CN113958415A - 一种降噪声衬及航空发动机 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种降噪声衬，包括：底板；蜂窝结构，固定铺设于所述底板，包括多个贯穿自身的蜂窝腔；以及顶板，固定设置于所述蜂窝结构远离所述底板的一侧，包括多个第一通孔；其中，所述第一通孔相对于所述顶板倾斜设置，所述第一通孔的轴线与所述顶板的板面垂线呈第一设定夹角。包括多个第二通孔；其中，所述第二通孔连通相邻的两个蜂窝腔，所述第二通孔的轴线与所述顶板的板面呈第二设定夹角。基于本公开实施例所提供的降噪声衬，能够有针对性地实现大涵道比涡扇发动机多个目标频率的降噪要求，拓宽降噪频带，提高降噪效果。

Description

一种降噪声衬及航空发动机
技术领域
本公开涉及航空发动机制造领域，尤其涉及一种降噪声衬及航空发动机。
背景技术
随着民用航空技术的发展和人们健康意识的不断增强，噪声问题在大型民用飞机的研制中越来越受关注。目前国际适航标准对飞机噪声的要求已十分苛刻：国际民航组织(ICAO)现行的噪声适航标准要求新型民用客机将采取第五阶段的标准，也就是比目前所采用的第四阶段噪声标准的累积噪声裕度进一步降低7EPNdB。
民用航空器的主要噪声源包括：发动机噪声、飞机机体噪声、动力系统与飞机机体的干扰噪声等，其中发动机噪声是最主要的噪声源。对于大涵道比涡扇发动机而言，其发动机噪声进一步包括风扇噪声、喷流噪声、涡轮噪声、核心噪声等分量，而随着涡扇发动机涵道比的增大，风扇噪声已经成为发动机噪声的主要来源。
对于大涵道比涡扇发动机来说，在短舱、风扇机匣和外涵道的内壁面敷设声衬是在声传播途径上降噪的有效方法，因而得到了广泛的应用。声衬降噪的主要原理是亥姆霍兹共振(Helmholtz resonance)原理，即声波通过小孔进入共振腔，通过热能消耗，达到降噪效果。
针对于愈加严苛的噪声适航标准，现有声衬的降噪效果已经难以满足要求，因此有必要提供一种宽频、高吸声效果、且适用于大涵道比涡扇发动机声源特征的降噪声衬。
发明内容
有鉴于此，本公开实施例提供一种降噪声衬及应用其的航空发动机，旨在有针对性地实现大涵道比涡扇发动机多个目标频率的降噪要求，拓宽降噪频带，提高降噪效果。
在本公开的一个方面，提供一种降噪声衬，包括：
底板；
蜂窝结构，固定铺设于所述底板，包括多个贯穿自身的蜂窝腔；以及
顶板，固定设置于所述蜂窝结构远离所述底板的一侧，包括多个第一通孔；
其中，所述第一通孔相对于所述顶板倾斜设置，所述第一通孔的轴线与所述顶板的板面垂线呈第一设定夹角。
在一些实施例中，所述蜂窝腔的侧壁面设有多个第二通孔，所述第二通孔连通相邻的两个蜂窝腔，所述第二通孔的轴线与所述顶板的板面呈第二设定夹角。
在一些实施例中，所述蜂窝腔呈六棱柱结构，且所述六棱柱结构的相邻侧壁面上的所述第二通孔的数量和孔径不同。
在一些实施例中，所述蜂窝结构为多层，所述降噪声衬还包括：
多孔面板，固定设置于相邻两层的所述蜂窝结构之间，并包括多个第三通孔；
其中，所述第三通孔相对于所述多孔面板的板面倾斜设置，且所述第三通孔的轴线与所述多孔面板的板面垂线呈第三设定夹角。
在一些实施例中，相邻两层的所述蜂窝结构中蜂窝腔的深度、截面积和壁面厚度不同。
在一些实施例中，同一层所述蜂窝结构中不同的蜂窝腔的截面积和壁面厚度不同。
在一些实施例中，所述蜂窝结构中的所述蜂窝腔的深度介于5～100mm，所述蜂窝腔的截面积介于1～50cm2，所述蜂窝腔的壁面厚度介于1～50mm。
在一些实施例中，所述第一通孔、所述第二通孔和所述第三通孔的截面为圆形，所述第一设定夹角、所述第二设定夹角和所述第三设定夹角的角度相同，且所述角度被构造为：匹配最低阶叶片通过频率下的目标周向高阶模态声源。
在一些实施例中，所述第一设定夹角、所述第二设定夹角和所述第三设定夹角的角度的大小满足：
Figure BDA0002592296120000031
其中，定义周向高次波为(m,0)，p为声压，ω为声源角速度，C0为声速，lx为矩形管道矩形截面的边长或圆形/环形管道的管道直径，且有
Figure BDA0002592296120000032
