一種具有熱氣防冰處理功能的消音襯墊的制作方法

專利名稱：一種具有熱氣防冰處理功能的消音襯墊的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種具有熱氣防冰處理功能的消音襯墊，所述襯墊主 要適用于飛行器的前緣部位，尤其適用于飛行器發動機機艙的進氣道。
背景技術：
為了限制機場周邊噪聲污染的危害，國際標準對噪聲源的限制越 來越嚴格。
已經開發出某些技術來降低飛行器發出的噪音，主要是在發動機 機艙管道的管壁上敷設消音襯墊來吸收部分聲能，尤其可以利用亥姆 霍茲共鳴器的原理來進行消音。眾所周知，該消音襯墊從外向內包括 一個多孔阻尼消音層， 一個蜂窩結構和一個隔音反射層，使消音襯墊 發揮效應。
目前，由于各種條件限制，例如成型加工或與其它設備兼容性的 限制，限定了被處理表面的范圍。這樣，消音襯墊很難與那些避免冰 和/或霜形成和/或堆積的系統相兼容，這些系統在那些部位是必不可少 的。
這些系統分為兩大類，第一類^皮稱作防冰系統，用以限制冰和/或
霜的形成；第二類被稱作除冰系統，用以限制冰和/或霜的聚積，并且 該系統在水和/或霜一旦形成時就工作起來消除冰霜。在后面的說明 中，水霜處理系統或處理方法的表述，就是指一個防水系統或一種防 冰處理方法，或一個除水系統或一種除冰處理方法。
本發明主要涉及一種利用從發動機提取的熱空氣回流到前緣的內 管壁部位來進行防水處理的方法。在消音襯墊相對厚實，且由多個充 滿氣體起到隔絕作用的隔間組成的情況下，系統性能很難與消音襯墊 相兼容。
在使消音處理和防冰處理功能相兼容的嘗試中，EP-l.103.462和US-5.841.079文件中提出了一種解決方法，提議在反射壁上預置些小 孔，使熱空氣進入到消音襯墊的隔間內。
但是這種解決方法不令人滿意，理由如下
蜂窩結構的隔間在反射層有一個或多個小孔的話，這些隔間在消 音處理方面的性能就會不太好，因為聲波在上述隔間里耗散不良。為 了減少這種衰減，可以采用減小孔洞截面的解決方法。在這種情況下， 恒定的空氣流量減少了，降低了除水功效。另外，這些孔洞由于截面 縮小很容易自行堵塞，這樣相應區域的除冰功能就被消除了。
根據另 一個問題，由于蜂窩形填料組成的蜂窩結構在被安裝啟用 時會出現變形，某些反射層的孔洞可能被置于形成兩個隔間的側壁的 直角交匯處。在這種情況下，由于部分孔洞被側壁堵上，這兩個蜂窩 的消音處理功能被削弱，除冰功能同樣被削弱。
最后，另一個問題是，由于壓力平衡在進氣道唇緣內自然形成， 不可能隔絕開唇緣處的某些部位，以便對它們施加更強的除水氣壓， 尤其是對冰霜已經形成，且堆積量相當大的部位。

發明內容
本發明旨在消除已有技術的缺陷，推薦一種能兼容消音處理功能 和利用熱氣做防冰處理功能的防護襯墊，上述村墊主要用于前緣部位， 尤其是發動機機艙進氣道的部位。
為此，本發明涉及一種在飛行器表面進行消音處理的消音襯墊， 尤其是前緣部位，諸如飛行器發動機機艙的進氣道。所述消音襯墊有 一個阻尼消音層、至少一個蜂窩結構和一個反射層。所述蜂窩結構有 多個通向第一假想面和第二假想面的通道，其特征在于蜂窩結構在 某些通道的側壁上預置有切口或孔洞，用以能夠連通鄰近的通道，以 建立一個通道連通網來隔離至少一個或一組未連通的通道，至少一個 已連通的通道與至少一條熱氣進口相連通。
根據本發明，消音襯墊上的某些隔間專門用于消音處理，它們在 阻尼消音層之外沒有任何孔洞。


下面將結合附圖僅通過舉例的方式對本發明的其他特性和優點進 行描述，其中，
-圖1是飛行器推進裝置的透視圖； -圖2是根據本發明的發動機機艙進氣道的縱向剖面圖； -圖3是根據本發明第一變例中蜂窩結構的俯視圖； -圖4是根據本發明另一個變例中蜂窩結構的俯視圖； -圖5是安放在徑向平面的縱向條帶的正視圖； -圖6A是根據徑向平面上的第一相交面放置的第一橫向條帶的 正視畫圖6B是圖6A所示的第一條帶的透視畫圖7A是根據徑向平面上的第二相交面放置的第二橫向條帶的 正視圖，所述第二相交面處在發動機沖;L搶進氣道的唇緣的頂部部位之 后；
