用于飞行器推进组件的声学处理设备及其制造方法与流程

本发明涉及飞行器的声学处理的领域，特别地涉及一种用于飞行器推进组件的声学处理设备及其制造方法。

背景技术：

1、现有技术特别包括文献us-a1-2020/265821、us-a1-2015/0027629、us-a1-2018/0230905以及us-a1-2013/0133977。

2、对于飞行器中的声学处理，特别是为了使在飞行器的各种结构中传播的声波衰减，已知使用以“三明治”形状呈现的声学处理装置，在该声学处理装置中，两个皮层对分格式结构(通常为蜂窝状结构)进行包封，该声学处理装置的特性适用于使给定频率范围内的声波衰减。

3、这种类型的声学处理设备通常被设计成安装在包括短舱和飞行器发动机的推进组件的部件上。例如，这种类型的声学处理设备可以被安装在短舱面板、发动机面板上或安装在位于定子叶片或转子叶片之间的平台上。

4、图1a示出了声学处理设备101的示例，在该声学处理设备中，由复合材料制成的两个板103和105(即声学处理设备的皮层)通过胶合安装到蜂窝状结构107。

5、以已知的方式，蜂窝状结构107由以周期性排布的方式布置的横截面为六边形的中空单元格构成。此外，声学处理设备的皮层103(通常被称为声学皮层)是多孔的，以改善皮层的声学性能，而另一皮层105不是多孔的，只是所谓的包封皮层。

6、这种设备的声学性能主要与该设备的分格式结构有关，特别地，通过该设备衰减声波所在的频率范围取决于分格式结构中的单元格的几何形状和尺寸。

7、特别地，在常规声学处理技术中，与分格式结构的腔室的高度相比，颈部的长度较小。更具体地，在常规技术中，由于颈部是通过在壁上简单地穿孔而获得的，因此颈部的长度等于复合板材金属壁(碳+树脂)的厚度，复合板材金属壁构成处理部的润湿表面。

8、由此形成的亥姆霍兹谐振器的运行通过调整空气腔室的尺寸来优化，以在颈部处获得最大声速。这种优化需要腔室高度约为待处理的主频率的波长的四分之一。这意味着对于在环境空气中频率为100hz、波长为3.4米的声波，必要的腔室高度为：

9、[公式1]

10、

11、在覆盖的宽频率带宽方面，这还提供了非常有趣的特性。

12、然而，推进系统的优化的当前趋势朝向减少叶片的数量和旋转组件的转速方向发展，旋转组件例如为护罩式架构中的风扇(例如，涡轮风扇)和/或非护罩式架构(例如具有非护罩式风扇(特别是对转式开放转子)的发动机)中的螺旋桨。结果是声学辐射频率的降低。

13、因此，处理面板的优化需要增大处理面板的厚度，以增大腔室的高度，从而降低面板中共振腔室的调谐频率。这使得面板与和新的超高涵道比(ultra high bypass ratio，uhbr)架构(即具有非常高的涵道比)相关联的重量约束和占用空间约束不兼容。

14、实际上，实施不存在锥体并调谐到这些频率的常规声学处理部需要20cm至25cm厚的腔室。此外，由于所谓的狭长短舱尺寸以及从特别低的频率开始的声学特征，具有非常高的涵道比的涡轮风扇发动机不能使用这种声学处理面板，并且因此需要使用特定的声学涂层。更具体地，除了处理中频和高频的常规吸收结构之外，还需要能够使在150hz至800hz范围内的低频有效衰减的、具有占用空间小的声学处理面板的声学处理部。

15、总是能够调整亥姆霍兹谐振器的尺寸，使得亥姆霍兹谐振器在较低的频率有效，以例如通过调整颈部的高度和共振腔室的体积来减小径向占用空间。

16、在给定的小占用空间的约束下，这种类型的尺寸调整的缺点是随着频率的降低，处理部最佳地作用的频带急剧降低。实际上，将锥体接合到共振蜂窝状腔室使得能够增大颈部的高度，从而将单元格的高度降低到7cm或8cm，而不是在没有内部锥部的单元格的情况下的20cm至25cm。

17、此外，已知的制造方法限制了可以用于具有蜂窝状结构的单元格(例如图1a所示的单元格)的几何形状的范围。因此，(对于声学衰减)可达到的频率范围实质上是有限的。

18、扩展声波衰减的频率范围的一种可能方法是堆叠具有尺寸不同的单元格的多个分格式结构，因此旨在在不同频率范围内产生声学衰减。

19、如图1b所示，声学处理设备109由两个皮层111和113以及由中间层119分隔开的两个不同的分格式结构115和117构成，中间层是多孔层，也被称为“隔板”。与图1a所示的被称为单自由度(single degree of freedom，sdof)的简单结构不同，这种类型的堆叠被称为双自由度(double degree of freedom，ddof)。

