声音衰减板及其制造方法与流程

1.本发明涉及一种声音衰减板，旨在吸收声能，特别是由例如涡轮喷气发动机或飞机涡轮螺旋桨发动机的飞机涡轮机，产生的声能。


背景技术：

2.飞机由一个或多个推进单元驱动，每个推进单元包括设在管状机舱中的涡轮喷气发动机/涡轮螺旋桨发动机。每个推进单元通过通常位于机翼下方或机身处的桅杆连接到飞机。
3.机舱通常具有这样的结构，其包括构成发动机进气口上游的上游段、旨在包围涡轮喷气发动机风扇的中间段和下游段，该下游段能够容纳反推力装置，旨在包围涡轮喷气发动机燃烧室，并且通常止于排气喷嘴。排气喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。
4.进气口用于优化所需空气的捕获，以在整个飞行包线为涡轮喷气发动机的风扇提供所需空气，并且引导空气去往风扇。
5.进气口主要包括形成前缘的进气唇口，连接至环形结构。
6.环形结构包括确保发动机舱外部空气动力连续性的外部整流罩，以及确保发动机舱内部空气动力连续性的内部整流罩，特别是在中间段的风扇外壳。进气唇口确保这两个整流罩之间的上游连接。
7.进气口的内部整流罩暴露在高气流中，并位于风扇叶片附近。因此，内部整流罩有助于将由涡轮喷气发动机产生的噪音传播到飞机外。
8.而且，从现有技术可以得知，机舱进气口内的整流罩配备有声音板，以便减弱涡轮喷气发动机产生的噪音的传播。
9.通常，声音板包括穿孔声学结构和蜂窝型蜂窝结构，该蜂窝结构特别是通过粘合到穿孔声学结构来组装。
10.蜂窝结构包括多个声学单元，构成亥姆霍兹共振器或1/4波谐振器，多个声学单元由外围间隔件相互隔开。
11.穿孔声学结构转向噪音排放区，使得声波能够穿透声学单元内的穿孔声学结构的开口。声能通过在这些穿孔中的粘热效应而消散。
12.声音板的蜂窝结构可包括单元的单一厚度，或者由微孔隔膜分开的两个厚度，以提升板的声学性能，特别是吸收频率的带宽。
13.此类板的缺点在于，事实上穿孔声学结构具有强烈的声学非线性，引起其表面阻抗随着声级和切向流速度显著变化，特别是由于穿孔与气流之间的相互作用。
14.现有技术的解决方案是，通过胶合向穿孔声学结构添加多孔层，声学上相当于直径小于穿孔声学结构的穿孔，从而减少气流的相互作用。
15.尽管本解决方案能够减小声学非线性，然而这种结构的主要缺点是需要额外组件，在制造时间和成本方面不利。另外，组装不当会导致声学不均一的风险。最后，如果多孔层由金属材料制成，还存在多孔层暴露于气流而受腐蚀的风险，限制了材料的选择。
16.另一解决方案是，提供由两个重叠的、通过多孔层分开的蜂窝结构构成的声音衰减板。
17.然而，这类型的板使得制造方法更久且更贵，并且引入了因蜂窝可能错位引起的声学不均一的风险，从而导致不良空气动力学性能。


技术实现要素：

18.本发明旨在克服上述缺点中的至少一个，并且根据第一方面，涉及一种声音衰减板，包括：
[0019]-蜂窝结构，包括通过外围间隔件彼此间隔开的多个声学单元，
[0020]-穿孔的声学结构，
[0021]
穿孔声学结构和蜂窝结构在第一材料中构成单一零件，
[0022]-多孔声学层，由第二材料构成，通过在第二材料中至少一种材料的缠绕固定到穿孔声学结构的表面。
[0023]
换言之，通过第一材料在第二材料和/或第二材料在第一材料中的缠绕，将由第二材料构成的多孔声学层固定到穿孔声学结构的表面，即，通过第一材料与第二材料彼此缠绕，多孔声学层附接到穿孔声学结构的表面。
[0024]