从而得到目标声模态为(m,0)时对应的所述第一设定夹角、所述第二设定夹角和所述第三设定夹角的大小为θ。
在一些实施例中，所述第一设定夹角、所述第二设定夹角和所述第三设定夹角的角度介于5°到85°。
在一些实施例中，针对目标噪声的主要声模态，得到声阻抗值，并基于所述声阻抗值由多自由度声衬声阻抗模型换算得到所述降噪声衬的结构参数。
在一些实施例中，所述目标噪声的主要声模态包括：航空发动机风扇噪声中一阶叶片通过频率中可传播的主要声模态、二阶叶片通过频率中可传播的主要声模态、和三阶叶片通过频率中可传播的主要声模态。
在一些实施例中，所述蜂窝结构中不填充吸音材料。
在本公开的一个方面，提供一种航空发动机，包括如前文任一实施例所述的降噪声衬。
在一些实施例中，所述降噪声衬固定安装于所述航空发动机的进气道机匣、风扇机匣和/或外涵道机匣的内表面。
因此，根据本公开实施例，将各个蜂窝腔打通，使蜂窝腔之间互相组合，形成可交流的声道流路，拓宽降噪频带，能够有针对性地实现大涵道比涡扇发动机多个目标频率的降噪要求，提高降噪效果。
附图说明
构成说明书的一部分的附图描述了本公开的实施例，并且连同说明书一起用于解释本公开的原理。
参照附图，根据下面的详细描述，可以更加清楚地理解本公开，其中：
图1是根据本公开一些实施例的单层降噪声衬的剖视角度的结构示意图；
图2是根据本公开一些实施例的双层降噪声衬的剖视角度的结构示意图；
图3是根据本公开一些实施例的双层降噪声衬的立体结构示意图；
图4是高次波在管道中的传播特性示意图；
图5是根据本公开一些实施例的降噪声衬与常规声衬在高阶声模态入射条件下吸声特性的对比图；
图6是根据本公开一些实施例的航空发动机上降噪声衬安装位置示意图。
图中：
1，底板；2，蜂窝结构；21，蜂窝腔；22，第二通孔；3，顶板；31，第一通孔；4，多孔面板；41，第三通孔；51，第一设定夹角；52，第二设定夹角；53，第三设定夹角；61，进气道机匣；62，风扇机匣；63，外涵道机匣；7，降噪声衬。
应当明白，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。此外，相同或类似的参考标号表示相同或类似的构件。
具体实施方式
现在将参照附图来详细描述本公开的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。本公开可以以许多不同的形式实现，不限于这里所述的实施例。提供这些实施例是为了使本公开透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本公开的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、材料的组分、数字表达式和数值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。
本公开中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指在该词前的要素涵盖在该词后列举的要素，并不排除也涵盖其他要素的可能。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。
在本公开中，当描述到特定器件位于第一器件和第二器件之间时，在该特定器件与第一器件或第二器件之间可以存在居间器件，也可以不存在居间器件。当描述到特定器件连接其它器件时，该特定器件可以与所述其它器件直接连接而不具有居间器件，也可以不与所述其它器件直接连接而具有居间器件。
本公开使用的所有术语(包括技术术语或者科学术语)与本公开所属领域的普通技术人员理解的含义相同，除非另外特别定义。还应当理解，在诸如通用字典中定义的术语应当被解释为具有与它们在相关技术的上下文中的含义相一致的含义，而不应用理想化或极度形式化的意义来解释，除非这里明确地这样定义。
对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。
