CN117730197A - 用于飞行器推进单元的加强声学处理面板 - Google Patents

用于飞行器推进单元的加强声学处理面板 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种声学处理面板，该声学处理面板用于设置在与流体流接触的飞行器推进单元(1)的至少一个壁上，所述面板(10)包括：第一声学反射蒙皮(14)、第二声学多孔蒙皮(16)以及蜂窝结构(12)，所述第二声学多孔蒙皮用于与所述流体流(F、FP、FS)接触，所述蜂窝结构在所述第一蒙皮(14)和所述第二蒙皮(16)之间延伸，并且具有多个腔室(18)。所述面板包括至少一个透声加强壁(22)，该至少一个透声加强壁穿过所述蜂窝结构的多个腔室(18)，并且从所述第二蒙皮(16)延伸到所述第一蒙皮(14)，从而与所述第一蒙皮(14)和所述第二蒙皮(16)形成非正交的角度。

Description

用于飞行器推进单元的加强声学处理面板
技术领域
本发明涉及一种用于吸收声波的声学处理面板，并且更具体地，涉及一种还构成结构的工作元件的面板。
背景技术
传统上，降低涡轮喷气发动机的噪声(并且更确切地，降低由转子与其周围环境之间的相互作用所辐射的噪声)是使用设置在声波传播所在的管道的润湿表面上的吸收面板来实现的。术语“润湿表面”应指与流体流接触的表面。这些面板是由面向噪声生成区域的穿孔(或声学多孔)蒙皮、后蒙皮以及封闭在后蒙皮与穿孔蒙皮之间的蜂窝型微孔结构形成的夹层型复合材料，并且其吸收性能部分是使用由形成吸声单元的蜂窝的蜂窝单元形成的亥姆霍兹谐振器的原理获得的。这些单元可以具有垂直于蒙皮的大致棱柱形状；还可以添加一个或多个附加的穿孔蒙皮。
通常，所述面板在弯曲下的结构强度由蒙皮提供，该蜂窝以类似于梁的芯体的方式大体上在蒙皮之间起到剪切传递作用。这些面板还可以在牵引作用下受到应力，其中，由内蒙皮在一侧上施加拉力，而由外蒙皮在另一侧上施加拉力。后一种情况在进气口上是非常常见的，其中，在进气口的整体唇缘上需要连接穿孔的空气动力蒙皮，但是其中，面板与发动机凸缘的连接通过一个凸缘，该凸缘必须连接到声学面板的后蒙皮。这种配置会导致由唇缘的推力及其必然错位的凸缘反作用力引起的剪切。
在牵引和弯曲的情况下，都会产生一个主要的结构设计问题，其与剪切应力集中在这些声学面板的边缘处(特别是在面板与该结构的其余部分的连接区域中)有关。
一些声学面板体系结构能够具有两个蒙皮的正交横截面，而无需提供蒙皮之间的特定连接。在这种体系结构配置中，蜂窝对剪切力更加敏感。因此，相反，具有这种体系结构的声学面板用于设置在受到很少剪切应力的位置或在引入力方面被高度优化的位置。尽管如此，这种体系结构仍然是与众不同的。
更具体地，在大多数情况下，声学面板的边缘或轮廓与结构连接区域相对应，这常常引入显著的横向力。这会导致大多数蜂窝无法适应的剪切，即使吸声单元的腔室已经被一种称为“灌封”的结构成分(强力泡沫或树脂)填充。
图1(其示出了现有技术的声学面板100)中所图示的最常见的解决方案则是接合前蒙皮101、穿孔蒙皮和后蒙皮102，并且在声学面板100的整个周边103上将它们结合在一起。这被称为面板Pa的封边。
通常，为了产生如图1中所图示的封边，保留了用于与流体流F接触的前蒙皮101的形状，而将后蒙皮102的形状修改为倒角104，以便后蒙皮102与前蒙皮101接合，前蒙皮101与后蒙皮102形成所谓的对接角度。然后是一个倾斜的边缘，这是迄今为止应用最多的一个倾斜的边缘。
尽管有这种设计技巧，但是该区域在剪切方面往往仍然非常关键。两个蒙皮的对接角度越钝，剪切峰值就越高，尤其是当该角度超过60°时。然而，只有当蜂窝的特定高度与待衰减的噪声的频率相适应时，声学处理才是有效的。较低的对接角度的效果是，蜂窝具有显著的边界，单元不具有其完全高度，这因此导致面板的周边周围的有效表面积显著损失，特别是因为这些区域通常保持填充有增强树脂105(灌封)，这随后完全抵消了声学衰减效应。