因此，得益于根据本发明的声音衰减板，其中蜂窝结构和穿孔声学结构形成为单一零件，并且其中穿孔声学结构和多孔层之间的连接由它们材料的复杂性来获得，提升板的线性，使得空气动力学性能得到优化。板坚实得抵御恶劣天气并且更易于制造。
[0025]
根据本发明的其他特征，，本发明的声音衰减板包括单独考虑或以所有可能的组合考虑的下列可选特征中的一个或多个。
[0026]-由蜂窝结构和穿孔声学结构构成的单一零件，与声学多孔层由相同材料制成。
[0027]-由蜂窝结构和穿孔声学结构构成的单一零件，与声学多孔层由不同材料制成。
[0028]-穿孔声学结构的穿孔沿轴线方向a以可变距离彼此间隔开。
[0029]-穿孔声学结构的穿孔沿轴线方向a具有增大的尺寸s。
[0030]-穿孔声学结构的穿孔具有大体上矩形的形状。
[0031]-穿孔声学结构的穿孔等于所述结构表面的至少20％，优选为所述结构表面的至少40％，甚至更优选为所述结构表面的至少60％。
[0032]-多孔声学层的孔尺寸小于穿孔声学结构的穿孔尺寸s。
[0033]-多孔声学层的孔大小沿轴线方向a增大。
[0034]-多孔声学层具有编织架构，包括基本纱线或纤维粗纱的交织。
[0035]-多孔声学层的纱线或纤维粗纱在交叉层面和/或根据边缘段彼此部分地联结在一起，即，纱线或纤维粗纱通过平行的相邻部分，部分地胶合在一起。
[0036]
穿孔声学结构和外围间隔件的厚度在0.5至5毫米之间，优选地，穿孔声学结构和外围间隔件的厚度在0.5至2毫米。
[0037]
声音衰减板包括可移除罩，布置在蜂窝结构的、与穿孔声学结构相对的一侧上。
[0038]-穿孔声学结构可以由塑性材料制成，例如热塑性材料或热固性材料，诸如聚氨酯、硅酮、或环氧树脂、具有用短纤维或长纤维加强的热塑性或热固性基质的复合材料，短纤维或长纤维例如是聚酯纤维、聚乙烯纤维、玻璃纤维、碳纤维、凯芙拉(kevlar)纤维、合成
纤维或金属合金。
[0039]-多孔声学层能够由包括例如塑料纱线的塑性材料、包括例如复合纱线的复合材料、或金属材料制成，复合纱线包括诸如涂覆有热塑性或热固性基质的纤维，金属材料例如包括轻合金或铁合金的金属纱线。
[0040]
根据另一方面，本发明涉及一种机舱进气口，布置在风扇上游，进气口包括面向风扇的内表面，所述内表面容纳至少一个如前所述的声音衰减板。
[0041]
根据另一方面，本发明涉及一种用于通过包括至少一个模具(40)和反模(400)的模工具(4)制造如前所述的声音衰减板的方法，方法包括以下步骤：
[0042]-挤压所述至少一个模具和反模之间的多孔层，
[0043]-将旨在一体构成穿孔声学结构和蜂窝结构的材料注射到模工具中，
[0044]-缠绕旨在构成穿孔声学结构和蜂窝结构的材料与多孔层的材料，
[0045]-从模工具中移出声音衰减板。
[0046]
根据本发明的其他特征，本方法包括单独考虑或以所有可能的组合考虑的下列可选特征中的一个或多个。
[0047]-所述至少一个模具的形状旨在形成蜂窝结构的声学单元。
[0048]-所述至少一个模具具有至少一个打孔器，旨在形成穿孔声学结构的穿孔。
[0049]-打孔器的表面与反模涂覆有柔性材料，诸如硅酮或碳氟化合物。
[0050]-打孔器与反模的表面由刚性材料制成。
[0051]
根据另一方面，本发明涉及一种通过包括模具和反模的模工具制造如前所述的声音衰减板的方法，方法包括以下步骤：
[0052]-通过模具和反模，制造在单一零件中形成的穿孔声学结构和蜂窝结构，
[0053]-从模工具中移出单一零件，
[0054]-将多孔声学层放置在单一零件的穿孔声学结构上，
[0055]-熔化或部分溶解由穿孔声学结构和蜂窝结构形成的单一零件和/或多孔层，以便产生所述单一零件和多孔层的材料缠绕。