申请人研究发现：航空发动机中常用的声衬通常由三层结构组成，分别是穿孔顶板、蜂窝结构和刚性背板，因此声衬的主要几何参数包括蜂窝结构腔深，穿孔顶板的厚度、穿孔率和孔径。基于降噪声衬的消声原理，蜂窝结构中的每一个蜂窝腔都作为一个亥姆霍兹共振腔，通过共振减弱噪声的能量，进而实现吸声降噪的目的。
但是由于蜂窝腔这一共振结构自身的窄带特征，其有效吸声的工作带宽较窄，导致目前常规的降噪声衬无法满足民用航空发动机风扇多目标频率的降噪要求。
申请人进一步研究发现，民用航空发动机风扇噪声分量主要包括转静干涉噪声和风扇激波噪声，前者的频谱特征为叶片通过频率及其谐波频率，后者的频谱特征为多重单音噪声。而目前航空发动机上的降噪声衬多为蜂窝结构居中的三层夹心结构，其共振腔位于中间层，由顶板和底板封闭，导致共振腔互相独立。在这种结构下，共振腔高度决定了吸声频率，而由于降噪声衬的安装空间有限，限制了其蜂窝结构的共振腔高度，进而限制了吸声频带。
针对上述技术问题，如图1～3所示：在本公开的一个方面，提供一种降噪声衬，包括：
底板1；
蜂窝结构2，固定铺设于底板1，包括多个贯穿自身的蜂窝腔21；以及
顶板3，固定设置于蜂窝结构2远离底板1的一侧，包括多个第一通孔31；
其中，第一通孔31相对于顶板3倾斜设置，第一通孔31的轴线与顶板3的板面垂线呈第一设定夹角51。
蜂窝腔21的侧壁面设有多个第二通孔22，第二通孔22连通相邻的两个蜂窝腔21，第二通孔22的轴线与顶板3的板面呈第二设定夹角52。
本公开在蜂窝腔21的侧壁面上开设多个第二通孔22，并由第二通孔22连通相邻的两个蜂窝腔21，从而使蜂窝结构2中的蜂窝腔21不再各自独立，而是能够通过第二通孔22的交流，互相组合而形成结构多样的声道流路，从而基于亥姆霍兹共振原理具备更广泛的有效吸声的工作带宽，实现更好的降噪效果。
而本申请中的第一通孔31相对于顶板3倾斜设置、第二通孔22相对于蜂窝腔21的侧壁面倾斜设置，是针对于噪声的目标声源进行的针对性设计，具体而言：
如图4所示，对于航空发动机的风扇噪声而言，可传播的声模态均为周向高次声波，根据管道中高次声波的传播特性，其实质上是一束与径向成特定角度的斜向传播声波，并经壁面不断反射，曲折行进。
而本申请中的第一通孔31和第二通孔22倾斜设置，且分别具有第一设定夹角51和第二设定夹角52，正是迎合于噪声在管道内以斜向不断经壁面反射的传播路径，使噪声以更大的通过率经过第一通孔31进入蜂窝腔21，并使蜂窝腔21内的噪声能够以更大的通过率经过第二通孔22进入相邻的蜂窝腔21，从而利用多个蜂窝腔21互相连通而形成的声道流路，以更广泛的工作带宽吸收噪声的能量，进而提高降噪效果。
在一些实施例中，蜂窝腔21呈六棱柱结构，且六棱柱结构的相邻侧壁面上的第二通孔22的数量和孔径不同，从而实现各蜂窝腔21之间的交流通道数目、面积不同，达到提升吸声系数，拓宽消声频带的目的。
对于本领域技术人员而言，蜂窝结构2内的蜂窝腔21可以被构造为六棱柱结构，也可以被构造为其他可以实现空间密铺的结构，例如四棱柱结构、八棱柱结构等。
当然，蜂窝结构2内的蜂窝腔21也可以被构造为其他无法实现空间密铺的结构，例如具有圆柱结构，此时相邻的三个圆柱结构将夹设出一个截面由三条弧形围城的弧面柱状结构，这一弧面柱状结构同样地作为蜂窝腔21可以起到吸声消音的作用，但是显然弧面柱状结构的固有频率必然区别于圆柱结构的固有频率，此时，蜂窝结构2相较于可实现空间密铺结构蜂窝腔21构成的蜂窝结构2，具有更多种共振腔的组合，因而具有更广泛的降噪频带。
为提高降噪效果，拓宽降噪声衬的降噪频带，在一些实施例中，蜂窝结构2为多层，降噪声衬还包括：
多孔面板4，固定设置于相邻两层的蜂窝结构2之间，并包括多个第三通孔41；
其中，第三通孔41相对于多孔面板4的板面倾斜设置，且第三通孔41的轴线与多孔面板4的板面垂线呈第三设定夹角53。
由多孔面板4所间隔，蜂窝结构2被分隔成了多层结构，而噪声则可以由第三通孔41穿过多孔面板4，从一层蜂窝结构2进入相邻层的蜂窝结构2中。与第一通孔31和第二通孔22类似，第三通孔41倾斜设置，同样是针对于噪声的目标声源所进行的针对性设计，能够增加噪声的入射率，从而提高降噪效果。