对于传统的设计，至少在其外周边区域，封边的良好结构性能会损害夹心面板的声学性能。
在封边角度较大或者甚至等于90°的情况下，可以显著加强后蒙皮，以便使其吸收剪切力，但这会损害质量，并且常常会使微孔结构的一部分充满灌封。这种设计有利于声学效果，但会影响面板的质量和/或结构性能。
更重要的是，当声学处理面板被设置在涡轮机的进气口的壁上并且在界定进气口的唇缘的下游时，该面板通常以笨拙的方式连接到周围结构，特别是经由Z形角面板或倾斜封边，以承受拉力。这些问题中的大多数产生于这样一个事实，即：为了将形成唇缘的壁连接到面板的后蒙皮，需要绕过声学面板的蜂窝，而形成唇缘的壁处于与前蒙皮相同的水平处。这导致声学衰减(倾斜封边)的减弱，或者结构布置不良(最终对质量产生影响)。
此外，在这种配置中，并且更具体地，如果在使用气动除霜时唇缘的一部分设置有声学处理，则前隔板被强烈加热。结果，延伸的集成声学面板暴露于高温下，并且必须由更昂贵的耐热材料制成。此外，在现有技术中，该面板与进气口的内面板的其余部分的附接基本是在前隔板与内面板之间的交界位置处进行。结果，该隔板需要就位于“热”唇缘声学面板与内面板之间的非声学区域，或者其连接到内面板，这会导致内面板产生常常不可接受的热流。这分别导致声学效率的损失或结构效率的损失，该损失可以通过在内面板的前部处以隔热插入件的形式增加后蒙皮的加强件来补偿，该隔热插入件是非常精细且制造成本高，并且其引起质量的增加。
发明内容
本发明旨在提供一种用于涡轮机的声学处理面板，该声学处理面板能够在不会显著损害声学面板的边缘的声学性能的情况下解决以上提及的力传递和封边剪切的问题。换言之，本发明旨在提供一种声学处理面板，该声学处理面板具有结构加强件，该结构加强件使得能够在使用面板的整个表面进行声学处理的同时更好地抵抗涡轮机运行时可能受到的剪切应力。
本发明的一个目的提出了一种声学处理面板，该声学处理面板用于设置在与流体流接触的飞行器推进单元的至少一个壁上，所述面板包括：第一声学反射蒙皮、第二声学多孔蒙皮以及蜂窝结构，所述第二声学多孔蒙皮用于与所述流体流接触，所述蜂窝结构在所述第一蒙皮与所述第二蒙皮之间延伸，并且具有多个腔室。
根据本主题的一般特征，所述声学处理面板包括至少一个透声加强壁，所述至少一个透声加强壁穿过所述蜂窝结构的多个腔室，并且从所述第二蒙皮延伸到所述第一蒙皮，从而与所述第一蒙皮和所述第二蒙皮形成非正交的角度。
术语“声学多孔壁”应指包括孔口的壁，该孔口在不会显著改变声波的强度或频率的情况下允许部分声波穿过。术语“隔音壁”或“声学反射壁”应指在至少不部分地改变声波(特别是强度)的情况下不允许任何声波穿过的壁。隔音壁将反射大多数的入射声波。
术语“飞行器推进单元”应指：包括涡轮喷气发动机和机舱的单元。
因此，在由所述加强壁提供的所述第一蒙皮与所述第二蒙皮之间的连接使得能够提高所述声学处理面板对其可能受到的剪切力的抵抗力。此外，通过所述加强壁的透声性，这种结构加强件在不会使面板的表面退化从而能够产生声学吸收的情况下(换言之，在不会降低所述面板的声学处理的有效性的情况下)被赋予在所述声学处理面板上。
优选地，根据所述声学处理面板的第一方面，所述透声加强壁具有大于或等于18％的穿孔率。
所述加强壁的18％的最小穿孔率可以确保加强壁的透声性。所述穿孔率与所述加强壁的总穿孔表面积和所述加强壁的总表面积(无论是否穿孔)之间的比率相对应。
优选地，所述穿孔率小于80％，以确保所述加强壁的透声性，同时保持良好的力传递能力。
根据所述声学处理面板的第二方面，所述蜂窝结构可以在外周边内部在与所述第二蒙皮平行的平面内延伸，并且所述至少一个加强壁可以在所述蜂窝结构内部从所述第二蒙皮至所述第一蒙皮延伸到所述蜂窝结构的边界部分上，所述边界部分在平行于所述第二蒙皮的平面中从所述外周边延伸至所述蜂窝结构的内部。