[0056]
根据另一方面，本发明涉及一种用于添附性制造如前所述的声音衰减板的方法，包括以下步骤：
[0057]-沉积旨在构成多孔声学层的材料，
[0058]-沉积旨在构成穿孔声学结构的添附性制造材料，并将穿孔声学结构接合到多孔声学层。
[0059]
其中至少在穿孔声学结构的穿孔周长上生成多孔层的材料与穿孔声学材料的添附性制造材料之间的缠绕。
[0060]
因此，可以省略模具和反模。
[0061]
本发明的其他特征和优势将会在阅读以下非限制性描述以及示意性示出根据本发明的声音衰减板的所附附图时呈现。
附图说明
[0062]
图1是根据本发明的声音衰减板部局部横截面图。
[0063]
图2是声音衰减板横截面图的放大图。
[0064]
图3是根据本发明一个实施例的声音衰减板的透视图。
[0065]
图4是根据本发明一个实施例的声音衰减板的局部透视图。
[0066]
图5是根据本发明一个实施例的声音衰减板的局部透视图。
[0067]
图6是根据本发明的制造声音板的方法的示意图示。
[0068]
图7是包括机舱的推进单元的图示，该机舱进气口安装有根据本发明的声音衰减板。
具体实施方式
[0069]
为了简化，在所有附图中相同的元件以相同的附图标记来标识。
[0070]
注意，在说明书及权利要求中，术语上游和下游应当联系由机舱和涡轮喷气发动机构成的推进单元内的气流循环来理解，即，参照图7从左向右。
[0071]
图1是根据本发明的声音衰减板(图3)的放大横截面图。
[0072]
声音板1包括蜂窝结构10、穿孔声学结构20和附接到穿孔声学结构20的多孔声学层30。
[0073]
因此，根据本发明的声音板的蜂窝结构10具有自由面和设有穿孔声学结构20以及多孔声学层30的面。
[0074]
蜂窝结构10和穿孔声学结构20形成为单一零件，即它们制造在一个零件中。
[0075]
这样排除了现有技术的声音板腐蚀、磨损、脱离或分层的风险，其中现有技术的声音板的两个结构例如通过胶合相互连接。
[0076]
蜂窝结构10包括多个声学单元100，由外围间隔件102彼此分开。
[0077]
在本实例中，每个单元具有侧边为5厘米的正方形形状。
[0078]
在一变型中，每个单元可具有如图3所示的矩形。
[0079]
声学单元不限于上述形状，还能够具有诸如三角形、五边形、六边形等其他多边形形状。
[0080]
每个外围间隔件102从穿孔声学结构20以90
°
角度伸出。换言之，每个外围间隔件大体上垂直于穿孔声学结构20伸出。
[0081]
这些间隔件102可包括旨在允许声音衰减板固定到机舱(图7)的凸起或开孔(未示出)。在优选实施例中，声音板旨在固定或胶合到机舱导管，以确保空气动力学表面的功能和机舱导管的消声器。在固定的情况下，板与机舱之间的表面可存在间隙。就此，在声衰减面板1中设置支撑密封元件，例如接缝密封件。
[0082]
优选地，穿孔声学结构20和外围间隔件102的厚度在0.5至5毫米之间。例如，穿孔声学结构20的厚度在0.5至2毫米之间，而外围间隔件102的厚度在1至5毫米之间，甚至更优选的在1至3毫米之间。
[0083]
这样相对薄的厚度在声学处理中特别可取。
[0084]
穿孔声学结构20包括在穿孔声学结构20中有规律地形成的多个穿孔200。
[0085]
在未示出的实施例中，穿孔200能够沿轴线方向a以可变距离间隔开。
[0086]
术语轴线方向应当联系图1中箭头a所示的气流循环来理解。
[0087]
如图3所示，穿孔声学结构的每个穿孔200具有大体上矩形的形状，顶部为圆形。在本实例中，每个声学单元100包括四个穿孔200。