-圖7B是圖7A所示的第二條帶的透視圖，該條帶可以彎曲以便 與第一條帶交錯在一起；
-圖8是根據第一視角的蜂窩結構的透視圖，示出了根據本發明 能與進氣道的角扇形相匹配的蜂窩結構；
-圖9是縱向條帶和橫向條帶之間連接的局部透視-圖IO是根據第二視角的蜂窩結構的透視圖，示出了根據本發明 能與進氣道的角扇形相匹配的蜂窩結構，及
-圖11是空氣進口的局部透視圖。
具體實施例方式
現在描述的本發明適用于飛行器推進裝置的進氣道。然而，本發 明可應用于飛行器上已經進行過消音處理和防水處理的各個不同前緣 部位，例如機翼的前緣。
在后面的說明中，無論是霜還是冰，是指各種性質、各種結構及 厚度的冰和霜。
圖1示出一個飛行器的推進裝置10,其通過支撐桿12連接在機翼下。然而，這個推進裝置還可以連接到飛行器的其他區域。
該推進裝置包括一個發動機機艙14,其中有大致以同心方式裝配 的動力系統，以驅動安裝在主軸16上的進氣裝置。發動機機艙的縱軸 由參考數字18標識。
發動機機艙14有一個內管壁20，限定了前端為進氣道22的管道。 進氣道22的頂部24大致形成一個環狀體，該環狀體沿著一個與 縱軸18基本垂直的平面延伸，如圖2所示，或者不垂直于縱軸延伸， 但其頂部處于12點鐘略微向前的位置上。當然，也可以考慮其他形式 的進氣道。
在后面的說明中，所謂的空氣動力面，就是指與空氣動力氣流接 觸的飛行器的蒙皮面。
為了限制噪聲污染的危害，已經在空氣動力面上采用了消音襯墊 26來吸收部分聲能，尤其可以利用亥姆霍茲共鳴器的原理來進行消音。 眾所周知，這個消音襯墊同樣被稱作消音板，其從外向內包括一個阻 尼消音層28，至少一個蜂窩結構30和一個反射層32。
所謂的層，就是指由一層或多層同種或非同種性質的材料制成的層。
阻尼消音層28是一個起到耗散作用的多孔結構，其將通過該結構
的聲波聲能部分轉換成熱能。
反射層32隔絕聲波，并且沒有任何用于消音處理的孔洞。
這些不同的層不再詳述，因為業內人士均已知曉。
蜂窩結構30對應的體積， 一方面由與反射層32相關的第一假想
面34限定；另一方面該體積還由與阻尼消聲層28相關的第二假想面
36限定，如圖8所示。
第一假想面34和第二假想面36之間的距離可以不是常數。這樣，
這個距離在進氣道的唇緣部位時可以更大些，以便給予該結構一個更
大的強度，尤其是抗撞擊強度。
蜂窩結構30有多個通向第一表面和第二表面的通道。這些通道一
方面被多孔阻尼消音層封閉，另一方面被反射層封閉，從而形成了一
個隔間。最好兩個鄰近的通道被一個側壁分開。
為了減輕噪音的影響，至少在進氣道22的部分空氣動力面上要敷 設消音一十墊26。
根據一種實施方式，該消音襯墊26從發動機機艙的內管壁20沿 著進氣道的整個周邊延伸至進氣道的頂部24。消音襯墊26最好延伸 超出進氣道的頂部24,并覆蓋住發動機機艙的外表面34的一部分， 如圖2和圖6所示。
為了限制冰霜的形成或避免其堆積，進氣道22要有防水處理裝置。
更確切地說，本發明涉及一種利用/人發動枳4是取的熱空氣回流到 空氣動力面的內管壁部位來進行防冰處理的方法。
根據本發明，蜂窩結構30在某些通道的側壁部位預置有切口或孔 洞38,用以連通鄰近的通道，/人而建立一個通道連通網來隔離至少一 個或一組未連通的通道。另外，蜂窩結構在其一側至少有一條熱氣進 口 40。
根據一種實施方式，蜂窩結構在側壁的某些邊緣部位上有切口 ， 這些切口能夠安置在覆蓋有阻尼消音層的第二假想面36。
這樣，與現有技術不同，蜂窩結構保留著一些相互間未連通的隔 間，但有一個允許聲波通過的表面，即覆蓋著阻尼消音層的表面。這 樣，這些相互間未連通的隔間的防冰處理功能沒有被削弱，因為反射 層仍舊是密閉的。