因此，所述一个或多个加强壁仅位于所述声学处理面板的一个或多个边缘上。
根据所述声学处理面板的第三方面，所述至少一个加强壁可以与所述第一声学反射壁一体成型。
根据所述声学处理面板的第四方面，该面板还可以包括面板的至少一部分，所述面板的至少一部分沿与所述第一蒙皮正交的方向在加强壁与所述第一蒙皮的一部分之间延伸，所述面板的至少一部分在所述面板的制造过程中通过共烧而附接并固定到所述面板的其余部分
本发明的另一个目的提出了一种用于安装在飞行器上的飞行器推进单元，如上所述，该推进单元包括至少一个声学处理面板。
根据所述推进单元的第一方面，其可包括至少一个进气口，该至少一个进气口设置有前唇缘、外壁和内壁，并且连接到形成所述内壁的至少一部分的所述声学处理面板之一。
根据所述推进单元的第二方面，所述声学处理面板的所述加强壁可以在所述面板外部延续，并且连接到所述进气口的前唇缘。
本发明的另一个目的提出了一种包括如上所述的至少一个推进单元的飞行器。
本发明的另一个目的提出了一种用于制造声学处理面板的方法，该声学处理面板用于设置在与流体流接触的飞行器推进单元的至少一个壁上，所述用于制造该面板的方法包括如下的步骤：将第一声学反射蒙皮、蜂窝结构和用于与所述流体流接触的第二声学多孔蒙皮堆叠；以及蜂窝结构在所述第一蒙皮和所述第二蒙皮之间延伸，并且具有多个腔室。
根据本发明的方法的一般特征，该方法还可以包括如下的步骤：安装至少一个透声加强壁，该透声加强壁穿过所述蜂窝结构的多个腔室，并且从所述第二蒙皮延伸到所述第一蒙皮，从而与所述第一蒙皮和所述第二蒙皮形成非正交的角度。
根据本发明的方法的一个方面，该方法还可以包括如下步骤：生产至少一部分面板，该至少一部分面板用于沿与所述第一蒙皮正交的方向在加强壁与所述第一蒙皮的一部分之间延伸；以及通过共烧将所述至少一部分面板连接到所述面板的其余部分。
附图说明
参考附图，通过阅读以指示而非限制的方式给出的以下内容，将更好地理解本发明，其中：
[图1]已经描述的图1图示了根据现有技术的声学处理面板的截面图。
[图2]图2示出了根据本发明实施例的飞行器的推进单元在飞行器的推进单元的纵向平面中的截面图。
[图3]图3图示了根据本发明实施例的声学处理面板的局部透视图。
[图4]图4示意性地示出了图3的声学处理面板的截面图。
[图5]图5示出了图4的声学处理面板的一部分的放大视图，其中，三角形部分与面板的其余部分分离开。
[图6]图6示意性地示出了根据第一实施例的图2的推进单元的机舱在进气通道处的一部分的截面图。
[图7]图7示意性地表示了根据第二实施例的图2的推进单元的机舱在进气通道处的一部分的截面图。
具体实施方式
图2示出了根据本发明非限制性实施例的飞行器的推进单元1在推进单元1的纵向平面内的截面图。
推进单元1包括机舱2、中间壳体3和内壳体4。机舱2以及两个壳体3和4是同轴的。机舱2在第一端处限定流体流的入口通道5，并且在与第一端相对的第二端处限定流体流的排出通道6。机舱2和中间壳体3在它们之间界定流体流主流路7。中间壳体3和内壳体4在它们之间界定流体流副流路8。主流路7和副流路8沿推进单元的轴向方向设置在入口通道5与排出通道6之间。
推进单元1还包括风扇9，该风扇被配置成输送气流F作为流体流，气流F在风扇的出口处被分成在主流路7中循环的主流FP和在副流路8中循环的副流FS。
推进单元1还包括至少一个声学处理面板10，该至少一个声学处理面板被配置成：在由推进单元1发射的声波被径向排出到推进单元1的机舱2的外部之前，使这些声波衰减。
在无导管涡轮机的情况下，声学处理将被配置成使由螺旋桨辐射的声波的折射衰减或受到限制。