由多孔面板4相隔的蜂窝结构2，使得共振腔还能由多层的蜂窝结构2互相组合而成，由此能够提升吸声系数，拓宽消声频带。而为了进一步提升吸声系数，拓宽消声频带，在一些实施例中，相邻两层的蜂窝结构2中蜂窝腔21的深度、截面积和壁面厚度不同。使得由不同层的蜂窝结构2的蜂窝腔21所构成的共振腔更加多样，能够进一步拓宽降噪频带，从而在航空发动机的风扇运行的全周期、多工况下都能提供比较良好的降噪作用。
在一些实施例中，同一层蜂窝结构2中不同的蜂窝腔21的截面积和壁面厚度不同。
在一些实施例中，蜂窝结构2中的蜂窝腔21的深度介于5～100mm，蜂窝腔21的截面积介于1～50cm2，蜂窝腔21的壁面厚度介于1～50mm。
在一些实施例中，第一通孔31、第二通孔22和第三通孔41的截面为圆形，第一设定夹角51、第二设定夹角52和第三设定夹角53的角度相同，且角度被构造为：匹配最低阶叶片通过频率下的目标周向高阶模态声源。
在一些实施例中，第一设定夹角51、第二设定夹角52和第三设定夹角53的角度的大小满足：
Figure BDA0002592296120000081
其中，定义周向高次波为(m,0)，p为声压，ω为声源角速度，C0为声速，lx为矩形管道矩形截面的边长、或圆形/环形管道的管道直径，，且有
Figure BDA0002592296120000082
从而得到目标声模态为(m，0)时对应的所述第一设定夹角(51)、所述第二设定夹角(52)和所述第三设定夹角(53)的大小为θ。
对于航空发动机风扇噪声来说，可传播的声模态均为周向高次声波。定义周向高次波为(m，0)，根据管道中高次声波传播的特性，其实质上是一束与径向成θ角度的斜向传播声波，如图4所示，并经壁面不断反射，曲折行进，即(m，0)高次波不是沿轴向直线传播。θ角与声波频率、管道尺寸等有关。
在一些实施例中，第一设定夹角51、第二设定夹角52和第三设定夹角53的角度介于5°到85°。
在一些实施例中，所述降噪声衬被构造为：针对目标噪声的主要声模态，得到声阻抗值，并基于所述声阻抗值由多自由度声衬声阻抗模型换算得到所述降噪声衬的结构参数。
具体而言，针对优化所得的最优声阻抗值，基于多自由度声衬声阻抗模型，可以计算得出顶板3、多层蜂窝结构2之间的穿孔板、蜂窝腔21壁面的厚度、第一通孔31、第二通孔22和第三通孔41的孔径、穿孔率，以及蜂窝腔21的深度和截面积等结构参数。
在一些实施例中，目标噪声的主要声模态包括：航空发动机风扇噪声中一阶叶片通过频率中可传播的主要声模态、二阶叶片通过频率中可传播的主要声模态、和三阶叶片通过频率中可传播的主要声模态。
在一些实施例中，蜂窝结构2中不填充吸音材料。
如图5所示，基于格子Boltzmann方法，对声波斜入射工况，开展声衬吸声性能的数值模拟。对比本申请降噪声衬与常规声衬的降噪效果。其中常规声衬是指顶板3+独立蜂窝结构2，顶板3为垂直通孔，蜂窝独立且相邻蜂窝的壁面厚度相同，蜂窝之间不连通。本申请降噪声衬的顶板3为斜通孔，孔数量与常规声衬对比算例一致，蜂窝壁面采用斜通孔连通设计，相邻蜂窝的壁面厚度和穿孔率不同。计算结果表明本申请降噪声衬的降噪效果远大于常规声衬，峰值吸声系数大幅提高，频带拓宽。
如图6所示，在本公开的一个方面，提供一种航空发动机，包括如前文任一实施例的降噪声衬。
在一些实施例中，降噪声衬通过螺栓固定安装于航空发动机的进气道机匣61、风扇机匣62和/或外涵道机匣63的内表面。
因此，根据本公开实施例，将各个蜂窝腔21打通，使蜂窝腔21之间互相组合，形成可交流的声道流路，拓宽降噪频带，能够有针对性地实现大涵道比涡扇发动机多个目标频率的降噪要求，提高降噪效果。
至此，已经详细描述了本公开的各实施例。为了避免遮蔽本公开的构思，没有描述本领域所公知的一些细节。本领域技术人员根据上面的描述，完全可以明白如何实施这里公开的技术方案。
虽然已经通过示例对本公开的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本公开的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本公开的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改或者对部分技术特征进行等同替换。本公开的范围由所附权利要求来限定。

