专利名称：厚度变化的声学处理板的制作方法
技术领域：
本发明涉及厚度变化的声学处理板。
背景技术：
飞行器的推进系统包括一个其内基本同心地装有机械装置的机舱，利用杆将机械装置与飞行器的其余部分连接。如图I所示，机舱的前方包括一个可以将气流引向机械装置12的空气入口 10，进入气流的第一部分也称作主气流，它通过机械系统参与燃烧，气流的第二部分也称作辅助气流，它在送风设备的驱动下流入由机舱的内壁和机械装置的外壁限定的环形管道中。空气入口 10包括一个唇口 14，唇口与气动气流接触的表面由一根截面基本为圆的内管16伸到机舱内，并通过截面基本为圆的外壁18伸到机舱外。为了降低飞行器发出的噪声，特别是推进系统发出的噪音，人们开发了很多技术。这些技术在于主要在内管16的壁处设置一个旨在吸收部分声能的板或涂层20，使用的主要是Hehmholtz谐振器原理。众所周知，用于声学处理的板20也称作减声涂层，该板从外到里包括多孔阻声层22，至少一个蜂窝结构24以及反射层或防水层26。 管道16应当确保回收唇口 14和机械装置12之间的至少部分机械力。为了限制多孔阻声层22处的应力，主要通过反射层26传递唇口 14和机械装置12之间的力。为此，法兰28确保机械装置12和反射层26之间的连接。为了确保管道16和唇口 14之间的连接，将反射层26贴紧多孔阻声层22，利用任何合适的方法将这两个层22和26固定到唇口 14上。为此，反射层在其朝向唇口 14的端部附近包括一个倾斜很大(相对于多孔阻声层为45 60° )的面30,其长度L约为几个厘米,远小于管道16的剩余长度A(L约为A的1%)0为了保持这种几何形状，将蜂窝结构32设置在由多孔阻声层22和倾斜面30限定的区域中。为了确保压缩力的回收，通常为蜂巢状的蜂窝结构32包括一些直径较小的腔，与具有为了声学处理而选定尺寸的腔的蜂窝结构24的腔不同，这些直径较小的腔对声学处理的平面没有作用。根据另一方面,声学处理板16在与气动气流接触的表面处包括一个梯级34,以确保唇口端部的安置，可能的话，还有一个前框边缘，将连接设备与该边缘垂直设置。考虑到该梯级34，根据图2所示的第一变型，多孔阻声层22包括一些增强皱褶36，以便确保从梯级34的下游区域延伸到与所述梯级垂直的力的传递。这些增强皱褶36的存在对多孔阻声层22的孔隙率产生影响，所以在与这些皱褶36的区域垂直的地方，板16不再确保声学处理功能，所述的区域基本就是没有得到处理的区域，这是因为蜂窝结构32的腔的尺寸减小的缘故。根据图3所示的变型，声学处理板16包括一个具有梯级34、形状为燕尾40的楔子38，多孔阻声层22被固定在此处。该楔子38不是多孔的，声学处理板16不再确保在与楔子38的区域垂直的地方的声学处理功能，所述的区域基本就是没有得到处理的区域，这是因为蜂窝结构32的腔的尺寸减小的缘故。这样，根据现有技术的这些变型，管道16和唇口 14之间的连接区域，特别是对应于长度L的区域，在声学平面上没有得到处理。文献US-5160248描述的声学处理板在其一端包括一个用于承受送风机叶片的破坏冲击力的增强件。被夹在两个实心板之间的该增强件包括堆积的蜂窝结构，使后面的实心板稍许倾斜。调节增强件的蜂窝结构尺寸，以便承受冲击，但不用来处理声波。根据另一方面，与气动气流接触的实心板不是多孔的而是实心的，不能使声波朝增强件的蜂窝方向通过。
发明内容