每个声学处理面板10被配置成使具有属于预定频率范围的频率的声波衰减。在图1中所图示的实施例中，声学处理面板10安装在机舱2、中间壳体3和内壳体4中。在内壳体4上，声学处理面板10一方面沿轴向方向安装在中间壳体3的上游部分上(特别是安装在承载风扇9的部分上)，另一方面安装在中间壳体3的下游部分上。
图3表示根据本发明实施例的声学处理面板10的局部立体图。
参考图3，声学处理面板10包括：用于与流体流F、FP或FS接触的入口层或壁16、芯体12以及反射层或壁14。
芯体12具有蜂窝结构。更准确地，芯体12包括多个声学单元18或蜂窝单元，这些声学单元或蜂窝单元由壁180界定，并且根据已知的蜂窝结构来布置。
每个蜂窝单元18在芯体12的第一面121上以及芯体12的与第一面121相对的第二面122上开口。
芯体12的第一面121用于根据声学处理面板10的安置而朝向主要空气流路7或次要空气流路8定向。芯体12的第二面122用于定向成与空气流路相对。
根据实施例，芯体12可以由金属或复合材料(例如，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14适用于反射具有属于预定频率范围的频率的声波。
反射层14与芯体12的第二面122相对地延伸，与第二面接触。更准确地，反射层14刚性地附接到芯体12的第二面122，例如结合到芯体12的第二面122。
根据实施例，反射层14可以由金属制成，或者由复合材料(例如，由嵌入硬化树脂基体中的碳纤维形成的复合材料)制成。在替代性方案中，形成蜂窝单元18的底部的层可以是非反射的。
入口层16与芯体12的第一面121相对地延伸，与第一面121接触。更准确地，入口层16刚性地附接到芯体12的第一面121，例如结合到芯体12的第一面121。
入口层16是穿孔的整体蒙皮，其包括多个孔口20，该多个孔口从入口层16的第一面161到第二面162穿过入口层16。每个孔口20在芯体12的蜂窝单元18上开口，多个孔口20能够在同一个蜂窝单元18上开口。因此，入口层16具有大约10％至15％的孔隙率。
面板10可以是被称为具有单自由度(SDOF)(换言之，具有单层声学单元18)的面板，或者是被称为具有双自由度(DDOF)(换言之，具有两层声学单元18)的面板，所述两层声学单元一层叠置于另一层之上，并且由隔片(即，声学多孔蒙皮)分隔开。
图4示意性地示出了图3的声学处理面板10的截面图。
如图3和图4中所图示的，声学处理面板10具有大体为矩形平行六面体的形状，该形状的横截面具有大体上为矩形的形状，其可以弯曲以便紧贴安装它的机舱的壁。
因此，在横截面中，如图4中所图示的，声学处理面板10具有矩形形状，其中，该矩形的宽度在入口层16和反射层14之间正交地延伸，而其长度在第一纵向端24和第二纵向端26之间延伸，第一纵向端24和第二纵向端26限定面板10的边缘。
在该矩形沿其长度方向的每一端处，面板10包括加强壁22，该加强壁在面板10内部沿倾斜方向在入口层16和反射层14之间延伸。因此，每个加强壁22穿过芯体12的多个腔室18。每个加强壁22一方面与反射层14而另一方面与入口层16形成角度。
每个加强壁22是透声的，换言之，其包括孔口，该孔口允许一部分声波通过而不显著改变它们，无论是在强度还是频率方面。在图4中所图示的示例中，加强壁22的孔隙率水平大于18％，并且优选在18％与80％之间，以确保加强壁22在保持良好的力传递能力的同时具有透声度。
每个加强壁22在芯体12内部从由面板10的边缘24或26以及入口层16形成的角延伸。加强壁22在芯体12内部直线地延伸，直到其到达反射层14。
优选地，由加强壁与入口层16形成的角度在15°与70°之间。