Claims (15)

1.一种降噪声衬，其特征在于，包括：
底板(1)；
蜂窝结构(2)，固定铺设于所述底板(1)，包括多个贯穿自身的蜂窝腔(21)；以及
顶板(3)，固定设置于所述蜂窝结构(2)远离所述底板(1)的一侧，包括多个第一通孔(31)；
其中，所述第一通孔(31)相对于所述顶板(3)倾斜设置，所述第一通孔(31)的轴线与所述顶板(3)的板面垂线呈第一设定夹角(51)。
2.根据权利要求1所述的降噪声衬，其特征在于，所述蜂窝腔(21)的侧壁面设有多个第二通孔(22)，所述第二通孔(22)连通相邻的两个蜂窝腔(21)，所述第二通孔(22)的轴线与所述顶板(3)的板面呈第二设定夹角(52)。
3.根据权利要求2所述的降噪声衬，其特征在于，所述蜂窝腔(21)呈六棱柱结构，且所述六棱柱结构的相邻侧壁面上的所述第二通孔(22)的数量和孔径不同。
4.根据权利要求2所述的降噪声衬，其特征在于，所述蜂窝结构(2)为多层，所述降噪声衬还包括：
多孔面板(4)，固定设置于相邻两层的所述蜂窝结构(2)之间，并包括多个第三通孔(41)；
其中，所述第三通孔(41)相对于所述多孔面板(4)的板面倾斜设置，且所述第三通孔(41)的轴线与所述多孔面板(4)的板面垂线呈第三设定夹角(53)。
5.根据权利要求4所述的降噪声衬，其特征在于，相邻两层的所述蜂窝结构(2)中蜂窝腔(21)的深度、截面积和壁面厚度不同。
6.根据权利要求4所述的降噪声衬，其特征在于，同一层所述蜂窝结构(2)中不同的蜂窝腔(21)的截面积和壁面厚度不同。
7.根据权利要求6所述的降噪声衬，其特征在于，所述蜂窝结构(2)中的所述蜂窝腔(21)的深度介于5～100mm，所述蜂窝腔(21)的截面积介于1～50cm2，所述蜂窝腔(21)的壁面厚度介于1～50mm。
8.根据权利要求4所述的降噪声衬，其特征在于，所述第一通孔(31)、所述第二通孔(22)和所述第三通孔(41)的截面为圆形，所述第一设定夹角(51)、所述第二设定夹角(52)和所述第三设定夹角(53)的角度相同，且所述角度被构造为：匹配最低阶叶片通过频率下的目标周向高阶模态声源。
9.根据权利要求8所述的降噪声衬，其特征在于，所述第一设定夹角(51)、所述第二设定夹角(52)和所述第三设定夹角(53)的角度的大小满足：
Figure FDA0002592296110000021
其中，定义周向高次波为(m,0)，p为声压，ω为声源角速度，C0为声速，lx为矩形管道矩形截面的边长、或圆形/环形管道的管道直径，且有
Figure FDA0002592296110000022
从而得到目标声模态为(m，0)时对应的所述第一设定夹角(51)、所述第二设定夹角(52)和所述第三设定夹角(53)的大小为θ。
10.根据权利要求9所述的降噪声衬，其特征在于，所述第一设定夹角(51)、所述第二设定夹角(52)和所述第三设定夹角(53)的角度介于5°到85°。
11.根据权利要求1所述的降噪声衬，其特征在于，针对目标噪声的主要声模态，得到声阻抗值，并基于所述声阻抗值由多自由度声衬声阻抗模型换算得到所述降噪声衬的结构参数。
12.根据权利要求11所述的降噪声衬，其特征在于，所述目标噪声的主要声模态包括：航空发动机风扇噪声中一阶叶片通过频率中可传播的主要声模态、二阶叶片通过频率中可传播的主要声模态、和三阶叶片通过频率中可传播的主要声模态。
13.根据权利要求1所述的降噪声衬，其特征在于，所述蜂窝结构(2)中不填充吸音材料。
14.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1～12任一所述的降噪声衬。
15.根据权利要求14所述的航空发动机，其特征在于，所述降噪声衬固定安装于所述航空发动机的进气道机匣(61)、风扇机匣(62)和/或外涵道机匣(63)的内表面。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2809640C2 (ru) * 2023-06-14 2023-12-14 Акционерное Общество "Ротек" Звукопоглощающая сферическая панель