根據圖3所示的第一種實施方式，蜂窩結構30由蜂窩狀填料組成。 因而，通道為六角形，且鄰近的通道被側壁分離開。根據本發明，由 于有了切口或孔洞38，根據某種對角線布置的通道是相連通的。最好 沿著朝第一方向的第一對角線42,及沿著朝第二方向的第二對角線44 來連通通道。這種布局可以利用通道側壁把未連通的通道的各組群46 之間隔離開。舉例說明，圖3中用灰色表示的連通通道可以把九個未 連通的通道隔離開來。
根據圖4、 5、 6A、 6B、 7A、 7B、8至ll所示的另一種變例， 蜂窩結構30 —方面有多個被稱作縱向條帶的第一條帶48,它們對應于上述體積與帶有縱軸18的徑向平面的交叉，另一方面蜂窩結構還有 多個被稱作橫向條帶的第二條帶50,它們對應于上述體積與徑向平面 上的相交面的交叉。最好每個橫向條帶50在與第二假想面36的每個 交叉點上大致地垂直于該點在第二假想面36的正切線。
最好每個縱向條帶48在與橫向條帶50的每個交叉點上大致地垂 直于該點在每個橫向條帶50上的正切線。
所謂的相交面，就是指與第一假想面34和與第二假想面36相交 的那個平面或表面。
一般情況下，蜂窩結構在相交面上有一系列的第一條帶48,所述 第一條帶48之間不相交且相互之間有間距，蜂窩結構在相交面上至少 有一個第二系列的第二條帶50，所述第二條帶50之間不相交且相互 之間有間距。第一條帶48與第二條帶50相交時， 一方面限定了兩個 鄰近的第一條帶之間的通道，另一方面還限定了兩個鄰近的第二條帶 之間的通道。這樣獲得的通道具有四個側面。
同樣，為了簡化設計，將第一條帶安置在帶有發動機機艙的縱軸 的徑向平面上。
為了獲得堅固的結構，將第二條帶設置為大致垂直于第一條帶， 從而得到的通道截面為方形或長方形。這種辦法同樣可以簡化設計。 當然，人們還可以考慮采用其他形狀的截面，例如菱形。
通道的截面在彎曲區域是變化的。這樣，通道的截面在第二假想 面36和第一假想面34之間發生變化，第二布i想面36上的通道截面大 些，而第一假想面34上的截面小些。
為了把相互交錯的不同系列的條帶組裝起來，第一切口 52預置在 縱向條帶48上，它們與橫向條帶50上的第二切口 54相配合。應理解 的是，在條帶系列的數量超過兩個時，只須在每個條帶上增加切口數 量即可。
第一切口 52和第二切口 54不從一個邊延伸到另一個邊，方i"更了 組裝工序。
第一切口 52的長度和第二切口 54的長度均經過調校，使縱向條 帶和橫向條帶的邊緣能安置在假想面34和36上。才艮據一種實施方式，第一切口 52 乂人安置在第二邗i想面36上的縱 向條帶邊緣開始延伸。另外，第二切口 54從安置在第一假想面34的 橫向條帶邊緣開始延伸。
根據一種實施方式，蜂窩結構被放置在待處理的表面上時，將蜂 窩結構30可能有的形狀數值化。然后，以可行的方法對縱向條帶和橫 向條帶進行定位，以確定它們之中每一個的幾何形狀。可以采用如網 格軟件的方法來分析表面。通過采用幾何投影方法進行表面分析。
這樣，如圖5所示，在進氣道的情況下，縱向條帶48的外形如C, 其第一邊緣56能與第一假想面34相連，而第二邊緣58能與第二假想 面36相連。根據一些變例，邊緣56和邊緣58的分離距離可以從一個 條帶變化到另一個條帶，或者沿著同一個條帶的型面變化。縱向條帶 48是用基本平整的板材切割制成。這種平面切割技術簡化了制作工藝。 在縱向條帶48安放在徑向平面的情況下，縱向條帶與橫向條帶50組 裝時不會彎曲。
如圖6A、 6B、 7A和7B所示，在進氣道的情況時，-鏡向條帶50 的外形為環形，其第一邊緣60能夠與第一假想面34相連，第二邊緣 62能夠與第二假想面36相連。邊緣60和62的曲率半徑能夠隨著離 開頂部24的距離而逐步發生變化，對片黃向條帶50來說，變化是從一 個與形成發動枳4幾搶的管道的曲率半徑相對應的凄t值R開始，如圖6A 所示。對于安放在進氣道頂部24位置的橫向條帶50來說，當半徑為 無限時，邊緣60和62幾乎是直線，如圖7A所示。
