，使得热空气流可以穿过该角铁的孔口63。

应当注意，在使用悬臂形式的声学结构40具有重要的优点，因为这种固定声学结构下游的装置形成悬挂系统，其与电除冰系统兼容，电除冰系统的定位可以尽可能靠近地定位在声学单元41和由主壁局部形成的声学表层43之间，例如在1.5mm的预定空间中。

根据本发明的这种进气道在制造方法方面特别有利。这种用于制造进气道3的方法包括以下步骤：

-一方面，制造唇缘31和内壁32和/或外壁33的全部或部分的步骤；

-另一方面，制造声学结构40的步骤。

声学结构40例如通过钎焊、增材制造、冲压、嵌件成形、模制或注射形成。当然，该列表不是穷举的，并且可以使用其它制造方法。

这两个步骤是分开的，用于其制造的材料的选择可以更简单、更合适并且更受控制，同时允许节省。

一旦这两个部分已经被制造，制造继续进行将所述声学结构40与形成唇缘31以及内壁32和/或外壁33的全部或部分的所述制造的壁组装的步骤。

前面通过示例的方式描述了本发明。应当理解，本领域技术人员能够在不脱离本发明的范围的情况下实现本发明的各种不同实施例。

例如，可以注意到，声学结构可以与隔板80和/或凸缘70一体形成。在这种情况下，用于将声学结构固定到进气道的装置可以由隔板80和/或凸缘70在进气道处的那些装置形成。

在这种情况下，隔板80和凸缘70表示同一部件的部分。具有这种部件的实施例的示例在图5、图6、图7、图8和图9中示出。

更具体地说，图5示出了与图2A的实施例基本类似的实施例，其中隔板80和凸缘70形成为一件。声学结构40像板一样从下游端延伸直到上游端，在所述下游端，声学结构通过下游固定装置61固定到形成用于固定隔板80的凸缘或支脚的部分70，所述上游端在唇缘31内侧指向唇缘，在所述上游端，声学结构通过上游固定装置62固定到主壁，特别是内壁32或唇缘31的壁。

进气道3被配置成引导该气流F通过位于声学结构40上游的孔或孔口34。

图6示出了进气道3的实施例，其与图5所示的不同之处主要在于，在声学结构40的上游，声阻表层42被配置成横向覆盖声学单元41，并具有形成固定翼片的突出端，该突出端局部地附接到进气道3的内壁32上，或者在图6中通过焊接或胶粘类型的固定装置62固定。横向覆盖声学单元41的声阻表层42还被孔口63穿孔，使得热空气流可以通过孔口63，类似于图4B所示。

图7示出了进气道3的实施例，其与图5所示的进气道的不同之处主要在于，上游固定装置62和下游固定装置61不是铆钉类型，而是焊接和/或胶粘和/或钎焊类型。

在钎焊的情况下，这仅对于在凸缘70处的下游固定装置61是可能的。关于上游固定装置62，采用其它固定装置以避免与将声学结构与唇缘钎焊相关联的缺点。

图8示出了进气道3的实施例，其与图5所示的不同之处主要在于，声学结构40以类似悬臂(见图2B)的方式安装在局部形成凸缘70的部分70上。声学结构40像板一样从下游端延伸，在下游端通过下游固定装置61固定到上游端处的所述凸缘70，上游端指向凸缘内部的唇缘31，在唇缘中，由于声学结构的刚性，声学结构保持为悬臂。

尽管如此，密封件90被插入声学结构的上游端和进气道的主壁之间，尤其是插入翼片和进气道的主壁之间，所述翼片形成在横向覆盖声学单元41的声阻表层42的上游延伸部中。这允许比使用上游固定装置62更轻的解决方案。

最后，图9示出了与图7的进气道相当的进气道的实施例，其中示出了蜂窝芯的声学单元41的两个详细视图。因此，在截面9A上，示出了一种解决方案，其中声学单元由附着到声阻表层42的蜂窝型结构形成，而截面9C示出了声学单元与声阻表层42形成为一体的视图，该结构一起限定了单元容积。

图10A和图10B示出了一个详细的实施例，其中隔板80和凸缘70也形成为一体，并与内壁32和外壁33以及与唇缘31一起限定出环形空间50，在该环形空间内容纳有除冰系统51的一部分，该除冰系统产生进气道3的除冰空气流。这里进气道类似于图8所示的进气道，进气道包括插入声学结构40的上游端和进气道的主壁之间的密封件90，尤其是插入翼片和进气道3的主壁之间，所述翼片形成在横向覆盖声学单元41的声阻表层42的上游延伸部中。

图11A和图11B示出了与图2A和图5所示的进气道基本相似的实施例，不同之处在于上游固定装置61和下游固定装置62包括铆钉。

前面通过示例的方式描述了本发明。应当理解，本领域技术人员能够在不脱离本发明的范围的情况下实现本发明的各种不同实施例。

Claims (11)

1.一种用于飞行器发动机(6)短舱(1)的进气道(3)，所述进气道包括连接基本上圆柱形的内壁(32)和基本上圆柱形的外壁(33)的前唇缘(31)，所述进气道包括至少一个包括声学单元(41)的声学结构(40)，所述声学结构(40)位于由所述内壁(32)、所述外壁(33)和所述前唇缘(31)界定的空间(50)中，所述进气道(3)的特征在于，所述声学结构(40)是通过固定装置(60)固定到所述进气道(3)的附接部件，所述声学结构(40)的声学单元以预定距离(d)与所述内壁(32)和/或所述唇缘(31)的区域相向布置，所述预定距离被配置为使得所述声学结构(40)的所述声学单元(41)在确保声衰减功能的同时不与所述内壁(32)和/或所述唇缘(31)接触。

2.根据权利要求1所述的进气道(3)，其特征在于，将所述声学单元(41)与所述内壁(32)和/或所述唇缘(31)的所述区域分隔开的预定距离小于1.5mm。

3.根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)，其特征在于，所述声学结构(40)在其下游端处固定在角铁或凸缘(70)或隔板(80)上。

4.根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)，其特征在于，所述声学结构(40)在其上游端处与所述内壁(32)和/或所述唇缘(31)固定。

5.根据权利要求3所述的进气道(3)，其特征在于，所述声学结构(40)相对于该角铁或凸缘(70)或隔板(80)以悬臂方式安装。

6.根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)，其特征在于，所述声学结构(40)具有优选地由金属合金形成的蜂窝结构(41)和声阻表层(42)。

7.根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)，其特征在于，所述声学结构(40)通过钎焊、增材制造、冲压、嵌件成型、模制或注射而形成。

8.根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)，其特征在于，所述进气道包括产生所述进气道(3)的除冰空气流的除冰系统，所述除冰系统被配置成引导所述空气流通过位于所述声学结构上游的孔口(34)，和/或通过面向所述声学结构(40)定位从而形成所述声学结构(40)的穿孔表层的区域的内壁(32)和/或唇缘(31)的穿孔(44)。

9.根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)，其特征在于，所述声学结构(40)的固定至所述短舱的固定装置(60)是铆钉和/或焊接和/或胶粘。

10.一种用于飞行器发动机(6)的短舱(1)，其特征在于，所述短舱包括根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)。

11.一种用于制造根据权利要求1至8中任一项所述的进气道(3)的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

-制造唇缘(31)以及内壁(32)和/或外壁(33)的全部或部分的步骤；

-制造声学结构(40)的步骤；

-将所述声学结构(40)与形成所述唇缘(31)以及所述内壁(32)和/或所述外壁(33)的全部或部分的所述制造的壁组装的步骤。

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