在一个实施例中，加强壁22可以被制成为单件，其中，反射层14的部分140位于加强壁22之间，加强壁22是穿孔的，而反射层14在加强壁22之间的部分140是隔音的。反射层14的面向加强壁22延伸的部分142(换言之在边缘24或26之间)以及反射层14的位于加强壁22之间的部分140在面板10的制造过程中从加强壁22的上方添加，并且在对准芯体12的蜂窝单元18的壁180时固定到面板10的其余部分，以确保声学处理的有效性。蜂窝单元18的壁180可以完全对准，而声学处理的有效性不会受到太大影响。实际上，壁180引导蜂窝单元18中的声波。如果壁180具有平行的箔片，则即使壁180没有在加强壁22的任一侧上对准，只要加强壁22是透声的，也可以正确地进行这种引导。对于蜂窝，术语“箔片”指的是限定蜂窝单元的壁。
特别地，如图4和图5(图5示出了图5的放大视图，其中，分离的三角形部分位于所述面板的其余部分上)中所图示的，通过加强壁22与面板的其余部分分离的三角形部分可以在制造过程中附接，并且共烧。
图6示意性地示出了根据第一实施例的图2的推进单元1的机舱2的一部分的截面图。
图6图示了接收流体流F的入口通道5和机舱2的在外部径向界定入口通道5的部分。在该位置，机舱2包括圆形的前唇缘51，该前唇缘在一侧上由机舱2的径向外壁52延续，并且在另一侧上由机舱2的径向内壁53延续。
为了加强在该部分上的机舱2的结构，机舱包括加强隔板54。加强隔板54包括：外部分541，该外部分固定在径向外壁52上；内部分542，该内部分固定在径向内壁51上；以及中心部分543，该中心部分在内部分542和外部分541之间沿直线方向与前唇缘51相距一定距离延伸。
如上所述，机舱2包括声学处理面板10。面板10安装在机舱2的径向内壁53上，以使其入口层16与流体流F接触。面板10在图6中可见的其边缘24上包括固定边界30，该固定边界位于入口层16的伸长方向上，并且处于由面板10的芯体12所覆盖的区域之外。
在一个实施例中，固定边界30可以固定在机舱的径向内壁53上，并且位于在加强分隔件54的内部部分542的上游，或者甚至在加强隔板54的内部部分542上。
在另一个实施例中，加强隔板54和面板10的边缘24的侧部的固定边界30可以被制成为单件。
图7图示了图6的入口通道的替代性实施例。在该替代性方案中，机舱包括两个声学处理面板：没有加强壁的传统的第一声学面板100和包括加强壁22的第二声学处理面板10，第一面板100与第二面板10相邻。第二声学处理面板10在其整个长度上被加强壁22穿过。在上游，加强壁22在第二蒙皮16的伸长方向上延伸到面板10的外部，并且固定在加强隔板54的内部分542上。同时，在下游，加强壁22在第一蒙皮14的伸长方向上延伸到面板10的外部，并且固定到第一声学处理面板100。
换言之，在入口层16的伸长方向上延伸的固定边界30可以由在第二蒙皮16的伸长方向上延伸到面板10的外部的加强壁的部分22形成。
因此，两个固定边界30、两个加强壁22以及反射层14的位于加强壁22之间的部分140可以由相同的材料形成，或者甚至可以形成为单件。
第二声学处理面板10的第二蒙皮16没有刚性连接到机舱2的径向内壁53。
此外，在本实施例中，两个面板10和100的高度可以不同。
因此，本发明使得能够提供一种用于涡轮机的声学处理面板，该面板具有结构加强件，该结构加强件使得能够在使用面板的整个表面进行声学处理的同时更好地抵抗涡轮机运行时可能受到的剪切应力。

Claims (12)

1.一种声学处理面板(10)，所述声学处理面板用于设置在与流体流接触的飞行器推进单元(1)的至少一个壁上，所述面板(10)包括：第一声学反射蒙皮(14)、第二声学多孔蒙皮(16)、蜂窝结构(12)，所述第二声学多孔蒙皮用于与流体流(F、FP、FS)接触，所述蜂窝结构在所述第一蒙皮(14)和所述第二蒙皮(16)之间延伸并且包括多个腔室(18)，
其特征在于，所述声学处理面板包括至少一个透声加强壁(22)，所述至少一个透声加强壁穿过所述蜂窝结构的多个腔室(18)，并且从所述第二蒙皮(16)延伸到所述第一蒙皮(14)，从而与所述第一蒙皮(14)和所述第二蒙皮(16)形成非正交的角度，所述至少一个加强壁(22)与所述第一声学反射壁(14)一体成型。