因此，本发明旨在克服现有技术的缺陷，提出一种机舱，该机舱在声学平面上的受 处理面积比现有技术的受处理面积大。为此，本发明的目的在于提供一种包括空气入口的飞行器机舱，所述空气入口带有唇口，所述唇口由可以将气流引向机械装置的管道伸到后面，所述管道包括至少一个声学处理板，该板从外到里包括多孔阻声层、至少一个蜂窝结构以及反射层或防水层，为进行声学处理选定所述蜂窝结构的腔的尺寸，所述反射层在其朝向唇口的端部附近包括倾斜面，从而使所述反射层与所述唇口连接，一蜂窝结构与所述反射层的倾斜面接触，所述倾斜面与所述多孔阻声层的切线形成小于30°的角度，其中，将所述蜂窝结构安插在所述反射层的所述倾斜面和所述多孔阻声层之间，为进行声学处理选定所述蜂窝结构的腔的尺寸。这些特征可以将蜂窝结构上受到的压缩力分布到更大的面积上，所以，在所述蜂窝结构上由所述压缩力施加的压力明显比现有技术的压力少。因此，如果压缩应力很小的话，就可以为蜂窝结构的腔选择适合于声学处理的直径，该直径要比耐受压缩力所需要的直径大。这样就与现有技术不同，选定蜂窝结构的腔的尺寸是为了声学处理，而不是为了耐受压力，所以在声学平面上受到处理的面积增大。
通过阅读下面结合附图对仅作为例子的说明将会更清楚地理解本发明的其它特征和优点，其中图I是沿现有技术的飞行器机舱的前部的径向平面作的剖视图；图2是剖视图，示出了根据现有技术的一个变型的为确保声学处理功能的唇口和板之间的连接区域；图3是剖视图，示出了根据现有技术的另一个变型的为确保声学处理功能的唇口和板之间的连接区域；图4是剖视图，示出了根据本发明的一个变型的用于声学处理的唇口和板之间的连接区域；和图5是剖视图，示出了根据本发明的另一个变型的用于声学处理的唇口和板之间的连接区域。
具体实施例方式图4中详细示出了可以将气流引向飞行器机舱的机械装置112的空气入口 110。空气入口 110包括一个唇口 114，唇口与气动气流接触的表面由一根截面基本为圆的内管116伸到机舱内，并通过截面基本为圆的外壁118伸到机舱外。该管道116由一个板120或多个彼此相连的板构成。众所周知，该板120从外到里包括多孔阻声层122、至少一个蜂窝结构124以及反射层或防水层126。根据变型，板120可以包括多个叠置的蜂窝结构，在这些蜂窝结构之间备有多孔阻声层。为确保最佳声学处理，选定蜂窝结构124的腔的尺寸。
根据一个实施模式，蜂窝结构为蜂巢状，反射层为板材状。利用任何合适的方法将声学处理板120与机械装置112相连。例如，法兰128可以确保声学处理板的反射层126和配备在机械装置112前面的凸缘之间的连接。因为这些连接设备均是本领域技术人员公知的，所以不再详细描述声学处理板120和机械装置之间的连接设备。直接或间接地将声学处理板120与唇口 114连接。为此，反射层126在其朝向唇口 114的端部附近包括一个倾斜面130，以便减小声学板的厚度，从而能够将其固定到唇口114上。这样，板120和唇口 114之间的连接设备132在反射层126的端部处垂直于一个基本平行于多孔阻声层122的带子134。声学处理板120包括一个安插在多孔阻声层122和反射层的倾斜面130之间的蜂窝结构136。根据本发明，倾斜面130与多孔阻声层的切线形成小于30°的角度。该特征可以将蜂窝结构136上受到的压缩力分布到更大的面积上，所以，在蜂窝结构136上由所述压缩力施加的压力明显比现有技术的少。因此，如果压缩应力很小的话，就可以为蜂窝结构136的腔选择适合于声学处理的直径，该直径要比耐受压缩力所需要的直径大。这样就与现有技术不同，制定蜂窝结构136的腔的尺寸是为了声学处理，而不是为了耐受压力，所以在声学平面上受到处理的面积增大。根据图4和5所示的变型，将反射层126与多孔阻声层122相连。最好在反射层126和多孔阻声层122之间安插一个楔子138，以便蜂窝结构136的腔的整个高度足以保证