橫向條帶50最好由基本平整的板材切割制成。
本發明的一個優點在于橫向條帶和縱向條帶均采用了平面切割， 這樣簡化了制作工藝，而且它們不再需要任何成型加工，確保了反射 層和阻尼消音層上各隔間的校準工作。
橫向條帶相當柔韌，能夠根據它們的位置盡可能的彎曲，從而交 錯在縱向條帶里。如圖6B所示，安放在蜂窩結構區域里的橫向條帶 50只有一個曲率半徑，尤其是其大致圓柱形的部分一旦被組裝就置于 平面當中。
大部分橫向條帶50足夠柔韌，能夠根據它們在蜂窩結構里的位
10置，按著一個垂直于條帶表面的曲率半徑r做盡可能的彎曲，如圖7B 所示。這樣，遠離頂部24部位的橫向條帶50不會彎曲，而與無限的 曲率半徑r相對應，對置于頂部24處的橫向條帶50而言，隨著相關 的橫向條帶與頂部24之間分離距離的變化，橫向條帶50的曲率半徑 r在逐步的減小，直至半徑r完全與頂部半徑相等，如圖7A和7B所 示。
根據本發明的一個重要優點，條帶一旦被組裝，或者反射層或阻 尼消音層被敷設就位時，條帶不會再變形。
由于這樣制成的消音襯墊的外形與待處理表面的外形相匹配，消 音襯墊在上述待處理的表面敷設就位后不會再變形。因此，與現有技 術不同，蜂窩結構與反射層或阻尼消音層之間的連接不再存在被損壞 的風險，且與條帶對應的通道壁的位置完全在掌控之中，側壁在數值 化時保持在期待的位置上。
如圖9所示，縱向條帶48和橫向條帶50組裝之后，再把它們用 焊接方式連接起來，例如用釬焊64,或用粘接連接。當然，也可以考 慮其他確保條帶之間連接的解決辦法。
根據一些變例，條帶的邊緣可以具有更加復雜的外形和多個曲率 半徑，以期得到更加復雜的表面。
根據 一 些情況，可以改變同 一 系列條帶間的間距。
這樣，依次連續的第一切口 52'和52〃之間可有很小的間隔，使 依次連續的橫向條帶50'和50〃之間有較小的間距，如圖8所示。同 樣如圖8所示，依次連續的第二切口 54'和54〃之間有很小的間隔， 使依次連續的縱向條帶48'和48〃之間有較小的間距。
這種布局可以獲得截面可變的隔間。
根據本發明，為了獲得防冰處理功能，條帶48和50可以有切口 38,使某些隔間之間相互溝通，從而獲得一個通道網。這種解決辦法 能夠在預置的依次連續和鄰近的條帶48和50之間形成一個用以輸送 熱空氣來獲得防冰處理功能的通道網，如圖4所示。
那些未連通的隔間用于消音處理功能。
這種結構配置能使防冰處理功能和消音處理功能相兼容，在某些消音襯墊的隔間中，那些相互之間未連通的隔間專門用于消音處理功
能；相互之間相連通的隔間專門用于防冰處理功能。
與使用蜂窩形填料組成蜂窩結構的解決方法不同，這種布局能夠 按照隔間的功能來調配它們的截面。這樣，相鄰的條帶48， 50所限定 的專門用于防冰處理中輸送熱空氣的隔間66的截面就小些，而專門用 于消音處理的隔間68的截面就大些。這樣，如圖IO所示，用于消音 處理的隔間66在第二假想面上占用的表面就小些，以便不減少負責消 音處理工作的隔間68所對應的表面面積。
如圖11所示，至少一條熱氣進口 40通向一個空腔或一條通^各70, 該熱氣尤其是來自動力系統的熱空氣，其預備用于蜂窩結構30的周邊 部分，至少是局部地方。至少一個所述通^各或空腔70通過孔洞或切口 38與至少一個用于防水處理工作的隔間66相連通。
根據另一個從圖IO所描繪的實施方式中得出的優點，由于蜂窩結 構30在條帶組裝之后不再會變形，用于防冰處理中的通道不再有任何 被壓扁的風險，這與使用蜂窩形填料的方法不同，用蜂窩形方法敷設 防護層時，側壁的任意變形會導致壓扁某些通道。
根據另一個優點，采取調配條帶之間的間距，并按照需要大面積 除冰的位置來減小流通截面的辦法，就可能準確地提供除水所需的空
氣
在第二假想面上所布置的阻尼消音層28最好能有小孔或微型孔， 以便蜂窩結構的隔間內部能與外部溝通。某些小孔或微型孔用于消音 處理，其他的則用于防冰處理。