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3948346A (en) * 1974-04-02 1976-04-06 Mcdonnell Douglas Corporation Multi-layered acoustic liner
US5923003A (en) * 1996-09-09 1999-07-13 Northrop Grumman Corporation Extended reaction acoustic liner for jet engines and the like
US20020036115A1 (en) * 2000-06-30 2002-03-28 Short Brothers Plc Noise attenuation panel
CN103915090A (zh) * 2012-12-31 2014-07-09 中国科学院声学研究所 一种宽带降噪多孔材料声衬和设备
CN110435900A (zh) * 2018-05-02 2019-11-12 罗尔公司 包括一个或多个隔音面板的飞机推进系统组件
US20200101690A1 (en) * 2017-06-07 2020-04-02 Ihi Corporation Sound-absorbing panel and manufacturing method for same
CN111456854A (zh) * 2020-04-09 2020-07-28 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种涡扇发动机短舱消声结构

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3948346A (en) * 1974-04-02 1976-04-06 Mcdonnell Douglas Corporation Multi-layered acoustic liner
US5923003A (en) * 1996-09-09 1999-07-13 Northrop Grumman Corporation Extended reaction acoustic liner for jet engines and the like
US20020036115A1 (en) * 2000-06-30 2002-03-28 Short Brothers Plc Noise attenuation panel
CN103915090A (zh) * 2012-12-31 2014-07-09 中国科学院声学研究所 一种宽带降噪多孔材料声衬和设备
US20200101690A1 (en) * 2017-06-07 2020-04-02 Ihi Corporation Sound-absorbing panel and manufacturing method for same
CN110435900A (zh) * 2018-05-02 2019-11-12 罗尔公司 包括一个或多个隔音面板的飞机推进系统组件
CN111456854A (zh) * 2020-04-09 2020-07-28 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种涡扇发动机短舱消声结构

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2809640C2 (ru) * 2023-06-14 2023-12-14 Акционерное Общество "Ротек" Звукопоглощающая сферическая панель

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