声学处理。使用一个连接元件140确保唇口 114和声学处理板120之间的连接。根据图4所示的变型，多孔阻声层122不包括用于与空气入口相连的梯级，连接元件140包括适合于紧贴到和用连接设备142固定到唇口 114的内表面上的第一部分，最好将前框的边144安插在连接元件140和唇口 114之间。需要补充的是，连接元件140还包括适合于紧贴到和用连接设备146固定到反射层126的内表面上的第二部分。根据图5所示的变型，连接元件148包括适合于紧贴到和用连接设备150固定到唇口 114的内表面上的第一部分，最好将前框的边144安插在连接元件148和唇口 114之间。需要补充的是，连接元件148还包括适合于紧贴到和用连接设备152固定到多孔阻声层122的外表面上的第二部分，该多孔阻声层包括用于安置连接元件148的第二部分的梯级。该第二部分相对于连接元件的其余部分厚度减小，和/或包括一个倾斜端部，从而多孔阻声层122不包括增强皱褶。
权利要求
1.一种包括空气入口(Iio)的飞行器机舱，所述空气入口具有唇口(114)，所述唇口由用于将气流引向机械装置(112)的管道(116)伸到后面，所述管道(116)包括至少一个声学处理板(120)，所述声学处理板从外到里包括多孔阻声层(122)、至少一个蜂窝结构(124)以及反射层或防水层(126)，为进行声学处理选定所述蜂窝结构的腔的尺寸，所述反射层(126)在其朝向唇口(114)的端部附近包括倾斜面(130)，从而使所述反射层与所述唇口(114)连接，一蜂窝结构(136)接触所述反射层的倾斜面(130)，所述倾斜面(130)与所述多孔阻声层的切线形成小于30°的角度，其特征在于，将所述蜂窝结构(136)安插在所述反射层的所述倾斜面(130)和所述多孔阻声层之间，为进行声学处理选定所述蜂窝结构(136)的腔的尺寸。
2.根据权利要求I所述的飞行器机舱，其特征在于，所述机舱包括连接元件(140，.148)，以确保所述唇口(114)和所述声学处理板(120)之间的连接。
3.根据权利要求2所述的飞行器机舱，其特征在于，所述连接元件(140)包括适合于紧贴并固定到所述唇口(114)的内表面上的第一部分，以及适合于紧贴并固定到所述反射层(126)的内表面上的第二部分。
4.根据权利要求2所述的飞行器机舱，其特征在于，所述连接元件(148)包括适合于紧贴并固定到所述唇口(114)的内表面上的第一部分，以及适合于紧贴并固定到所述多孔阻声层(122)的外表面上的第二部分，所述多孔阻声层包括用于安置所述连接元件(148)的第二部分的梯级。
5.根据权利要求4所述的飞行器机舱，其特征在于，所述连接元件(148)的第二部分具有倾斜端。
6.根据权利要求4或5所述的飞行器机舱，其特征在于，所述连接元件(148)的第二部分的厚度相对于所述连接元件的其余部分减小。
7.根据前述任一权利要求所述的飞行器机舱，其特征在于，所述机舱包括安插在所述反射层和所述多孔阻声层(122)之间的楔子(138)，使得所述蜂窝结构(136)的腔的整个高度足以保证声学处理。
全文摘要
本发明提供一种包括具有唇口(114)的空气入口(110)的飞行器机舱，唇口由用于将气流引向机械装置(112)的管道(116)伸到后面，管道(116)包括至少一个声学处理板(120)，该板从外到里包括多孔阻声层(122)，至少一个蜂窝结构(124)以及反射层或防水层(126)，为进行声学处理选定蜂窝结构的腔的尺寸，反射层(126)在其朝向唇口(114)的端部附近包括倾斜面(130)，从而使该反射层与唇口(114)连接，一蜂窝结构(136)与反射层的倾斜面(130)接触，倾斜面(130)与多孔阻声层的切线形成小于30°的角度，其中，将蜂窝结构(136)安插在反射层的所述倾斜面(130)和多孔阻声层之间，为进行声学处理选定蜂窝结构(136)的腔的尺寸。
文档编号B64D33/02GK102686481SQ201080059692
公开日2012年9月19日 申请日期2010年12月20日 优先权日2009年12月22日
发明者塞德里克·勒孔特, 阿兰·波特 申请人:空中客车运营简化股份公司