有利地，至少用于防水處理工作的小孔或微型孔在阻尼消音層外 表面是傾斜的而不是規范的，用以通過分層方式把熱空氣輸送至待處 理的外表面。這種結構配置同樣能降低孔洞(小孔或微型孔)堵塞的 危險，尤其是污染造成的孔洞堵塞。
當然，本發明絕不局限在上面圖示和說明的實施方式，反之它包 括了全部變例。因而，本發明不局限在前緣部位，它適用于所有能用 熱空氣進行防冰處理的各種消音處理襯墊。
權利要求
1.一種在飛行器表面進行消音處理的消音襯墊，尤其是在前緣部位，諸如飛行器發動機機艙的進氣道，所述消音襯墊有一個阻尼消音層(28)、至少一個蜂窩結構(30)和一個反射層(32)，所述蜂窩結構(30)有多個通向第一假想面(34)和第二假想面(36)的通道，其特征在于所述蜂窩結構(30)在某些通道的側壁上預置有切口或孔洞(38)，用以連通鄰近的通道，以建立一個通道連通網來隔離至少一個或一組未連通的通道，至少一個已連通的通道與至少一條熱氣進口(40)相連通。
2. 根據權利要求1所述的消音襯墊，其特征在于所述蜂窩結構 (30)有一系列的第一條帶(48)，所述第一條帶相互之間不相交且有間距，所述蜂窩結構還至少有一個第二系列的第二條帶(50)，所 述第二條帶相互之間不相交且有間距，其特征還在于所述第一條帶 (48)與所述第二條帶(50)相交時， 一方面在兩個鄰近的第一條帶 (48)之間，另一方面在兩個鄰近的第二條帶(50)之間限定出通道。
3. 根據權利要求2所述的消音襯墊，其安置在飛行器發動機機艙 的進氣道位置，其特征在于被稱作縱向條帶的所述第一條帶安置在 帶有發動機機艙的縱軸(18)的徑向平面上。
4. 根據權利要求2或3所述的消音襯墊，其特征在于每個被稱 作橫向條帶的所述第二條帶(50)大致垂直于所述第二假想面(36) 的正切線。
5. 根據權利要求3或4所述的消音襯墊，其特征在于每個縱向 條帶(48)大致垂直于每個橫向條帶(50)的正切線。
6. 根據權利要求2至5中任意一項所述的消音襯墊，其特征在于所述縱向條帶(48)上有第一切口 (52)，該第一切口與所述橫向條 帶(50)上預置的第二切口 (54)相配合。
7. 根據權利要求2至6中任意一項所述的消音襯墊，其特征在于 由相鄰的條帶(48， 50)限定的在防冰處理中專門輸送熱空氣的第一 隔間(66)的截面較小，由條帶(48, 50)限定的專門用于消音處理 的第二隔間(68)的截面較大，限定第二隔間的條帶(48, 50)的間 距比限定第一隔間的條帶(48, 50)的間距大。
8. 根據前述權利要求中任意一項所述的消音襯墊，其特征在于 消音襯墊有一個空腔或一條通路(70)，其與一個安置在蜂窩結構周 邊部分的熱氣進口 (40)相連通，所述空腔或通路能與至少一個輸送 熱氣的隔間(68)相連通。
9. 一種飛行器的前緣部位，其敷設有根據前述權利要求中任意一 項所述的消音襯墊。
10. —種飛行器發動機機艙的進氣道，其敷設有一種根據權利要 求1至8中任意一項所述的消音襯墊。
全文摘要
本發明涉及一種在飛行器表面進行消音處理的消音襯墊，尤其是在前緣部位，諸如飛行器發動機機艙的進氣道，所述消音襯墊有一個阻尼消音層、至少一個蜂窩結構(30)和一個反射層，所述蜂窩結構(30)有多個通向第一假想面(34)和第二假想面(36)的通道，其特征在于所述蜂窩結構(30)在某些通道的側壁上預置有切口或孔洞(38)，用以連通鄰近的通道，以建立一個通道連通網來隔離至少一個或一組未連通的通道，至少一個已連通的通道與至少一條熱氣進口(40)相連通。
文檔編號F02C7/045GK101631941SQ200880005579
公開日2010年1月20日 申請日期2008年2月14日 優先權日2007年2月20日
發明者法布里斯·岡蒂耶, 瓦萊里·弗呂斯蒂耶, 貝爾納·迪普里厄 申請人:法國空中巴士公司