[0088]
本发明不限于这类型的形状，穿孔200的形状实际可以变化，并且对应于例如如图4所示的分形。
[0089]
在一变型中，穿孔200可具有如图5所示的不同形状，其中至少一个穿孔200为圆形，且至少一个穿孔为梯形。
[0090]
同样地，穿孔200的尺寸s可以变化，并且例如是沿着方向轴线a增大。这种可扩展性分布也使得其能够在风扇附近提供较大的尺寸s，且在后者远端较小的尺寸，由此提供与声级成比例的声学处理。
[0091]
优选地，穿孔的尺寸至少为1毫米，优选地至少2毫米。
[0092]
声音板1具有多孔声学层30。多孔层是指这样的层，具有至少一个由各种机械装置穿孔的孔或由多孔声学层30的材料的多孔性形成的孔。
[0093]
多孔声学层30布置在穿孔声学结构20的表面，该表面与从所述结构20伸出了外围间隔件102的一面相对。多孔声学层30平行于穿孔声学结构20延伸。
[0094]
多孔声学层30通过至少一种材料与第二材料的缠绕，刚性附接至穿孔声学结构20。图2更详细地示出了多孔声学层30与穿孔声学结构20之间的固定。多孔声学层通过多孔声学层30与穿孔声学结构的相应材料的缠绕，固定到穿孔声学结构20。
[0095]
缠绕是指材料扩散进入另一材料、材料渗透，以在成分间创建材料桥接。
[0096]
在制造声音衰减板期间形成这种缠绕，这将会在图2中详细示出。
[0097]
因此能够省略借助现有技术胶合的固定技术，该固定技术随着时间的推移会产生固定和脱离的问题，特别是在多孔层材料易于腐蚀的情况下。
[0098]
多孔声学层30的孔32尺寸小于穿孔声学结构20的穿孔200尺寸s。
[0099]
在未示出的实施例中，多孔声学层30的孔32尺寸可以变化，例如沿轴线方向a增大。
[0100]
根据本发明的一个实施例，蜂窝结构10、穿孔声学结构20和多孔声学层30以相同材料制成。
[0101]
根据第一实例，蜂窝结构10、穿孔声学结构20和多孔声学层30以金属材料，优选铝、甚至更优选为选自6000系列的铝合金制成。
[0102]
多孔声学层20可以是微穿孔金属板，例如通过激光产生的微细孔钻削技术，以便形成类似网状的层。
[0103]
替代地，多孔声学层30可以是同一系列铝合金，或者是一系列诸如选自5000系列的兼容合金的极细网格。
[0104]
根据第二实例，蜂窝结构10、穿孔声学结构20和多孔声学层30以复合材料制成，优选是由热塑性或热固性基质构成的材料制成。
[0105]
根据本发明的另一实施例，蜂窝结构10、穿孔声学结构20和多孔声学层30以不同材料制成。例如，蜂窝结构10和穿孔声学结构20由复合材料制成，而多孔声学层30由金属材料制成。
[0106]
在未示出的实施例中，声音衰减板1可包括可移除罩(未示出)，该可移除罩设置在蜂窝结构的表面上，该表面与组成穿孔声学结构20的表面相对。
[0107]
图6是根据本发明一个实施例制造声音衰减板1的方法图示。
[0108]
在本实例中，声音衰减板通过包括多个模具40和反模400的成型工具4来生产。
[0109]
在本实例中，每个模具40具有旨在形成声学单元100的形状。每个模具包括与穿孔200互补的多个打孔器42，旨在穿孔声学结构20中形成开口。在本实例中，模具包括四个打孔器。
[0110]
在第一实施例中，多孔层30置于多个模具40与反模400之间。就此，模工具4在模具40与反模400之间具有空间，对应于多孔层30的厚度。
[0111]
多孔层30夹在模具40与反模400之间，例如通过移动模具40或通过移动反模400。