20、然而，这些方法也受到限制，原因在于为了在低频产生声学衰减，这些方法需要显著增大分格式结构的中空单元格的高度，因此需要显著增大声学处理设备的总厚度。然而，遵守占用空间的一些约束(特别是为了不影响推进组件的阻力的事实)防止声学处理设备超出一些限制。

21、为了克服该问题，已知将如下的形状部结合到声学处理设备中，这些形状部被专门设计以使低频衰减而不显著增大设备的总厚度。典型地，突出的形状部(例如锥体)被接合到分格式结构的单元格中。所使用的形状部的形状和精确尺寸适于在给定频率范围内产生声学衰减。

22、一种已知的方法是以离散的方式将锥体接合到分格式结构的单元格中。然而，由于锥体的数量决定了所获得的声学衰减水平，因此该方法在可处理的可用表面积方面受到限制，并且因此在声学性能方面受到限制。

23、另一种众所周知的方法包括对通过杆联接在一起的锥体(也接合在袋部中)进行集成。在这种情况下，实际上，在所述锥体与分格式结构的单元格之间存在的间隙倾向于使设备的声学性能劣化。实际上，必须将杆布置在分格式结构的凹口中，这需要高度复杂的几何控制。

24、最后一种方法包括将由板(锥体从板露出)形成的结构引入到设备中。当设备被安装时，这些锥体接合到分格式结构的袋部(即，单元格)中。这种类型的结构特别地通过注射或压缩来制造，以实现能够使低频衰减的薄的声学处理设备。

25、然而，后一种方法还受到如下的事实的限制：为了使声学处理设备能够附接到推进组件的部件，必须对分格式结构中的一些单元格进行填充，以使使得能够进行安装的紧固装置穿过。

26、特别地，设备的安装需要用涂层、树脂或密封剂来填充分格式结构的一些单元格。这种被称为“灌封”的操作具有许多缺点：

27、首先，这种操作是制造过程中的附加操作。其次，这种操作必然包括干燥时间。第三，这种操作受到不精确性的影响，从而导致比所需的更多的单元格被精细填充。

28、因此，由于密封剂、涂层或树脂的不正确应用，这种操作导致更高的生产成本和处理表面积的损失。

技术实现思路

1、本发明提供了针对这些缺点的解决方案。

2、为此，根据第一方面，本发明涉及一种用于飞行器推进组件的声学处理设备，该设备包括对声学结构进行包封的第一皮层和第二皮层，所述声学结构包括分格式结构和形状部结构，分格式结构包括多个中空单元格，形状部结构包括多个突出形状部，使得所述突出形状部中的每一个突出形状部接合在分格式结构的不同中空单元格中，

3、所述声学处理设备的特征在于，所述形状部结构还包括至少一个柱部，柱部的形状不同于突出形状部的形状，该柱部被设计成适配到分格式结构的至少一个中空单元格中并且使得声学处理设备能够固定到飞行器推进组件的部件。

4、根据本发明的声学处理设备可以包括被单独地采用或被彼此组合地采用的以下特征中的一项或多项：

5、-形状部结构的每个柱部的尺寸被设计成使得每个柱部适配到分格式结构的不同中空单元格中。

6、-形状部结构的每个柱部的尺寸被设计成使得每个柱部适配到分格式结构的由多个相邻的中空单元格形成的中空区域中。

7、-每个柱部包括通孔，该通孔被设计成使得紧固装置能够穿过。

8、-每个孔包括机加工部分，例如钻孔、铣削孔或沉孔，机加工部分适于使紧固装置的头部能够接合，使得紧固装置的所述头部不从所述孔露出。

9、根据第二方面，本发明还涉及一种飞行器推进组件，该飞行器推进组件包括至少一个根据第一方面的声学处理设备。

10、最后，根据第三方面，本发明涉及制造根据第一方面的声学处理设备的方法，该方法包括：

11、-制造形状部结构；

12、-将形状部结构与分格式结构安装在一起，以形成声学结构；以及

13、-将声学结构与第一皮层和第二皮层安装在一起，以形成声学处理设备。

14、根据本发明的制造方法可以包括被彼此独立地采用的或被彼此组合地采用的以下特征中的一个或多个：

15、-该方法还包括在形状部结构的柱部中对声学处理设备进行钻孔。

16、-在制造形状部结构期间，通过模具的突出部分或者通过布置在模具中的嵌件来在所述形状部结构的柱部中形成孔。

17、-在制造形状部结构期间，所述形状部结构的柱部通过布置在模具中的嵌件制成。