2.根据权利要求1所述的声学处理面板(10)，其中，所述至少一个透声加强壁(22)具有大于或等于18％的穿孔率。
3.根据权利要求1或2所述的声学处理面板(10)，其中，所述蜂窝结构(12)在外周边内部在与所述第二蒙皮(16)平行的平面中延伸，并且所述至少一个加强壁(22)在所述蜂窝结构(12)内部从所述第二蒙皮(16)至所述第一蒙皮(14)延伸到所述蜂窝结构(12)的边界部分(24，26)上，所述边界部分在与所述第二蒙皮(16)平行的平面中从所述外周边延伸至所述蜂窝结构(12)的内部。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的面板(10)，其中，所述加强壁(22)包括紧固部分，所述紧固部分在所述第二蒙皮(16)的伸长方向上延伸到所述面板(10)的外部，所述紧固部分用于联接到所述推进单元(1)的壁。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的面板(10)，其中，所述加强壁(22)包括固定部分，所述固定部分在所述第一蒙皮(14)的延伸方向上延伸到所述面板(10)的外部，所述固定部分用于联接到所述推进单元(1)的壁。
6.根据权利要求1至4中任一项所述的面板(10)，所述面板包括面板(10)的至少一部分，所述面板(10)的至少一部分沿与所述第一蒙皮(14)正交的方向在加强壁(22)与所述第一蒙皮(14)的部分(142)之间延伸，所述面板的至少一部分在所述面板的制造过程中通过共烧而附接并固定至所述面板的其余部分。
7.一种用于安装在飞行器上的推进单元(1)，所述推进单元(1)包括根据权利要求1至6中任一项所述的至少一个声学处理面板(10)。
8.根据权利要求7所述的推进单元(1)，所述推进单元(1)包括至少一个进气口(5)，所述至少一个进气口设置有前唇缘(51)、外壁(52)和内壁(53)，并且连接到形成所述内壁(53)的至少一部分的所述声学处理面板(10)之一。
9.根据权利要求8所述的推进单元(1)，其中，所述声学处理面板(10)的所述加强壁(22)在所述面板(10)的外部延续，并且连接到所述进气口(5)的所述前唇缘(51)。
10.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求6至9中任一项所述的至少一个推进单元(1)。
11.一种用于制造声学处理面板(10)的方法，所述声学处理面板用于被设置在与流体流接触的飞行器推进单元(1)的至少一个壁上，所述用于制造所述面板(10)的方法包括如下步骤：将第一声学反射蒙皮(14)、蜂窝结构(12)以及用于与流体流(F、FP、FS)接触的第二声学多孔蒙皮(16)堆叠，所述蜂窝结构(12)在所述第一蒙皮(14)与所述第二蒙皮(16)之间延伸，并且包括多个腔室(18)，
其特征在于，所述方法还包括如下步骤：安装至少一个透声加强壁(22)，所述至少一个透声加强壁(22)穿过所述蜂窝结构的多个腔室(18)，并且从所述第二蒙皮(16)延伸到所述第一蒙皮(14)，从而与所述第一蒙皮(14)和所述第二蒙皮(16)形成非正交的角度，所述至少一个加强壁(22)与所述第一声学反射壁(14)一体成型。
12.根据权利要求11所述的方法，所述方法包括如下步骤：生产面板的至少一部分，所述面板的至少一部分用于沿与所述第一蒙皮(14)正交的方向在加强壁(22)与所述第一蒙皮(14)的一部分(142)之间延伸；以及通过共烧将所述面板的至少一部分连接到所述面板的其余部分。
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