[0112]
用于生产一个零件中的穿孔声学结构20和蜂窝结构10的材料，注射到模工具4中，使得材料渗入到位于两个相邻打孔器之间的模具部分，并且融合或涂覆多孔层的材料。
[0113]
因此，多孔声学层30在环绕穿孔200的部分p处固定到穿孔声学结构20。
[0114]
然后固化材料，并脱模如此制成的声音板，例如通过移除模具40，然后移除由反模400制成的声音板。
[0115]
在第一变型中，反模400的打孔器42表面涂覆有柔性材料，诸如硅酮或碳氟化合物，使得它们变形，以防止材料转移到正在形成的穿孔200中。另外，这种软涂层能够使令多孔声学层在挤压步骤中不会变形。
[0116]
在另一变型中，打孔器42和反模400的表面可以由刚性材料制成，多孔层的挤压引起后者通过加工硬化而变形。在一特定解决方案中，在穿孔200的形成区域中，挤压稍微更重要，以防止材料转移。
[0117]
在第二实施例中，在第一操作期间，制造形成于单一零件的穿孔声学结构20和蜂窝结构10，使用模具40和反模400来形成声学单元100和穿孔声学结构的镂空。硬化单一零件，然后脱模。
[0118]
多孔声学层30靠着穿孔声学结构20放置。
[0119]
通过熔化或部分溶解穿孔声学结构20和蜂窝结构10构成的单一零件的材料或多孔层30的材料中的任一种或两种，来获得多孔声学层30与穿孔声学结构20之间的连接，使得材料变成彼此缠绕。融合可以通过超声波，电磁感应，焦耳效应，或加热模具40或反模400来实施。
[0120]
在一个实施例中，穿孔声学结构20具有不规则性，例如微观不均匀的表面，即不是平滑的，以便提升穿孔声学结构20中多孔层30材料的锚定。
[0121]
冷却新形成的声音衰减板，由此在板的部件之间形成机械和/或分子粘合。
[0122]
得益于这些制造方法，能够可靠且有效地将多孔声学层30介入到穿孔声学结构20上。优化了声音板1的穿孔200的生产，并且控制穿了孔200的尺寸s。
[0123]
声音衰减板1可以形成为单个圆形零件，360
°
对应于机舱尺寸或者扇区化成能够组装多个板，例如扇区化成24块板以15
°
变形呈现。就此，反模400可以具有15
°
范围内的凹形或凸形形状，使得板1具有所需变形角度。可组装声音板的布置便于机舱中受损板的更换。
[0124]
声音衰减板的生产不限于如前所述的制造方法，并且能够例如通过不使用模工具的增材制造来生产。
[0125]
本实施例具有优化声音衰减板设计方面的优势，特别是其中能够制作复杂形状的穿孔的穿孔声学结构。此外，包围穿孔的结构可具有可变厚度或宽度，由此使得其能够为声学结构提供多种级别的刚度。
[0126]
图7是沿纵轴线x延伸的推进单元5的图示，推进单元5包括短舱50和涡轮喷气发动机500。机舱50具有这样的结构，其包括构成进气口52的上游段，包括风扇罩的中间段54，包括反推装置且旨在包围涡轮喷气发动机燃烧室的下游段56以及排气喷嘴58，风扇罩旨在包围涡轮喷气发动机500的风扇510。
[0127]
根据刚刚描述的实例，进气口52包括面向风扇510的内表面53，所述内表面容纳至少一个声音衰减板1。
[0128]
如图7所示，根据刚刚描述的实例，机舱的其他部件，诸如反推装置，可以容纳声音衰减板1。
[0129]
声音衰减板能够应用于机舱的多个位置，例如进气口、延伸进气口、风扇壳体处，甚至反推装置处。
[0130]
显而易见，本发明不限于刚刚描述的示例，并且在不偏离本发明的范围内，能够对这些实例做出许多调整。特别地，本发明的不同特征、形状、变型和实施例以各种组合彼此相关联，只要它们不互相排斥。